Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя

Авторы патента:

F02C9/00 - Управление газотурбинными установками; управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках (управление воздухозаборниками F02C 7/057; управление турбинами F01D; управление компрессорами F04D 27/00)

Владельцы патента RU 2792702:

Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") (RU)

Изобретение относится к способам регулирования газотурбинного двигателя для обеспечения температуры газа перед турбиной, не превышающей максимально допустимых значений. Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя включает эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения ротора (n_MAX) и температуры газов (Тг_ОГР) на максимальном режиме работы двигателя. Предварительно проводят испытания нескольких образцов исправных двигателей, при этом производят измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг), затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n, по этой зависимости определяют изменение температуры газа перед турбиной (ΔТг) при изменении частоты вращения ротора на 1%. При испытаниях конкретного образца двигателя осуществляют настройку ограничения максимальной частоты вращения (n_MAX), для чего выводят двигатель на режим частоты вращения ротора, соответствующий (90÷96)% от максимального режима, при этом измеряют частоту вращения ротора (n₀) и температуру газа перед турбиной (Тг₀), определяют максимальную частоту вращения ротора (n_MAX) по формуле

в соответствии с полученными данными производят регулировку ограничения максимальной частоты вращения ротора (n_MAX) в регуляторе двигателя. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является обеспечение надежности эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса. 1 ил.

Известен способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя, включающий в себя поддержание эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов на максимальном режиме работы двигателя (см. Ю.Н. Нечаев «Законы управления и характеристики авиационных силовых установок», Москва Машиностроение, 1995 г., страница 272, 273).

Данный способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя не является оптимальным в силу того, что он не обеспечивает настройку ограничения частоты вращения ротора, при которой температура газа перед турбиной не превышает максимально допустимых значений, что не обеспечивает в дальнейшем надежность эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса.

Задача изобретения заключается в обеспечении настройки частоты вращения ротора при максимально допустимой температуре газа перед турбиной.

Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является обеспечение надежности эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе регулирования авиационного газотурбинного двигателя, включающем эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения ротора (n_MAX) и температуры газов (Тг_ОГР) на максимальном режиме работы двигателя, предварительно проводят испытания нескольких образцов исправных двигателей, при этом производят измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг), затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n, по этой зависимости определяют изменение температуры газа перед турбиной (ΔТг) при изменении частоты вращения ротора на 1%, и при испытаниях конкретного образца двигателя осуществляют настройку ограничения максимальной частоты вращения (n_MAX), для чего выводят двигатель на режим частоты вращения ротора, соответствующий 90-96% от максимального режима, при этом измеряют частоту вращения ротора (n₀) и температуру газа перед турбиной (Тг₀), определяют максимальную частоту вращения ротора (n_MAX) по формуле:

где n_MAX - максимальное значение частоты вращения ротора по настройке ограничения; n₀ - частота вращения ротора; Тг_ОГР - максимальное значение температуры газов по эксплуатационному ограничению; Тг₀ - температура газа перед турбиной; ΔТг - изменение температуры газа перед турбиной при изменении частоты вращения ротора на 1%;

в соответствии с полученными данными производят регулировку ограничения максимальной частоты вращения ротора (n_MAX) в регуляторе двигателя.

Заявленное изобретение поясняется на графических материалах.

На фигуре представлен график зависимости температуры газа перед турбиной (Тг) от частоты вращения ротора (n).

Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя реализуется следующим образом.

Проводят испытания 5 исправных образцов газотурбинных двигателей, при этом выполняют измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг). Затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n (фиг. 1).

Из рассмотрения фиг. 1 следует, что при изменении частоты вращения ротора от n=99% до n=100%, при ограничении температуры газа перед турбиной Тгогр=1660 К изменение температуры газа перед турбиной составляет ΔТг=22 К.

