Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления



Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления

Владельцы патента RU 2631974:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. Система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания оснащена делителем, селектором максимума, блоком контроля исправности датчиков давлений, а также пороговым устройством и регулятором отношения давлений в заданных сечениях двигателя, входом связанным с выходом переключателя, а выходом с первым входом усилителя, второй вход которого связан с датчиком положения распределительного золотника. Описан также способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат изобретений - повышение надежности и безопасности работы газотурбинного двигателя с форсажной камерой сгорания за счет ограничения допустимой площади критического сечения реактивного сопла двигателя на форсажных режимах. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС).

Известен способ управления ГТД с ФКС, согласно которому по измеренным температуре воздуха на входе в ГТД, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем (РУД) и расходу топлива в основную камеру сгорания (ОКС) управляют расходом топлива в ФКС, по положению РУД и перепаду давлений на турбине формируют заданное положение створок критического сечения реактивного сопла (PC) ГТД, сравнивают его с измеренным положением створок PC и по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на привод створок PC, причем дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями положения створок PC, и, если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую по результатам сдаточных испытаний ГТД, ограничивают темп изменения расхода топлива в ФКС.

Система для реализации способа содержит последовательно соединенные блок датчиков, задатчик форсажных режимов работы ГТД, первый сумматор, первый электрогидропреобразователь, дозатор форсажного топлива, второй вход сумматора подключен к блоку датчиков. Система также содержит последовательно соединенные второй задатчик положения PC, второй сумматор, второй электрогидропреобразователь, золотник управления гидроцилиндрами привода PC, при этом второй задатчик и второй вход сумматора подключены к блоку датчиков, выход второго сумматора подключен к первому задатчику.

В процессе работы системы по измеренным с помощью блока датчиков температуре воздуха на входе в ГТД, давлению воздуха за компрессором, положению РУД и расходу топлива в ОКС первый задатчик формирует заданное положение дозатора, которое сравнивается с фактическим положением, измеренным с помощью блока датчиков. По величине рассогласования, поступающей в первый электрогидропреобразователь, формируется управляющее воздействие на дозатор, в соответствии с которым регулируется расход топлива в ФКС. Параллельно, по измеренным с помощью блока датчиков положению РУД и перепаду давлений на турбине, второй задатчик формирует заданное положение створок PC. Сигнал заданного положения створок PC сравнивается с измеренным блоком датчиков положением и по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями второй электрогидропреобразователь осуществляет управление гидроцилиндрами привода створок PC посредством перемещения золотника в соответствующее положение.

При исправных элементах контура управления PC (второго электрогидропреобразователя, золотника) фактическое положение створок PC отличается от заданного практически только на динамических режимах, а учитывая, что заданное положение створок PC изменяется достаточно плавно, величина рассогласования между заданным и фактическим положениями в динамически отлаженной системе не превышает конкретной величины допуска, заложенного в систему управления ГТД. Однако в эксплуатации возникают ситуации, когда величина рассогласования в отдельные моменты может превышать эту величину (например, при «затираниях» гидроцилиндров привода PC, в момент резкого увеличения потребного расхода топлива, когда инерционность топливного насоса не позволяет мгновенно увеличить располагаемый расход и т.д.). При этом возникает дисбаланс между расходом воздуха через газовоздушный тракт (ГВТ) ГТД и расходом топлива в ФКС. Чтобы избежать этого, величина рассогласования между заданным и фактическим положениями створок PC с выхода второго сумматора подается в первый задатчик, который при превышении наперед заданной величины, определяемой при сдаточных испытаниях ГТД, ограничивает темп изменения расхода форсажного топлива.

/RU 2387857 С2, F02C 9/28, 27.04.2010 / /1/

В результате анализа данных способа и системы необходимо отметить, что они обеспечивают баланс между расходом воздуха через ГВТ ГТД и расходом топлива в ФКС. Однако известные способ и система не учитывают различные требования, предъявляемые к степени расширения газов на турбине при разных режимах работы ГТД, им присущи недостаточное быстродействие, а парирование отклонений параметров газогенератора (ГГ) от установившихся при розжиге ФКС происходит за счет ограничения темпа изменения расхода топлива в ФКС, а следовательно, за счет увеличения времени форсажной приемистости.

Наиболее близким к заявленной группе изобретений по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ управления ГТД с ФКС, заключающийся в том, что в процессе работы двигателя посредством датчиков измеряют параметры работы двигателя, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования управляют положением распределительного золотника, управляющего гидроцилиндрами, регулирующими положение створок критического сечения PC двигателя, при запуске двигателя распределительный золотник перемещают в нейтральное положение, на дроссельных режимах работы двигателя определяют приведенную частоту вращения ротора турбокомпрессора и положение гидроцилиндра реактивного сопла и по результатам сравнения данных сигналов получают управляющий сигнал, в соответствии с которым регулируют положение распределительного золотника для поддержания заданной площади критического сечения PC, на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, которое сравнивают с заданным значением и по величине ошибки, полученной в результате сравнения, формируют заданное значение положения распределительного золотника, а при останове двигателя распределительный золотник перемещают в положение для полного раскрытия PC.

