Способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) и регулирования подачей топлива на запусках газотурбинных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя на режимах запуска путем формирования необходимой величины ускорения ротора, которая уточняется непрерывно в процессе запуска вплоть до выхода на заданный режим. Предварительно задают требуемое время запуска в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, дополнительно измеряют текущее время от начала запуска, при этом величину ускорения ротора на режиме малого газа, требуемого для реализации заданного времени запуска, непрерывно определяют в процессе запуска до выхода на режим малого газа по формуле:

,

где nзад - частота вращения ротора на режиме малого газа;

nтек - текущая частота вращения ротора;

tзад - требуемое время запуска;

tтек - текущее время от начала запуска. 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) и регулирования подачей топлива на запусках газотурбинных двигателей.

Известны способы управления расходом топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, в которых для повышения надежности запуска в качестве регулируемого параметра используют ускорение частоты вращения ротора турбокомпрессора (описание к патенту GB на изобретение №2121986, МПК F02C 9/26, опубл. 04.01.1984; Добрянский Г.В., Мартьянова Т.С. Динамика авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1989 г., С. 140-144).

Однако известные способы управления расходом топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя по параметру ускорения частоты вращения не учитывают в полной мере особенностей динамики протекания внутридвигательных процессов.

Известен способ управления газотурбинным двигателем, на основе сравнения текущего значения ускорения частоты вращения с хранящимися в памяти заданными величинами ускорения частоты вращения при различных частотах вращения (описание к патенту US на изобретение №5212943, МПК F02C 9/26, опубл. 25.05.1993).

Однако данный способ не предусматривает корректировки заданной величины ускорения частоты вращения на динамических режимах в зависимости от текущего значения ускорения частоты вращения ротора.

Наиболее близким является способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя, при котором измеряют частоту вращения ротора и определяют текущее значение ускорения ротора (dn/dt)тек и его ускорение на режиме малого газа (dn/dt)зад, сравнивают текущее значение ускорения (dn/dt)тек с заданным (dn/dt)зад, изменяют расход топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего значения ускорения от заданного, (патент РФ на изобретение №2337250, МПК F02C 9/28, опубл. 27.10.2008).

В известном способе сравнивают измеренное значение ускорения ротора турбокомпрессора с заданным и пропорционально величине отклонения текущего ускорения ротора турбокомпрессора от заданной величины изменяют расход топлива в камеру сгорания. Определение заданной величины ускорения частоты производят по заранее установленным зависимостям.

Недостатком способа является постоянство значений заданного ускорения (представленное в виде зависимости от приведенной частоты вращения ротора). В широком диапазоне эксплуатационных условий, для конкретных экземпляров двигателей (с индивидуальными динамическими характеристиками), в ситуации изменения динамических характеристик в процессе исчерпания ресурса, управление двигателем предложенным способом может привести к затягиванию (невыполнению требований) переходного процесса с одной стороны, либо форсированию запуска, для обеспечения выполнения требований в течение всего ресурса с другой. Эти факторы снижают надежность работы двигателя и могут привести к невыполнению полетного задания самолета.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя на режимах запуска путем формирования необходимой величины ускорения ротора, которая уточняется непрерывно в процессе запуска вплоть до выхода на заданный режим.

Технический результат достигается тем, что в способе управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя, при котором измеряют частоту вращения ротора и определяют текущее значение ускорения ротора (dn/dt)тек и его ускорение, необходимое для выхода на режим малого газа за заданное время (dn/dt)зад, сравнивают текущее значение ускорения (dn/dt)тек с заданным (dn/dt)зад, изменяют расход топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего значения ускорения от заданного, в отличие от известного, предварительно задают требуемое время запуска в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, дополнительно измеряют текущее время от начала запуска, при этом величину ускорения ротора на режиме малого газа, требуемого для реализации заданного времени запуска, непрерывно определяют в процессе запуска до выхода на режим малого газа по формуле:

,

где nзад - частота вращения ротора на режиме малого газа;

nтек - текущая частота вращения ротора;

tзад - требуемое время запуска;

tтек - текущее время от начала запуска.

Способ поясняется чертежами, на которых изображены:

фиг. 1 - алгоритм управления двигателем в процессе запуска;

фиг. 2 - изменение параметров двигателя в процессе запуска.

Способ осуществляют следующим образом.

Алгоритм управления двигателем в процессе запуска представлен на фиг. 1.

Измеряют частоту вращения ротора, температуру и давление воздуха на входе в двигатель и текущее время от начала запуска tтек.

Задают время запуска (tзап) в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, .

Определяют частоту вращения ротора на режиме малого газа (nзад) в зависимости от температуры на входе в двигатель по зависимости .

В момент времени tтек=0 c начинают раскрутку ротора пусковым устройством, при этом дозатор устанавливают в положение, соответствующее программе , однако топливо в камеру сгорания не поступает, а перепускается через электро-магнитный клапан. При достижении заданной частоты вращения ротора (nЗАЖ) электромагнитный клапан закрывается, и топливо начинает поступать в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Одновременно с этим происходит включение агрегатов зажигания.