Для безопасного выхода на максимальный режим (n_MAX) настройку двигателя, имеющего ограничение Тг огр=1660 К, определяют путем вывода двигателя на режим n=96%, при этом производят измерение температуры газа перед турбиной Тг=1582 К (фиг. 1), затем по формуле определяют максимальную частоту вращения ротора:

Далее полученную настройку n_MAX вводят в регулятор двигателя.

Таким образом, данный способ регулирования обеспечивает настройку максимальных значений частот вращения роторов, при которой температура газа перед турбиной не превышает максимально допустимых значений, и как следствие, обеспечивает надежность работы двигателя в течение заданного ресурса.

Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя, включающий эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения ротора (n_MAX) и температуры газов (Тг_ОГР) на максимальном режиме работы двигателя, отличающийся тем, что предварительно проводят испытания нескольких образцов исправных двигателей, при этом производят измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг), затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n, по этой зависимости определяют изменение температуры газа перед турбиной (ΔТг) при изменении частоты вращения ротора на 1%, и при испытаниях конкретного образца двигателя осуществляют настройку ограничения максимальной частоты вращения (n_MAX), для чего выводят двигатель на режим частоты вращения ротора, соответствующий (90÷96)% от максимального режима, при этом измеряют частоту вращения ротора (n₀) и температуру газа перед турбиной (Тг₀), определяют максимальную частоту вращения ротора (n_MAX) по формуле

Изобретение относится к способам испытаний турбореактивного двигателя для определения основных параметров при настройках ограничителей, не превышающих максимально допустимых значений. При реализации способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления на максимальном режиме работы двигателя формируют программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления, а также программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления с увеличением относительно исходной, затем проводят испытания репрезентативного количества двигателей данного типа, при которых на максимальном режиме выполняют измерение тяги и частот вращения роторов низкого и высокого давления, затем определяют изменение частоты вращения ротора высокого давления и изменение тяги.

Система и способ управления скоростью вращения газотурбинного двигателя летательного аппарата с управлением отказами // 2789313

Изобретение относится к системе и способу управления газотурбинного двигателя летательного аппарата. Согласно изобретению система (100) управления содержит: систему (110) обработки в штатном режиме, содержащую глобальный корректор (21), выполненный с возможностью управления скоростью вращения газотурбинного двигателя путем подачи заданного значения (C_WF) положения в устройство дозирования топлива (11, 12), и локальный корректор (23), выполненный с возможностью управления положением дозатора топлива путем подачи тока (I_nom) управления в штатном режиме; систему (120) обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками, содержащую прямой корректор (122), выполненный с возможностью управления скоростью вращения газотурбинного двигателя путем подачи тока (I_dég) управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками, и модуль (130) управления режимами, выполненный с возможностью подачи в устройство дозирования топлива электрического тока (I_nom) управления в штатном режиме - при отсутствии отказа датчика положения, измеряющего положение устройства дозирования топлива, и подачи электрического тока (I_dég) управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками - в случае отказа датчика положения.

Газотурбинная электростанция и способ управления // 2787631

Изобретение относится к области энергетики, а именно к газотурбинным электростанциям с несколькими газотурбинными установками и способам их управления. Газотурбинная электростанция, включает газотурбинные установки (1, 2, 3), каждая из которых состоит из камеры (6) сгорания, устройства (9) подачи топлива в камеру (6) сгорания, компрессора (5), турбины (7), турбогенератора (8).