Система для реализации способа содержит задатчик, элемент сравнения, регулятор положения гидроцилиндров PC, последовательно соединенные электрогидравлический преобразователь (ЭГП) и распределительный золотник управления гидроцилиндрами PC с датчиком положения гидроцилиндра реактивного сопла и датчиками двигательных параметров: частоты вращения ротора турбокомпрессора, температуры на входе в двигатель, давлений в двух сечениях двигателя и датчиком положения РУД. Система так же содержит датчик положения распределительного золотника PC, второй и третий задатчики, второй и третий элементы сравнения, усилитель, логический блок, переключатель, делитель, регулятор отношения давлений в двух сечениях двигателя, блок вычисления приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, первый и второй входы которого связаны с датчиками температуры на входе в двигатель и частоты вращения ротора турбокомпрессора соответственно, а выход связан с первым задатчиком, выход которого связан с первым входом первого элемента сравнения, второй вход которого связан с датчиком положения гидроцилиндра реактивного сопла, а выход с регулятором положения гидроцилиндров PC, вход второго задатчика связан с датчиком температуры на входе в двигатель, а выход связан с первым входом второго элемента сравнения, второй вход которого связан с выходом делителя, а выход связан с входом регулятора отношения давлений в двух сечениях двигателя, с входом третьего задатчика связан второй выход логического блока, при этом выходы третьего задатчика, регулятора положения гидроцилиндров реактивного сопла, регулятора отношений давлений в двух сечениях двигателя и первый выход логического блока связаны с входами переключателя, выход которого связан с первым входом третьего элемента сравнения, второй вход которого соединен с датчиком положения распределительного золотника, а выход - через усилитель с последовательно соединенными электрогидроусилителем и распределительным золотником, управляющим положением гидроцилиндров PC, при этом, входы логического блока соединены с датчиками положения РУД и частоты вращения ротора турбокомпрессора, а входы делителя - с датчиками давления в двух заданных сечениях двигателя.

/ RU 2466287 C1, F02C9/28, 10.11.2012 / /2/ - наиболее близкий аналог для способа и системы.

В результате анализа известных способа и системы необходимо отметить, что при работе ГТД на максимальных и форсажных режимах работы, при регулировании отношения давлений в заданных сечениях двигателя система не обеспечивает защиту ГТД от помпажа при отказе датчиков давления в заданных сечениях двигателя. При отказе датчиков давления становится невозможным поддержание заданной площади критического сечения PC, а значит необходимо отключение форсажной камеры сгорания, что приводит к ухудшению динамических характеристик двигателя в составе с летательным аппаратом.

Задача данного изобретения - защита двигателя от неустойчивого режима работы ГТД на форсажных режимах при рассогласовании режима работы газогенератора и форсажной камеры, например, при параметрических отказах датчиков давления в заданных сечениях двигателя.

Техническим результатом заявленной группы изобретений является повышение надежности и безопасности работы ГТД с ФКС летательного аппарата (ЛА) за счет ограничения допустимой площади критического сечения PC и, тем самым, защиты двигателя от неустойчивого режима работы ГТД на форсажных режимах.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, заключающемся в том, что в процессе работы двигателя посредством датчиков измеряют параметры работы двигателя, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования регулируют положение распределительного золотника, управляющего гидроцилиндрами положения створок критического сечения реактивного сопла двигателя, на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, которое сравнивают с заданным значением и по величине ошибки, полученной в результате сравнения, формируют заданное значение положения распределительного золотника, новым является то, что дополнительно формируют заданный расход топлива в форсажную камеру, формируют максимальный расход топлива в форсажную камеру, в зависимости от отношения заданного расхода топлива в форсажную камеру к максимальному расходу топлива в форсажную камеру и температуре воздуха на входе в двигатель формируют значение допустимой площади критического сечения реактивного сопла, а сигнал ошибки, полученный в результате сравнения текущего значения отношения давлений в заданных сечениях с заданным значением, на форсажных режимах ограничивают по максимальному уровню с сигналом, пропорциональным рассогласованию между текущей и допустимой площадью критического сечения реактивного сопла, при отказе любого из датчиков давления в двух заданных сечениях двигателя на форсажном режиме заданное значение положения распределительного золотника формируют пропорционально сигналу рассогласования между текущей и допустимой площадью критического сечения реактивного сопла, а на бесфорсажном режиме закрывают реактивное сопло.