После розжига, который определяется по повышению температуры газа за турбиной на заданное значение, происходит переход на программу поддержания заданного времени запуска. В качестве регулируемого параметра (обратной связи) используют ускорение ротора ГТД, для чего определяют текущее значение ускорения ротора (dn/dt)тек и формируют заданное значение (dn/dt)зад, которое уточняется непрерывно в процессе запуска, вплоть до выхода на режим малого газа, по формуле:

,

где nзад - частота вращения ротора на режиме малого газа;

nтек - текущая частота вращения ротора;

tзад - время запуска;

tтек - текущее время от начала запуска.

Сравнивают текущее значение ускорения (dn/dt)тек с заданным (dn/dt)зад.

По заданной зависимости формируют необходимую величину ускорения.

Расход топлива в камеру сгорания изменяют в зависимости от величины отклонения Δ текущего значения ускорения от заданного.

Дозирование топлива в камеру сгорания осуществляется регулятором заданного типа, например ПИД.

Предлагаемый способ управления был исследован расчетно, для случая совместной работы с ограничителем .

На фиг. 2 приведено сравнение предлагаемого способа и способа прототипа. Как видно из графика, на начальном участке запуска (до выхода на программу ограничения) раскрутка ротора ГТД осуществляется аналогично как для случая управления по предлагаемому способу, так и для способа прототипа. На втором участке - при выходе на программу ограничения, расход топлива в камеру сгорания снижается, относительно требуемого для продолжения раскрутки с заданной скоростью.

На третьем участке запуска, при прекращении работы по программе ограничения и возврате на основную программу управления:

- в случае управления по способу-прототипу, дозирование топлива осуществляется таким образом, чтобы раскрутка ротора осуществлялась с ранее заданным темпом, таким образом, целевая частота вращения будет достигнута за время большее, чем в случае невыхода на программу ограничения;

- в случае управления по предлагаемому способу происходит пересчет заданного ускорения ротора, таким образом, чтобы осуществить достижение целевой частоты вращения за заданное время. Дозирование топлива осуществляется таким образом, чтобы раскрутка ротора осуществлялась с вновь пересчитанным заданным темпом.

Для обеспечения выполнения требований к запуску ГТД в случае управления расходом топлива существующими способами, традиционно используется форсирование запуска. То есть осуществляется отладка двигателя таким образом, чтобы время запуска было меньше требуемого. Подобный подход, хоть и обеспечивает выполнение требований к времени запуска в широко меняющихся эксплуатационных условиях, приводит к избыточному повышению расходов топлива и, как следствие, перегреву горячей части двигателя, то есть сокращает ресурс ГТД.

Предлагаемый способ управления реализует лишь необходимые избытки топлива, исключая нежелательный перегрев конструкции горячей части ГТД.

Введение программы управления расходом топлива на запуске после розжига по предлагаемому способу повышает качество работы САУ газотурбинного двигателя и, как следствие, повышает надежность газотурбинного двигателя и безопасность летательного аппарата.

Способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя, при котором измеряют частоту вращения ротора и определяют текущее значение ускорения ротора (dn/dt)тек и его ускорение, необходимое для выхода на режим малого газа за заданное время (dn/dt)зад, сравнивают текущее значение ускорения (dn/dt)тек с заданным (dn/dt)зад, изменяют расход топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего значения ускорения от заданного, отличающийся тем, что предварительно задают требуемое время запуска в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, дополнительно измеряют текущее время от начала запуска, при этом величину ускорения ротора на режиме малого газа, требуемого для реализации заданного времени запуска, непрерывно определяют в процессе запуска до выхода на режим малого газа по формуле:

(dn/dt)зад=(nзад-nтек)/(tзад-tтек),

где nзад - частота вращения ротора на режиме малого газа;

nтек - текущая частота вращения ротора;

tзад - требуемое время запуска;

tтек - текущее время от начала запуска.



 

Похожие патенты:

Система топливопитания газотурбинного двигателя относится к области двигателестроения, в частности к системам топливопитания газотурбинных двигателей летательного аппарата.

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета.

Изобретения относятся к способу и устройству для подачи топлива в газовую турбину. Описан способ управления подачей топлива в камеру сгорания газовой турбины, содержащей компрессор выше по потоку относительно камеры сгорания, причем способ содержит: подачу топлива в камеру сгорания; получение входного давления воздуха на входе компрессора; получение входной температуры воздуха на входе компрессора; получение выходного давления воздуха на выходе компрессора; получение сигнала отбора воздуха, указывающего количество воздуха, не поступающего в камеру сгорания; оценивание тепловыделение топлива, подаваемого в камеру сгорания, на основе входного давления воздуха, входной температуры воздуха, выходного давления воздуха и сигнала отбора воздуха; сравнение оцененного тепловыделения с требуемым тепловыделением, чтобы получить сигнал ошибки; и управление топливным клапаном, регулирующим подачу топлива в камеру сгорания, на основе сигнала ошибки.

