Способ регулирования газовых турбин при глубоких снижениях частоты в энергосистеме




Владельцы патента RU 2625552:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") (RU)
Фонд поддержки научной, научно-технической и инновационной деятельности "Энергия без границ" (Фонд "Энергия без границ") (RU)
Открытое акционерное общество "Научно-технический центр Единой энергетической системы" (ОАО "НТЦ ЕЭС") (RU)

Изобретение относится к электроэнергетике и может быть использовано в системах автоматического регулирования газовых турбин электростанций для перевода газовых турбин в режим регулирования скорости вращения при снижении частоты в энергосистеме. В способе регулирования газовых турбин, включающем измерение частоты вращения ротора генератора газовой турбины в режиме реального времени, сравнение текущего значения частоты вращения с заданными уставками каждой из ступеней технологической защиты газовой турбины и формирование защитных сигналов, при выявлении снижения частоты вращения до уставки одной из ступеней технологической защиты начинают отсчет времени для этой ступени. В случае превышения частотой вращения значения уставки данной ступени в течение заданной выдержки времени на ее срабатывание отсчет времени прекращают, при этом продолжают вести отсчет времени для ступеней с более высокими уставками по частоте. В случае отсутствия превышения частотой вращения значения уставки данной ступени в течение заданной выдержки времени на ее срабатывание формируют защитный сигнал данной ступени на перевод газовой турбины из режима поддержания мощности с коррекцией по частоте в режим регулирования скорости вращения и на отключение генератора от сети. Изобретение позволяет повысить надежность и живучесть электростанции за счет повышения надежности работы газовых турбин при глубоких снижениях частоты в энергосистеме.

 

Изобретение относится к электроэнергетике и может быть использовано в системах автоматического регулирования газовых турбин электростанций для перевода газовых турбин в режим регулирования скорости вращения при снижении частоты в энергосистеме.

Известен способ защиты турбомашины при сбросе нагрузки (авторское свидетельство SU №1442676, МПК F01D 21/02, опубл. 07.12.1988), согласно которому измеряют частоту вращения и угловое ускорение ротора, сравнивают их с заданными значениями и формируют защитные сигналы при превышении измеренных величин заданных значений.

Недостатками данного способа являются недостаточные функциональные возможности технологической защиты турбины и длительное время восстановления параллельной работы турбины с системой.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является способ управления скоростью вращения турбины во время сброса нагрузки (патент US №6070405, МПК F02C 9/28, опубл. 06.06.2000), согласно которому измеряют частоту вращения ротора генератора газовой турбины в режиме реального времени при сбросе нагрузки, сравнивают ее текущее значение с заданной уставкой защитной автоматики газовой турбины, формируют защитный сигнал, который подается на исполнительный механизм.

Недостатком указанного способа являются недостаточные функциональные возможности технологической защиты турбины при снижении частоты.

Техническая задача изобретения состоит в предотвращении избыточных срабатываний технологической защиты перевода газовой турбины из режима поддержания мощности с коррекцией по частоте в режим регулирования скорости вращения при глубоких снижениях частоты в энергосистеме.

Технический результат изобретения заключается в повышении надежности и живучести электростанции.

Это достигается тем, что в способе регулирования газовых турбин, включающем измерение частоты вращения ротора генератора газовой турбины в режиме реального времени, сравнение текущего значения частоты вращения с заданными уставками каждой из ступеней технологической защиты газовой турбины и формирование защитных сигналов, при выявлении снижения частоты вращения до уставки одной из ступеней технологической защиты начинают отсчет времени для этой ступени. В случае превышения частотой вращения значения уставки данной ступени в течение заданной выдержки времени на ее срабатывание отсчет времени прекращают, при этом продолжают вести отсчет времени для ступеней с более высокими уставками по частоте. В случае отсутствия превышения частотой вращения значения уставки данной ступени в течение заданной выдержки времени на ее срабатывание формируют защитный сигнал данной ступени на перевод газовой турбины из режима поддержания мощности с коррекцией по частоте в режим регулирования скорости вращения и на отключение генератора от сети.

Реализация предлагаемого способа регулирования газовых турбин при глубоких снижениях частоты в энергосистеме осуществляется следующим образом.

В режиме поддержания мощности с коррекцией по частоте осуществляют постоянное измерение значения частоты вращения ротора генератора газовой турбины. При глубоких снижениях частоты вращения (порядка 47,5-46 Гц), до значения уставки одной из ступеней технологической защиты газовой турбины (момент времени t0), начинают вести отсчет времени для данной ступни до достижения заданной выдержки времени tуст на ее срабатывание. На интервале времени от t0 до (t0+tуст) технологическая защита продолжает измерять значение частоты вращения без формирования защитных сигналов.