В системе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, содержащая три задатчика режимов работы двигателя, первым из которых является задатчик формирования заданного значения отношения давлений в заданных сечениях двигателя, три суммирующих усилителя, первые входы первого и второго из которых подсоединены к выходам первого и второго задатчиков, переключатель, выход третьего суммирующего усилителя связан с электрогидравлическим усилителем, связанным с распределительным золотником, управляющим положением гидроцилиндров реактивного сопла двигателя, а также датчики положения распределительного золотника, положения гидроцилиндра реактивного сопла, температуры воздуха на входе в двигатель, давлений в двух заданных сечениях двигателя и положения рычага управления двигателем, причем датчики давлений в двух заданных сечениях двигателя связаны с входами первого делителя, а первый вход третьего задатчика связан с датчиком температуры воздуха на входе в двигатель, новым является то, что в качестве второго и третьего задатчиков используют соответственно задатчик формирования допустимой площади реактивного сопла и задатчик формирования заданного расхода топлива в форсажную камеру двигателя, причем система оснащена вторым делителем, селектором максимума, блоком контроля исправности датчиков давлений, а также пороговым устройством и регулятором отношения давлений в заданных сечениях двигателя, входом связанным с выходом переключателя, а выходом с первым входом третьего суммирующего усилителя, второй вход которого связан с датчиком положения распределительного золотника, вторые входы первого и второго суммирующих усилителей связаны соответственно с выходами первого делителя и датчика положения гидроцилиндра реактивного сопла, выход первого суммирующего усилителя связан с первыми входами селектора максимума и переключателя, а выход второго суммирующего усилителя с вторым входом селектора максимума и третьим входом переключателя, выход селектора максимума связан со вторым входом переключателя, имеющего два управляющих входа, к первому из которых подключен выход блока контроля исправности датчиков давлений, к входам которого подсоединены датчики давлений, а ко второму - выход порогового устройства, входом связанного с вторым выходом третьего задатчика, который также связан с вторым входом второго делителя, первый вход второго делителя связан с первым выходом третьего задатчика, а выход - со вторым входом второго задатчика, вход первого задатчика и первый вход второго задатчика связаны с датчиком температуры воздуха на входе в двигатель, второй вход третьего задатчика связан с датчиком положения рычага управления двигателем, а его третий вход с датчиком давления в одном из сечений двигателя.

На Фиг. 1 представлена схема системы управления ГТД с ФКС.

Система управления содержит первый задатчик 1 формирования заданного значения отношения давлений в заданных сечениях двигателя, выход задатчика 1 связан с первым входом первого суммирующего усилителя 2, выход которого связан с первым входом селектора 3 максимального уровня и первым входом управляемого переключателя 4.

Система оснащена вторым задатчиком 5 формирования допустимой площади критического сечения реактивного сопла, выход которого подключен к первому входу второго суммирующего усилителя 6, выход которого связан со вторым входом селектора 3 максимального уровня и третьим входом управляемого переключателя 4.

Выход селектора 3 максимального уровня подключен ко второму входу управляемого переключателя 4.

Выход управляемого переключателя 4 подключен к регулятору 7 отношения давлений в заданных сечениях двигателя, который подключен к первому входу третьего суммирующего усилителя 8, связанного через электрогидроусилитель 9 с распределительным золотником 10, управляющим положением гидроцилиндров 11 реактивного сопла ГТД 12.

Положение распределительного золотника 10 отслеживается датчиком 13 положения, который подключен ко второму входу третьего суммирующего усилителя 8.

Положение рабочего элемента (штока) гидроцилиндра 11 измеряется датчиком 14 положения, который подключен ко второму входу второго суммирующего усилителя 6.

Система так же содержит третий задатчик 15 формирования заданного расхода топлива в ФКС ГТД, первый выход которого подключен к первому входу второго делителя 16, а второй выход к его второму входу. Второй выход третьего задатчика 15 дополнительно подключен к пороговому устройству 17, подключенного выходом ко второму управляющему входу переключателя 4.

Выход второго делителя 16 подключен ко второму входу второго задатчика 5 формирования допустимой площади критического сечения реактивного сопла.

Значения параметров ГТД в процессе его работы отслеживаются датчиками, условно представленными на графических материалах в виде блока 18.

Для управления в системе используются показания следующих датчиков: давления в двух заданных сечениях ГТД, например, за компрессором - (Рк) и за турбиной - (Рт); температуры воздуха на входе в ГТД - (Твх), положения рычага управления двигателем (РУД) (αРУД). РУД обозначен позицией 19.

Выходы датчиков (Рт) и (Рк) соединены с входами первого делителя 20, выход которого связан со вторым входом первого суммирующего усилителя 2, дополнительно выходы данных датчиков соединены с входами блока 21 контроля исправности датчиков. Блок 21, контролирует исправность датчиков (Рк) и (Рт) и, в случае их неисправности, формирует интегральный признак отказа на своем дискретном выходе. Признак отказа формируется при отказе любого из контролируемых датчиков. Контроль датчиков может осуществляться, например, по допусковому значению сигнала датчика. Выход датчика (Рк) также связан с третьим входом третьего задатчика 15 формирования заданного расхода топлива в ФКС ГТД.

Выход блока 21 подключен к первому управляющему входу переключателя 4.

Выход датчика (Твх) связан с входом первого задатчика 1 формирования заданного значения отношения давлений, первым входом второго задатчика 5 формирования допустимой площади критического сечения реактивного сопла и вторым входом третьего задатчика 15 формирования заданного расхода топлива в ФК ГТД, ко второму входу которого подключен датчик положения РУД 19.