Изобретение относится к области эксплуатации газовых турбин. В устройстве (60) для регулирования подачи топлива в процессе работы стационарной газовой турбины (40), а также электростанции (42), предусмотрено, чтобы в резервуаре (30) приготавливался объем (BV) топлива с давлением, существенно повышенным по сравнению с давлением в топливной сети (13), и, в случае необходимости, кратковременно подавался в забранное из топливной сети (13) топливо (B) с целью повышения его давления.

Способ для мониторинга системы для приведения в действие изменяемых геометрий турбореактивного двигателя, при этом способ мониторинга содержит этап для определения стабилизированного режима, этап для определения среднего значения управляющего тока в ходе определения стабилизированного режима и этап для сравнения упомянутого среднего значения с предварительно определенным пороговым значением.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления работой установки внутреннего сгорания с повышением давления, включающий: нахождение скважности импульсов топливной форсунки и частоты циклов сгорания, которые соответствуют заданной рабочей точке нагрузки и заданному коэффициенту заполнения камеры сгорания установки; определение уставки давления подачи топлива, уставки момента впрыска для топливной форсунки и уставки момента зажигания, которые обеспечивают найденную скважность импульсов топливной форсунки и найденную частоту циклов сгорания; и передачу управляющего сигнала давления подачи топлива, содержащего уставку давления подачи топлива, в устройство обеспечения давления топлива, управляющего сигнала топливной форсунки, содержащего уставку момента впрыска топлива, в топливную форсунку и управляющего сигнала момента зажигания, содержащего уставку момента зажигания, в узел зажигания установки.

Изобретение относится к энергетике. Передатчик хода включает канал для обеспечения прохода текучей среды, исполнительный модуль для увеличения давления в гидравлической жидкости, клапанный модуль, функционирующий в зависимости от давления гидравлической жидкости, при этом клапанный модуль расположен внутри канала для регулирования потока текучей среды, и трубку, соединяющую исполнительный модуль и клапанный модуль для передачи давления гидравлической жидкости между исполнительным модулем и клапанным модулем, при этом исполнительный модуль расположен снаружи канала, а клапанный модуль расположен внутри канала.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления положением золотника топливодозирующего устройства для турбинного двигателя как функция заданного значения весового расхода содержит ответ на критерий действительности для выбора весового расхода.

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства. Способ регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства включает поддержание заданного перепада давления на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и от режима работы двигателя.

Изобретение может быть использовано в системах управления топливоподачей в форсажную камеру сгорания турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой (ТРДДФ) на форсированных режимах.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, и предпочтительно применимо к области авиации. Способ регулирования порогового значения расхода топлива для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбореактивного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат, включает этап получения первой оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя; этап получения второй оценки расхода топлива, причем вторая оценка является более точной, чем первая оценка, для, по меньшей мере, одного диапазона значений расхода топлива, и этап регулирования порогового значения расхода топлива с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой. При этом пороговое значение предназначено для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя. Также представлены применение порогового значения расхода топлива в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя, блок управления, содержащий компьютерную программу, включающую в себя инструкции для выполнения этапов способа регулирования, устройство для регулирования порогового значения расхода топлива и турбинный двигатель. Изобретение позволяет увеличить производительность турбинного двигателя. 5 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к дозирующему топливному устройству для топливного инжектора турбоустройства летательного аппарата, а также к камере сгорания турбоустройста летательного аппарата и к турбоустройству. Дозирующее устройство содержит: отверстие для подачи топлива, подвижный уплотнительный элемент для уплотнения отверстия, а также упругое средство возврата, выполненное с возможностью побуждать перемещение уплотнительного элемента в направлении закрытого положения, в котором элемент уплотняет упомянутое отверстие, элемент выполнен с возможностью его смещения из закрытого положения. Дозирующее устройство содержит первое выходное отверстие, которое предназначено для сообщения с первым контуром инжектора, а также второе выходное отверстие, предназначенное для сообщения со вторичным контуром инжектора. Кроме того, применяется такая конструкция, что вплоть до определенного уровня смещения подвижного уплотнительного элемента последний пропускает топливо, поступающее из отверстия, так что оно достигает первого упомянутого выходного отверстия, и только за пределами определенного уровня смещения, элемент пропускает топливо, поступающее из отверстия, так что оно достигает второго отверстия. Группа изобретений позволяет уменьшить трение между двумя клапанами. 4 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления и регулирования подачей топлива на запусках газотурбинных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя на режимах запуска путем формирования необходимой величины ускорения ротора, которая уточняется непрерывно в процессе запуска вплоть до выхода на заданный режим. Предварительно задают требуемое время запуска в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, дополнительно измеряют текущее время от начала запуска, при этом величину ускорения ротора на режиме малого газа, требуемого для реализации заданного времени запуска, непрерывно определяют в процессе запуска до выхода на режим малого газа по формуле: ,где nзад - частота вращения ротора на режиме малого газа;nтек - текущая частота вращения ротора;tзад - требуемое время запуска;tтек - текущее время от начала запуска. 2 ил.

Наверх