Если на временном интервале от от t0 до (t0+tуст) значение частоты вращения превысит уставку данной ступени , то отсчет времени на этой ступени прекращают и ее срабатывания не происходит. При этом продолжают отсчет времени для ступеней с более высокими уставками по частоте вплоть до срабатывания той из них, где раньше будет достигнуто значение выдержки времени на срабатывание. Если за это время значение частоты вращения ротора генератора превысит уставку первой ступени технологической защиты, отсчет времени прекращают для всех ступеней до следующего снижения частоты.

В случае, если на протяжении заданной выдержки времени на срабатывание (на интервале от t0 до (t0+tуст)) значение частоты вращения не превысит уставку данной ступени , происходит срабатывание ступени, при котором выдается защитный сигнал на перевод газовой турбины в режим регулирования скорости вращения, а также сигнал на отключение генераторного (или блочного) выключателя.

Вследствие того, что ступени срабатывания технологической защиты газовой турбины имеют значительные выдержки времени при меньших снижениях частоты вращения , исключается ее срабатывание в цикле синхронных качаний с глубокими снижениями частоты.

Использование настоящего изобретения обеспечивает повышение надежности и живучести электростанции за счет повышения надежности работы газовых турбин при глубоких снижениях частоты в энергосистеме.

Способ регулирования газовых турбин при глубоких снижениях частоты в энергосистеме, заключающийся в измерении частоты вращения ротора генератора газовой турбины в режиме реального времени, сравнении текущего значения частоты вращения с заданными уставками каждой из ступеней технологической защиты газовой турбины и формировании защитных сигналов, отличающийся тем, что при выявлении снижения частоты вращения до уставки одной из ступеней технологической защиты начинают отсчет времени для этой ступени, и в случае превышения частотой вращения значения уставки данной ступени в течение заданной выдержки времени на ее срабатывание отсчет времени прекращают, при этом продолжают вести отсчет времени для ступеней с более высокими уставками по частоте, а в случае отсутствия превышения частотой вращения значения уставки данной ступени в течение заданной выдержки времени на ее срабатывание формируют защитный сигнал данной ступени на перевод газовой турбины из режима поддержания мощности с коррекцией по частоте в режим регулирования скорости вращения и на отключение генератора от сети.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину, преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования турбореактивного двигателя, оптимизирующим его работу в зависимости от условий полета, в частности обеспечение оптимальных тягово-экономических характеристик во всей области эксплуатации самолета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Изобретение относится к области оборудования для проведения испытаний и может быть использовано для проведения приемосдаточных и других испытаний газотурбинных двигателей различного назначения.

Изобретение относится к энергетике. Способ и устройство предназначены для остановки генератора с целью подготовки его к повторному запуску.

Изобретение относится к энергетике. Термоуправляемый узел для узла газовой турбины газотурбинной системы содержит элемент теплопередачи, имеющий первую часть и вторую часть, при этом первая часть расположена внутри первой полости, имеющей первую температуру, а вторая часть расположена во второй полости, имеющей вторую температуру, причем элемент теплопередачи проходит через полую стенку, и первая температура больше, чем вторая температура.

Использование - в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Техническим результатом является повышение точности измерителя температуры газа ГТД на переходных режимах.

Описаны системы и способы обнаружения утечек топлива в газотурбинных двигателях. В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения предлагается способ обнаружения утечки топлива в газотурбинном двигателе.

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД) относится к авиационному двигателестроению. В системе каждый клапан выполнен однопоршневым, его вход размещен со стороны надпоршневой полости, выход - со стороны боковой поверхности поршня, а подпоршневая полость сообщена с наружным контуром и в ней установлена пружина.

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности.

Изобретение относится к электротехнике, тепло- и электроэнергетике, а именно к когенерационным системам получения энергии для энергоснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя и тепла для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой. Система генерирования электрической и тепловой энергии снабжена двумя изолированными контурами, системой парогенерирования, первой и второй секцией шин с секционным выключателем, блоком синхронизации, первым и вторым пассивными фильтрами, и также активным фильтром. Изобретение позволяет повысить эффективность функционирования энергетической установки параллельно с сетью за счет фильтрации высших гармонических составляющих вырабатываемого тока посредством активного фильтра и синхронизацией тока по фазе через синхронизирующее устройство, а также использования в блоке утилизации выхлопных газов двух изолированных контуров циркуляции энергоносителя. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности кратковременного обеспечения максимальной скорости полета самолета. Ожидаемый технический результат - возможность увеличения тяги сверх штатных режимов в ходе эксплуатации двигателя. Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, согласно настоящему изобретению предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на полном форсажном режиме (режиме работы двигателя с максимальным расходом топлива через форсажные коллекторы) с замером тяги, затем перенастраивают регулятор на повышение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной, не превышая максимально допустимых значений для данного типа двигателей, до достижения заданного прироста тяги и фиксируют значения регулятора, а при не достижении заданного прироста тяги значения регулятора также фиксируют для максимально полученного прироста тяги, затем на основе полученных данных формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, далее в ходе эксплуатации двигателя при необходимости увеличения тяги сверх штатных режимов задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной. 2 табл., 2 пр.