Заданные сечения двигателя выбираются исходя из решения задачи управления: обеспечение заданного режима работы компрессоров двигателя при изменении расхода топлива в форсажную камеру сгорания. Задача может решаться путем регулирования степени расширения газов на турбине, в этом случае первый датчик давления измеряет давление за компрессором, второй - за турбиной. Возможно решение задачи путем поддержания степени сжатия компрессора, в этом случае один датчик изменяет давление на входе в двигатель, второй - за компрессором.

В данном патенте будет рассмотрено устройство, решающее задачу путем регулирования степени расширения газов на турбине.

Заявленная система скомпонована из известных блоков и элементов.

Суммирующие усилители (2, 6, 8), селектор (3) максимального уровня, управляемый переключатель (4), делители (16, 20), пороговое устройство (17) являются стандартными.

Пороговое устройство 17 выбрано таким образом, что при значении входного сигнала больше нуля формирует на своем выходе логическую единицу, а при значении сигнала равном или меньше нуля - логический ноль.

Управляемый переключатель 4 реализует свои функции следующим образом:

- при отсутствии сигнала на его первом управляющем входе и наличии сигнала на втором управляющем входе к выходу переключателя подключен его второй вход;

- при отсутствии сигнала на первом управляющем входе и отсутствии сигнала на втором управляющем входе к выходу переключателя подключен его первый вход;

- при наличии сигнала на первом управляющем входе и наличии сигнала на втором управляющем входе к выходу переключателя подключен его третий вход;

- при наличии сигнала на первом управляющем входе и отсутствии сигнала на втором управляющем входе к выходу переключателя нет.

В качестве первого 1, второго 5 и третьего 15 задатчиков могут быть использованы известные матричные устройства реализации произвольных функциональных зависимостей.

В качестве регулятора 7 может быть использован пропорциональный регулятор.

В качестве датчиков блока 18, а также датчиков 13 и 14 могут быть использованы стандартные датчики контроля параметров работы ГТД, например, термоэлектрические и терморезистивные датчики температуры, резистивные или емкостные датчики давлений, стандартные линейные дифференциальные трансформаторы для измерения линейных или перемещений.

В качестве блока 21 контроля исправности датчиков может быть использован блок, содержащий 2 компаратора, к входам которых, соответственно подключаются контролируемые датчики, а выходы компараторов подключены к логической схеме ИЛИ Пороги срабатывания компараторов выбраны на (5…10)% больше рабочего диапазона изменения измеряемых параметра. При выходе сигнала датчика за рабочий диапазон компаратор формирует сигнал отказа. При отказе любого из датчиков на выходе логической схемы ИЛИ формируется единичный сигнал.

Осуществление способа рассмотрим с использованием описанной выше системы на форсажном режиме работы ГТД и на максимальном режиме его работы.

В процессе работы ГТД на форсажном режиме датчики блока 18 измеряет параметры работы ГТД, а именно: давление в заданных сечениях двигателя (Рк и Рт), температуру воздуха на входе в ГТД (Твх) и положение РУД 19. Блок контроля исправности датчиков 21 формирует на своем дискретном выходе сигнал логического нуля (датчики исправны), поступающий на первый управляющий вход переключателя 4.

Первый делитель 20 формирует текущее значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя, например, степени расширения газов на турбине низкого давления .

Первый задатчик 1 формирования заданного значения отношения давлений в заданных сечениях двигателя формирует по показанию датчика (Твх) по известной зависимости, например , заданное значение степени расширения газа на ТНД. Первый суммирующий усилитель 2 формирует сигнал ошибки путем сравнения и усиления заданного значения степени расширения газа на ТНД с текущим значением, сформированным первым делителем 20. Сигнал ошибки поступает на первый вход селектора 3 максимального уровня и первый вход управляемого переключателя 4.

Второй задатчик 5 формирования допустимой площади критического сечения PC по показаниям датчика (Твх) и с учетом коэффициента отношения заданного расхода к максимальному в ФК ГТД, сформированного вторым делителем 16, формирует ограничение допустимой площади критического сечения PC.

Задатчик 5 может реализовывать следующую математическую зависимость:

где:

K(Gtf/GtfΣ;) - отношение заданного расхода к максимальному в ФК ГТД;

K1(Твх) - коэффициент коррекции по температуре на входе в ГТД;

FДРСвму - площадь критического сечения PC на верхнем механическом упоре;

FДРСнму - площадь критического сечения PC на нижнем механическом упоре;

Kдопуск - коэффициент допуска (выбирается в диапазоне 0.90…0.95).

На втором суммирующем усилителе 6 сигнал допустимой площади критического сечения PC сравнивается с сигналом с датчика положения штока ГЦ, сформированным датчиком 14 положения, масштабируется и поступает на второй вход селектора 3 максимального уровня и третий вход переключателя 4.

Селектор 3 формирует задание на регулятор отношения давлений в заданных сечениях двигателя: выбирает из сигналов суммирующих усилителей 2 и 6 максимальный, который поступает на второй вход переключателя 4.