Способ управления подачей топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя // 2786969

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления подачей топлива в камеру сгорания многовального газотурбинного двигателя (ГТД) заключается в том, что выбирают не менее двух регулируемых параметров работы двигателя, в процессе работы двигателя измеряют текущие значения каждого из регулируемых параметров работы ГТД, температуру Твх воздуха на входе в ГТД и положение рычага управления двигателем (РУД), для каждого из выбранных регулируемых параметров формируют их максимально допустимые значения, из выбранных регулируемых параметров выбирают те, для которых формируют их минимально допустимые значения и для каждого из этих выбранных регулируемых параметров в зависимости от положения РУД формируют заданное значение регулируемого параметра в диапазоне от минимального до максимального допустимых значений этого регулируемого параметра, измеряют отклонения текущих значений регулируемых параметров от их максимально допустимых и заданных значений, и для каждого из отклонений формируют скорость изменения расхода топлива для устранения отклонения регулируемого параметра, выбирают максимальное и минимальное значение из скоростей изменения расхода топлива, формируют расход топлива в ГТД путем интегрирования выбранной скорости dG изменения расхода топлива и подают сформированный расход топлива в камеру сгорания ГТД.

Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания // 2786967

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем рассчитывают номинальный расход Gном топлива для каждого коллектора форсажной камеры сгорания и подают топливо в коллекторы, заранее выбирают для каждого коллектора расход Gзап заполнения топливом, в процессе работы двигателя для каждого из коллекторов рассчитывают время τзап заполнения коллектора в зависимости от его расхода Gзап заполнения топливом, заранее определяют темп dGт/dt изменения расхода топлива, в течение времени τзап заполнения коллектора дозируют в коллектор выбранный расход Gзап заполнения топливом, затем изменяют расход в коллектор с определенным темпом dGт/dt до величины соответствующего номинального расхода Gном и дозируют номинальный расход Gном топлива в коллектор.

Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания // 2786965

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором рассчитывают расход GтЗАП форсажного топлива для розжига форсажной камеры сгорания, подают в пусковой коллектор форсажной камеры сгорания расход GтЗАП форсажного топлива, управляют агрегатом зажигания форсажной камеры сгорания и контролируют розжиг форсажной камеры сгорания, при этом по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором дополнительно рассчитывают основной расход GтОСН форсажного топлива в пусковой коллектор форсажной камеры сгорания, до момента подтверждения розжига форсажной камеры сгорания подают в пусковой коллектор расход GтЗАП форсажного топлива для розжига форсажной камеры сгорания, а после подтверждения розжига форсажной камеры сгорания подают в пусковой коллектор основной расход GтОСН.

Способ запуска камеры сгорания газотурбинного двигателя // 2786964

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ запуска камеры сгорания (КС) газотурбинного двигателя (ГТД) заключается в том, что измеряют частоту n вращения ротора двигателя и температуру Тт газов за турбиной ГТД посредством термопары, вычисляют первую производную Тт' по времени температуры газов за турбиной и формируют сигнал температуры Тткор газов за турбиной в соответствии с заданным соотношением, формируют заданный расход Gтзад топлива в КС ГТД в зависимости от частоты вращения ротора, устанавливают расход Gтзап топлива для запуска КС ГТД равным Gтзад.

Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания // 2781460

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания (ФКС) заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором высокого давления, положению рычага управления двигателем управляют расходом топлива в форсажную камеру сгорания, при этом по измеренным значениям давления воздуха в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение π отношения давлений в заданных сечениях, формируют номинальное значение πном отношения давлений в заданных сечениях, устанавливают заданное значение πзад отношения давлений в заданных сечениях двигателя равным πном, сравнивают заданное значение πзад отношения давлений с текущим значением π и по величине отклонения π от πзад, полученного в результате сравнения, регулируют положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя, при этом при включении в работу каждого топливного коллектора ФКС на время его заполнения устанавливают заданное значение πзад отношения давлений в заданных сечениях двигателя равным предварительно выбранному для нормальных условий для соответствующего топливного коллектора ФКС значению отношения давлений в заданных сечениях двигателя.

Способ управления газотурбинным двигателем // 2778418

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями, применяемыми в составе газотурбинных установок для привода электрогенераторов. Техническая проблема заявленного изобретения заключается в повышении надежности.

Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессоров высокого и низкого давления // 2778417

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к управлению двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессоров высокого и низкого давления. Техническая проблема изобретения заключается в повышении надежности системы управления.