Струйный регулятор ГТД по приведенным оборотам относится к системам автоматического регулирования энергетических установок и может использоваться, в частности, в системах управления газотурбинных двигателей, а также при моделировании в лабораторных условиях работы силовой установки. Содержит струйный блок управления, выходы которого подключены к исполнительному механизму, вал с установленным на нем диском с отверстиями для получения сигнала о частоте вращения компрессора и термоприемник, выполненный в виде непроточного трубопровода, помещенный в среду, температура которой измеряется. Струйный регулятор сравнивает промежуток времени прохождения импульсов по трубопроводу с промежутком времени поворота вала на заданный угол. При равенстве этих временных промежутков заданный угол поворота диска однозначно определяет значение приведенных оборотов. Технический результат - повышение точности определения приведенных оборотов и, как следствие, более оптимальное регулирование параметров ГТД. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем, в частности запуска при выходе двигателя на режим авторотации. Частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, а после достижения холостой частоты вращения совместно авторотирующих роторов, частоту вращения роторов поддерживают постоянной, с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя. Использование изобретения позволяет поддерживать обороты вала ротора высокого давления на уровне, достаточном для запуска на режиме авторотации в полете, позволяет увеличить ресурс агрегатов вспомогательной силовой установки двигателя, увеличить показатели надежности и безотказности силовой установки. 1 ил.

Изобретение относится к способу мониторинга цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки, содержащему следующие этапы: (i) определяют продолжительность воспламенения в двигателе при определенном параметре запуска, (ii) определенную таким образом продолжительность воспламенения в двигателе сравнивают с контрольной продолжительностью воспламенения для контрольного двигателя и при этом параметре запуска, (iii) определяют показатель запуска двигателя, (iv) повторяют этапы (i)-(iii) для этого параметра запуска при каждом запуске двигателя в ходе цикла, и (v) в зависимости от изменения показателя генерируют тревожный сигнал об ухудшении цикла запуска двигателя. Технический результат изобретения – повышение надежности определения неисправности всей или части системы двигателя, участвующей в запуске газотурбинной установки. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления ГТД. Сигналы управления ЭР, ГМР и сигналы селектора затем преобразуют в пневматические сигналы, поступающие в струйный блок управления, в котором при исправном ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ГМР, а сигналы управления ЭР подают на исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем, при отказе ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ЭР, а сигналы управления ГМР подают на тот же исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем. Технический результат – обеспечение возможности оптимального управления ГТД на всех режимах работы. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем. При останове двигателя генерируемую вращением вала ротора низкого давления электроэнергию передают на электродвигатель-генератор вала ротора высокого давления, для создания дополнительного ускорения, обеспечивающего отношение продолжительности выбега вала ротора высокого давления к продолжительности выбега вала ротора низкого давления, равное 1,5…6,0. Использование изобретения позволяет исключить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1ил.

Изобретение относится к области управления электронно-гидромеханической автоматикой авиационных ГТД и может быть использовано для управления авиационным ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе аварийных. Система оснащена сигнализатором отказа насоса-регулятора, резервным дозатором топлива, двумя обратными клапанами, первым и вторым электромагнитными клапанами, а также гидравлическими переключателями, причем система дополнительно оснащена каналом отбора топлива, соединяющим четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, и резервным топливным каналом, соединяющим выход плунжерного насоса с входами резервного дозатора топлива и гидравлических переключателей, первый и второй электромагнитные клапаны размещены в резервном топливном канале, управляющие входы электромагнитных клапанов и резервного дозатора топлива связаны с блоком управления, выход первого электромагнитного клапана связан с входами гидравлических переключателей, установленных в топливных каналах, соединяющих выходы насосов и гидроцилиндры, первый обратный клапан размещен в топливном канале на третьем выходе насоса-регулятора, а второй - в канале, соединяющем четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, выход второго электромагнитного клапана подсоединен к каналу отбора топлива между вторым обратным клапаном и вторым входом распределителя топлива, резервный дозатор топлива входом подключен через резервный топливный канал к выходу плунжерного насоса, а выходом - к основному топливному каналу между первым обратным клапаном и распределителем топлива, при этом выход сигнализатора отказа насоса-регулятора связан с блоком управления. Технический результат изобретения – повышение безопасности эксплуатации летательного аппарата и обеспечение возможности завершения полетного задания и безаварийной посадки при частичном или полном отказе насоса-регулятора и/или блока его управления.1 ил.-
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-06-17 2017-07-21T16:50:09
Наверх