Третий задатчик 15 расхода топлива в ФК по показаниям датчиков (Твх и Рк) и положению РУД 19 по известной зависимости, например , формирует заданный расход топлива в ФК, который посредством системы дозирования (на графических материалах не показана) подается в ГТД. При этом на первом выходе третьего задатчика 15 формируется максимальный расход топлива в ФК ГТД, а на втором выходе заданный. Заданный расход может отличаться от максимального, например, в случае отклонения поворотного сопла, при снижении расхода в ФК ГТД в случае помпажа ГТД, частичном форсировании двигателя и т.п. Второй делитель 16 формирует коэффициент отношения заданного расхода к максимальному. Одновременно заданный расход топлива в ФК с второго выхода третьего задатчика 15 поступает на пороговое устройство 17, т.к. сигнал значения расхода топлива на форсажном режиме работы ГТД больше нуля, пороговое устройство срабатывает, что приводит к переключению управляемого переключателя 4 в положение, при котором к выходу переключателя 4 подключен его второй вход. При этом управление положением распределительного золотника 10 производится от регулятора 7 отношения давлений в заданных сечениях двигателя.

Регулятор 7 отношения давлений в заданных сечениях двигателя посредством третьего суммирующего усилителя 8, ЭГУ 9 и датчика положения 13 распределительного золотника позиционирует распределительный золотник 10 в заданное положение, который, в свою очередь, перемещает ГЦ 11 PC ГТД 12.

Коэффициент допуска (Кдопуск, cм. (1)) выбран таким образом, что при исправных датчиках давления в заданных сечениях двигателя на регулятор 7 отношения давлений в заданных сечениях двигателя поступит значение, сформированное цепью задатчик 1 - суммирующий усилитель 2 - делитель 20, а текущая площадь критического сечения реактивного сопла будет при этом на 5…10% выше минимально допустимой. Тем самым обеспечивается оптимальное управление степенью расширения газов на ТНД и защита ГТД от неустойчивого режима работы компрессора низкого давления.

На максимальном режиме работы ГТД система работаете аналогичным образом, за исключением того, что расход топлива в ФК ГТД, формируемый задатчиком 15 является нулевым (максимальный режим работы - режим работы без запуска форсажной КС, значит расход топлива в нее нулевой), на выходе порогового устройства 17 будет сформирован сигнал логического нуля, и переключатель 4 будет переведен в положение, при котором с выходом переключателя будет соединен его первый вход. Таким образом, на максимальном режиме работы ГТД регулятор 7 отношения давлений в заданных сечениях двигателя будет управлять распределительным золотником 10 по сигналу, сформированному цепью задатчик 1 - суммирующий усилитель 2 - делитель 20, и управление площадью критического сечения PC будет обеспечиваться из условия поддержания оптимального отношения давлений в заданных сечениях ГТД.

При параметрическом отказе любого из датчиков давлений параметр πТ будет рассчитан неверно.

В случае, если рассчитанное делителем 20 значение πТ будет ниже действительного (например, если датчик Рк занижает показания), сигнал ошибки, сформированный суммирующим усилителем 2, поступив в регулятор 7, приведет к раскрытию реактивного сопла, что является безопасным состоянием для работы ГТД, хотя и приводит к снижению тяги двигателя.

В случае, если рассчитанное делителем 20 значение πТ будет выше действительного (например, если датчик Рт занижает показания), сигнал ошибки, сформированный суммирующим усилителем 2, поступив в регулятор 7, приведет к закрытию реактивного сопла и помпажу двигателя. Однако в данном случае селектор 3 максимального уровня не допустит прохождения сигнала ошибки сформированного суммирующим усилителем 2, а на регулятор 7 будет выдано значение, сформированное цепью задатчик 5 - суммирующий усилитель 6, и реактивное сопло не будет закрыто больше, чем допускается исходя из допустимой площади критического сечения реактивного сопла.

На максимальном режиме работы ФК ГТД не запущена и створки реактивного сопла могут занимать любое положение без угрозы возникновения помпажа изделия.

При обнаружении отказа любого из датчиков давления в заданных сечениях двигателя блок 21 формирует сигнал логической единицы на своем дискретном выходе, сигнал поступает на первый управляющий вход переключателя 4 и переводит последний в состояние, при котором с выходом переключателя 4 соединен его третий вход. В этом случае распределительный золотник будет управляться из условий поддержания допустимой площади критического сечения PC. Данное управление является полностью безопасным для двигателя.

Если отказ датчика давления произошел на бесфорсажном режиме работы, то управляющий сигнал подается на первый управляющий вход переключателя 4 и снимается со второго управляющего входа переключателя 4. Переключатель 4 отключит входы от своего выхода и на регулятор 7 будет выдано нулевое значение, что приведет к установке распределительного золотника в «нейтральное» положение. При этом агрегат позиционирования створок PC может быть выполнен со смещенной нейтралью золотника, то есть «нейтральное» положение золотника будет приводить к закрытию реактивного сопла. Таким образом, на бесфорсажном режиме работы при отказе датчиков давления реактивное сопло будет полностью закрыто, что обеспечит максимальную тягу ГТД.

