Способ управления газовой турбиной при частичных нагрузках

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 электроэнергетике и может быть использовано в системах автоматического регулирования высокоскоростных генерирующих агрегатов, присоединенных с помощью преобразователя частоты к энергосистеме.

Известен способ управления газотурбинной системой, включающей компрессор, систему сжигания топлива и газовую турбину (опубл. US №20130125557, МПК F02C 9/22, опубл. 23.05.2013), согласно которому определяют текущее значение мощности турбины, требуемое значение мощности газовой турбины, измеряют текущие значения параметров режима компрессора и системы сжигания топлива, рассчитывают значение расхода воздуха компрессора, соответствующее требуемому значению мощности газовой турбины, но не ниже допустимого значения, определяют параметры работы системы сжигания топлива в соответствии с непревышением допустимого уровня эмиссии СО, СН, NOx и изменяют значение мощности газовой турбины до требуемого, а значения расхода воздуха и параметров системы сжигания до расчетных значений.

Недостатком данного технического решения является низкий КПД газовой турбины при работе с частичными нагрузками.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению является способ управления газовой турбиной при частичных нагрузках (патент US №6748744, МПК F02C 9/44, опубл. 15.06.2004), согласно которому измеряют скорость вращения турбины, получают задание по мощности и скорости вращения вала газовой турбины, определяют соответствующее заданной мощности значение расхода топлива и реализуют его посредством дозатора расхода топлива.

Недостатком указанного технического решения является низкий КПД газовой турбины при работе с частичными нагрузками.

Техническая задача изобретения состоит в обеспечении наибольшего возможного значения КПД газовой турбины при заданном значении развиваемой газовой турбиной мощности в эксплуатационном диапазоне.

Технический результат изобретения заключается в снижении расхода топлива в газовой турбине при производстве электроэнергии в составе высокооборотного генерирующего агрегата, присоединенного с помощью преобразователя частоты к энергосистеме.

Это достигается тем, что 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.

Таким образом, обеспечивается максимально возможное значение КПД при текущем значении развиваемой газовой турбиной мощности.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором для реализации способа управления газовой турбиной при частичных нагрузках изображена функциональная схема генерирующего агрегата с преобразователем частоты.

Функциональная схема генерирующего агрегата с преобразователем частоты содержит генерирующий агрегат, включающий газовую турбину 1, соединенную валом 2 с генератором 3, который подключен к первому входу преобразователя частоты 4, являющемуся силовым. Второй вход преобразователя частоты 4, являющийся сигнальным, подключен к системе управления 5, а выход присоединен к приемной системе 6. К валу 2 подключен датчик скорости вращения 7, соединенный с первым входом регулятора скорости 8, второй вход которого подсоединен к блоку уставки оптимальной скорости вращения 9, а выход соединен с системой управления подачей газа и воздуха в турбину 10, подключенной к турбине 1.

Реализация предлагаемого способа регулирования газовых турбин при частичных нагрузках осуществляется следующим образом.

В режиме выдачи мощности генерирующим агрегатом в приемную систему 6 осуществляют постоянное измерение скорости вращения вала 2 датчиком скорости вращения 7 и мощности газовой турбины 1 с целью поддержания величины выдаваемой в приемную систему 6 мощности, равной уставке. Преобразователь частоты 4 обеспечивает преобразование тока генератора 3, имеющего переменную частоту, а в ряде случаев существенно отличающуюся от частоты переменного тока приемной системы 6, в ток с частотой, характерной для приемной системы 6. Уставка величины выдаваемой мощности подается в блок уставки оптимальной скорости вращения 9 и систему управления 5 преобразователем частоты 4.

При получении нового значения уставки величины выдаваемой мощности в соответствии с ним производят выбор уставки скорости вращения вала 2 газовой турбины 1 по характеристике блока уставки оптимальной скорости вращения 9, которая отражает зависимость скорости вращения вала 2 газовой турбины 1 от выдаваемой ею мощности по критерию наибольшего значения КПД газовой турбины 1. Выбранное значение уставки скорости вращения вала 2 передается в регулятор скорости 8, который формирует управляющее воздействие для управления подачей газа и воздуха в турбину 10, в результате чего устанавливается скорость вращения вала 2 газовой турбины 1, при которой обеспечивается наибольшее возможное значение КПД (минимально возможное потребление топлива) при выдаче генерирующим агрегатом заданной величины активной мощности.

Использование изобретения обеспечивает снижение расхода топлива при частичных нагрузках газовых турбин и повышает экономичность выработки электрической энергии на высокооборотных газотурбинных установках с преобразователями частоты.

Способ регулирования газовой турбины при работе с частичными нагрузками, включающий получение задания величины мощности газовой турбины, измерение скорости вращения вала газовой турбины в режиме реального времени, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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

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.

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 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.

Способ эксплуатации газовой турбины ниже порога ее номинальной выходной мощности, при котором определяют нижнее значение порога мощности газовой турбины в качестве мощностного параметра, ниже которого дальнейшее понижение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности приводит к выходу газовой турбин за пределы диапазона частичных нагрузок в соответствии с нормой выброса окиси углерода. Устанавливают заданное пороговое значение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности, пороговое значение ниже номинальной мощности газовой турбины. Эксплуатируют газовую турбину с отдаваемой выходной мощностью выше заданного порогового значения (p2) с постоянной усредненной температурой отработавших газов или с высчитанной на этой основе выходной величиной. Для понижения отдаваемой выходной мощности газовой турбины входные направляющие лопатки компрессора газовой турбины оставляют закрытыми. Снижают заданное значение отдаваемой выходной мощности газовой турбины при переходе отдаваемой выходной мощности ниже порогового значения. Температуру отработавших газов газовой турбины повышают с продолжением снижения мощности газовой турбины и снижают до достижения максимального значения температуры отработавших газов. Заданное пороговое значение выбирают таким образом, чтобы повышение температуры происходило в максимально протяженном режиме частичной нагрузки в соответствии с нормой выброса окиси углерода. Изобретение направлено на эксплуатацию газовой турбины со сравнительно высокой производительностью в соответствии с нормой выброса окиси углерода. 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Турбоэжекторный двигатель, состоящий из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, смесительного теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства. В каналах высокого и низкого давлений газового эжектора на входе в камеру смешения расположены сопловые аппараты, в канале низкого давления газового эжектора размещена заслонка, лопатки турбины охлаждаются воздухом, к которому подмешивается топливо, вода. Способ регулирования турбоэжекторного двигателя заключается в использовании закона регулирования nпр = const (постоянная приведенная частота вращения компрессора) во всем эксплуатационном диапазоне применения летательного аппарата, а также - гиперфорсированного режима - повышение тяги двигателя за счет подачи жидкости (воды, жидкого воздуха, жидкого кислорода, керосина в количестве не более 3% от расхода воздуха) на вход в компрессор на скоростях полета более четырех чисел Маха. Применение турбоэжекторных двигателей позволит увеличить скорость и высоту полета самолета-разгонщика до М ~ 7 и Н ~ 40 км, при которых первая ступень РКС становится ненужной. Это позволит повысить мощность второй ступени РКС в разы и, соответственно, увеличить полезную нагрузку в десятки раз. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 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.

Наверх