Группа изобретений позволяет ограничить допустимую площадь критического сечения PC на форсажных режимах работы ГТД, тем самым защитить двигатель от неустойчивого режима работы, вследствие рассогласования режима работы компрессора и ФКС, например, при параметрических отказах датчиков давлений, что повышает надежность работы ГТД с ФКС.

1. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, заключающийся в том, что в процессе работы двигателя посредством датчиков измеряют параметры работы двигателя, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования регулируют положение распределительного золотника, управляющего гидроцилиндрами положения створок критического сечения реактивного сопла двигателя, на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, которое сравнивают с заданным значением и по величине ошибки, полученной в результате сравнения, формируют заданное значение положения распределительного золотника, отличающийся тем, что дополнительно формируют заданный расход топлива в форсажную камеру, формируют максимальный расход топлива в форсажную камеру, в зависимости от отношения заданного расхода топлива в форсажную камеру к максимальному расходу топлива в форсажную камеру и температуре воздуха на входе в двигатель формируют значение допустимой площади критического сечения реактивного сопла, а сигнал ошибки, полученный в результате сравнения текущего значения отношения давлений в заданных сечениях с заданным значением, на форсажных режимах ограничивают по максимальному уровню с сигналом, пропорциональным рассогласованию между текущей и допустимой площадью критического сечения реактивного сопла, при отказе любого из датчиков давления в двух заданных сечениях двигателя на форсажном режиме заданное значение положения распределительного золотника формируют пропорционально сигналу рассогласования между текущей и допустимой площадью критического сечения реактивного сопла, а на бесфорсажном режиме закрывают реактивное сопло.

2. Система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, содержащая три задатчика режимов работы двигателя, первым из которых является задатчик формирования заданного значения отношения давлений в заданных сечениях двигателя, три суммирующих усилителя, первые входы первого и второго из которых подсоединены к выходам первого и второго задатчиков, переключатель, выход третьего суммирующего усилителя связан с электрогидравлическим усилителем, связанным с распределительным золотником, управляющим положением гидроцилиндров реактивного сопла двигателя, а также датчики положения распределительного золотника, положения гидроцилиндра реактивного сопла, температуры воздуха на входе в двигатель, давлений в двух заданных сечениях двигателя и положения рычага управления двигателем, причем датчики давлений в двух заданных сечениях двигателя связаны с входами первого делителя, а первый вход третьего задатчика связан с датчиком температуры воздуха на входе в двигатель, отличающаяся тем, что в качестве второго и третьего задатчиков используют соответственно задатчик формирования допустимой площади реактивного сопла и задатчик формирования заданного расхода топлива в форсажную камеру двигателя, причем система оснащена вторым делителем, селектором максимума, блоком контроля исправности датчиков давлений, а также пороговым устройством и регулятором отношения давлений в заданных сечениях двигателя, входом связанным с выходом переключателя, а выходом с первым входом третьего суммирующего усилителя, второй вход которого связан с датчиком положения распределительного золотника, вторые входы первого и второго суммирующих усилителей связаны соответственно с выходами первого делителя и датчика положения гидроцилиндра реактивного сопла, выход первого суммирующего усилителя связан с первыми входами селектора максимума и переключателя, а выход второго суммирующего усилителя с вторым входом селектора максимума и третьим входом переключателя, выход селектора максимума связан со вторым входом переключателя, имеющего также два управляющих входа, к первому из которых подключен выход блока контроля исправности датчиков давлений, к входам которого подсоединены датчики давлений, а ко второму - выход порогового устройства, входом связанного со вторым выходом третьего задатчика, который также связан с вторым входом второго делителя, первый вход второго делителя связан с первым выходом третьего задатчика, а выход - со вторым входом второго задатчика, вход первого задатчика и первый вход второго задатчика связаны с датчиком температуры воздуха на входе в двигатель, второй вход третьего задатчика связан с датчиком положения рычага управления двигателем, а его третий вход с датчиком давления в одном из сечений двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования заданного значения, по меньшей мере, одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета летательного аппарата, содержащий: этап, на котором получают текущее значение, по меньшей мере, одной рабочей переменной двигателя, этап, на котором извлекают из предварительно установленной таблицы значение декремента для по меньшей мере одного указанного параметра, связанного с текущим значением по меньшей мере одной указанной рабочей переменной двигателя, и этап, на котором регулируют заданное значение по меньшей мере одного указанного параметра посредством применения к нему значения декремента, извлекаемого из таблицы.

Изобретение относится к электронно-гидромеханическим системам автоматического управления турбореактивными двигателями. Измеряют давление газа за турбиной низкого давления, определяют отношение давлений за компрессором и за турбиной низкого давления, для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем, температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором, и регулирование частоты вращения ротора низкого давления путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных и направляющих аппаратов компрессора низкого давления, а также критического сечения реактивного сопла.

Изобретение может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления турбореактивными двигателями. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель и температуры газов за турбиной низкого давления, регулирование частоты вращения ротора низкого давления, дозирование расхода топлива в камеру сгорания и регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления.

Способ относится к регулированию авиационного турбореактивного двигателя (ТРД). Предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды.

Турбомашина для летательного аппарата, содержащая вал турбомашины и насосный модуль (100), содержащий конструктивный корпус (9), насосный вал (11), связанный с валом (1) турбомашины, насос (3) питания топливом турбомашины, установленный на упомянутом насосном валу (11) и внутри конструктивного блока (9), и электрическое устройство (5), установленное на упомянутом насосном валу (11) и выполненное с возможностью вращения упомянутого насосного вала (11) для приведения в действие насоса (3) питания или с возможностью быть приведенным во вращение упомянутым насосным валом (11) для электрического питания агрегата (8) турбомашины, при этом электрическое устройство содержит элементы ротора (51), установленные на наружной периферии подвижной части (32) насоса питания, и элементы статора (52), установленные на внутренней периферии конструктивного корпуса.

Изобретение относится к энергетике. Способ автонастройки системы сгорания топлива газовой турбины включает выбор первой настроечной кривой из множества настроечных кривых для газовой турбины, разбалансировку стабильной рабочей точки газовой турбины путем изменения одного или более рабочих параметров на основе заранее заданного набора команд, определение настроечных параметров и их сохранение, в то время как текущую рабочую точку газовой турбины возвращают на упомянутую первую настроечную кривую, и формирование резервной копии настроечных параметров для восстановления стабильной рабочей точки.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано для регулирования газотурбинного двигателя. В способе снижения выбросов вредных веществ дополнительно измеряют давление топлива в дежурной Рт1 и основной Рт2 зонах горения, вычисляют отношение Рт1/Рт2, сравнивают измеренные величины выбросов вредных веществ с предельно допустимыми значениями и корректируют соотношения давлений Рт1/Рт2 путем уменьшения подачи топлива в дежурную зону горения до снижения уровня выбросов вредных веществ на 1-2% ниже предельно допустимых значений.
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) относится к области авиационного двигателестроения, а именно к способам регулирования, оптимизирующим параметры ТРД.

Изобретение описывает способ регулирования газовой турбины, причем величины (Mn1, Mn2) измерительного сигнала измеряются в разные моменты времени, а именно, по меньшей мере, в первый момент (n1) времени и во второй момент (n2) времени, причем первый момент (n1) времени предшествует второму моменту (n2) времени и причем демпфированные величины (Sn1, Sn2) сигнала генерируются из измеренных величин (Mn1, Mn2) измерительного сигнала, подвергая измеренные величины (Mn1, Mn2) измерительного сигнала сглаживанию с использованием коэффициента (λ) демпфирования, причем в зависимости от разницы между величиной (Mn2) измерительного сигнала во второй момент времени (n2) и демпфированной величиной (Sn1) сигнала в первый момент (n1) времени для регулирования используется неодинаковый коэффициент (λ) демпфирования.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией сопла. Предварительно при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде выводят двигатель на максимальный режим при постоянном значении диаметра критического сечения сопла, затем изменяют площадь критического сечения сопла до диаметра, превышающего минимальный диаметр на 0,1…0,2%, измеряют степень расширения на турбинах и вводят ее в регулятор двигателя в качестве программы поддержания заданной степени расширения на турбине на форсажных режимах работы двигателя. Технический результат изобретения – повышение устойчивости работы двигателя и получение оптимальных тягово-экономических характеристик во всем диапазоне высот и скоростей полета.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями с форсажной камерой сгорания. Для формирования заданного значения положения распределительного золотника используют регулятор с пропорционально-интегральным законом регулирования и с переменным в зависимости от приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора коэффициентом усиления. На режимах запуска форсажной камеры сгорания увеличивают коэффициент усиления регулятора и обнуляют накопленное интегратором значение. Описана также система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат - повышение качества управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания путем повышения быстродействия системы за счет переключения структуры регулятора и изменения коэффициента усиления регулятора в зависимости от режима работы ГТД. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к электроэнергетике, может быть использовано в системах автоматического регулирования высокоскоростных генерирующих агрегатов, присоединенных с помощью преобразователя частоты к энергосистеме и направлено на снижение расхода топлива в газовой турбине при производстве электроэнергии. В известном способе регулирования газовой турбины при работе с частичными нагрузками, включающем получение задания величины мощности газовой турбины, измерение скорости вращения вала газовой турбины в режиме реального времени, для заданной величины мощности по графику зависимости скорости вращения от мощности газовой турбины по критерию минимального расхода топлива определяют уставку скорости вращения вала газовой турбины, сравнивают с ней текущее значение скорости вращения и формируют команду на изменение подачи топлива и воздуха в камеру сгорания газовой турбины для достижения значения уставки по скорости вращения. 1 ил.

Изобретение относится к вычислителю турбомашины летательного аппарата, содержащему металлический корпус в форме параллелепипеда с размещенной в нем электронной схемой, в которую встроены канал регулирования и канал контроля. Корпус согласно изобретению содержит первую полость с установленной в ней первой электронной платой для управления каналом регулирования и независимую от первой полости вторую полость с установленной в ней второй электронной платой для управления каналом контроля, причем указанные электронные платы выполнены в двух плоскостях, ориентированных под углом 90° друг к другу. Технический результат – устранение причин всех отказов общего типа, обеспечивая высокую гибкость. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к электронным системам контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, осуществляющим регистрацию информации о его параметрах и проводящим анализ его технического состояния. Система снабжена излучателем энергии, комплектом приемников энергии, входным устройством, анализатором помех, режекторным фильтром, вычитателем, памятью, при этом цифровой блок управления соединен с памятью, радиомодуль приема и диспетчеризации информации соединен с вычитателем, выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя связаны по радиоканалам с входом входного устройства, который соединен с входами анализатора помех и режекторного фильтра, выход анализатора помех соединен со вторым входом режекторного фильтра, выход которого соединен с входом вычитателя, выход которого соединен с входом радиомодуля приема и диспетчеризации информации, а второй вход вычитателя соединен с выходом памяти, вход которой соединен с одним из выходов цифрового блока управления, другой выход которого соединен с излучателем энергии, который по радиоканалу связан с комплектом приемников энергии, выходы которых соединены с входами комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя. Технический результат: повышение надежности и помехозащищенности электронной системы контроля и диагностики, увеличение межремонтного ресурса элементов системы. 2 ил.

Настоящее изобретение относится к области контроля тяги газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя для приведения в движение летательного аппарата. Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата с помощью вычислителя, размещенного на указанном аппарате, при изменении заданного значения тяги (N1CONS) указанного турбореактивного двигателя, фактическая тяга (N1EFF) турбореактивного двигателя изменяется во время переходной фазы для достижения желаемого данного значения тяги (N1CONS), причем способ содержит этап обработки заданного значения тяги (N1CONS) с помощью функции фильтрации и модели переходной фазы таким образом, чтобы получить смоделированную тягу (N1MOD), этап измерения фактической фазы (N1EFF), этап сравнения указанной смоделированной тяги (N1MOD) с указанной фактической тягой (N1EFF) для определения отклонения (Δ) тяги, этап сравнения указанного отклонения (Δ) тяги с порогом (S) сигнализации и этап передачи сигнала тревоги в случае превышения указанного порога (S) сигнализации, способ, в котором на данной итерации смоделированная ранее тяга известна, модель переходной фазы предоставляет постоянную времени на основании смоделированной ранее тяги, функция фильтрации предоставляет смоделированную тягу (N1MOD) на основании полученной постоянной времени, смоделированной ранее тяги и заданного значения тяги (N1CONS). 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета. При осуществлении способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, затем по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной. Технический результат - сохранение ресурсных показателей двигателя при эксплуатации самолета в учебных целях. 1 табл.

Группа изобретений относится к способу эксплуатации газотурбинной установки, газотурбинной установке и носителю данных. В способе предусмотрены этап определения, по меньшей мере, одного эксплуатационного параметра газотурбинной установки и этап определения предельной величины мощности в зависимости от, по меньшей мере, одного определенного эксплуатационного параметра, причем, по меньшей мере, один эксплуатационный параметр газотурбинной установки включает в себя давление окружающей среды и увеличение предельной величины мощности происходит при повышении давления окружающей среды. Технический результат изобретений - повышение точности и гибкости согласования предельной величины мощности для регулирования газотурбинной установки с изменяющимися условиями окружающей среды. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием. Реакционная камера выполнена с возможностью приема текучей среды, содержащей окисляемое топливо, через входное отверстие. Окислительный реактор выполнен с возможностью поддержания процесса беспламенного окисления. Система также включает в себя камеру сгорания со входным отверстием и выходным отверстием. Входное отверстие камеры сгорания находится в гидравлическом сообщении с выходным отверстием реакционной камеры. Камера сгорания выполнена с возможностью приема текучей среды из реакционной камеры и избирательного нагрева текучей среды. Также представлены способ запуска постепенного окисления в газовой турбине и вариант системы для постепенного окисления топлива. Изобретение позволяет обеспечить улучшенное управление процессом окисления топлива. 3 н. и 28 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к способу эксплуатации газотурбинного двигателя. Способ включает этапы регулирования подачи жидкого топлива к горелке с высокой выходной мощностью для обеспечения высокой выходной мощности при наличии предельной температуры на входе в турбину и регулирования подачи жидкого топлива к горелке с низкой выходной мощностью для обеспечения низкой выходной мощности при наличии предельного давления в жидкотопливном коллекторе. Технический результат изобретения – устранение сажи в системе сжигания топлива, устранение необходимости в разборке, очистке и ремонте горелок после краткого периода работы на жидком топливе при низких нагрузках, создание усовершенствованного переключения между подачей газообразного и жидкого топлива, уменьшение выбросов из двигателя. 14 з.п. ф-лы, 5 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-01-25 2017-10-12T11:46:41
Наверх