RU2027887C1 - Method of starting afterburner chamber of gas-turbine engine - Google Patents

Method of starting afterburner chamber of gas-turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2027887C1
RU2027887C1 SU4951766A RU2027887C1 RU 2027887 C1 RU2027887 C1 RU 2027887C1 SU 4951766 A SU4951766 A SU 4951766A RU 2027887 C1 RU2027887 C1 RU 2027887C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
afterburner
fuel
complex parameter
gas
unity
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
А.И. Божков
Original Assignee
Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова filed Critical Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова
Priority to SU4951766 priority Critical patent/RU2027887C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2027887C1 publication Critical patent/RU2027887C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

FIELD: control of supply of igniting fuel to afterburner chamber. SUBSTANCE: heavy-rate mode is set by means of engine control lever, after which parameters of flight and operation of engine are measured, then fuel is fed to afterburner chamber and control of igniting fuel supply is effected; then parameters of conditions inside afterburner chamber are measured and magnitude of complex parameter of steady start is determined; relative magnitude of complex parameter (II) is compared with unity and igniting fuel is supplied by firetrace. If magnitude II is more than unity or is equal to unity, consumption of fuel fed to main combustion chamber and diameter of reactive nozzle shall be adjusted till magnitude II is less than unity or is equal to unity. EFFECT: enhanced reliability of start. 2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям (ГТД), в частности к системам автоматического управления ГТД, и может быть использовано для усовершенствования систем управления запуском форсажной камеры (ФК) сгорания. The invention relates to aircraft gas turbine engines (GTE), in particular to automatic control systems of a gas turbine engine, and can be used to improve control systems for starting an afterburner chamber (FC) of combustion.

Известен способ [1] запуска ФК, заключающийся в определении требуемых условий в камере сгорания, при которых будет обеспечено устойчивое горение. К таким условиям отнесен комплекс параметров, учитывающий скорость, давление и температуру газа в камере сгорания в виде соотношения
Kп=

Figure 00000001

где Кп - комплекс параметров;
vmax - скорость, при которой происходит срыв пламени;
Р - давление в камере сгорания;
Т - темпеpатура в камере сгорания;
D - характеристический размер стабилизатора;
n - показатель степени;
n ≈ 0,18 при Re < 104
n ≈ 0,5 при Re ≅ 104
Re - число Рейнольдса.There is a known method [1] of starting FC, which consists in determining the required conditions in the combustion chamber under which stable combustion will be ensured. These conditions include a set of parameters that takes into account the speed, pressure and temperature of the gas in the combustion chamber in the form of a ratio
K p =
Figure 00000001

where K p - a set of parameters;
v max is the speed at which flame failure occurs;
P is the pressure in the combustion chamber;
T is the temperature in the combustion chamber;
D is the characteristic size of the stabilizer;
n is an exponent;
n ≈ 0.18 for Re <10 4
n ≈ 0.5 at Re ≅ 10 4
Re is the Reynolds number.

Недостатком этого способа является его сложность при практической реализации для обеспечения подачи воспламеняющего топлива в момент достижения оптимального значения комплекса Кп, при котором гарантируется надежное воспламенение топлива, подаваемого в ФК. Слож-ность заключается в необходимости прямых измерений скорости потока и температуры газа в ФК, а также необходимости вычисления числа Ре.The disadvantage of this method is its complexity in practical implementation to ensure the supply of flammable fuel at the time of reaching the optimal value of the complex K p , which guarantees reliable ignition of the fuel supplied to the FC. The difficulty lies in the need for direct measurements of the flow velocity and gas temperature in the PC, as well as the need to calculate the number Pe.

Целью изобретения является повышение надежности запуска форсажной камеры сгорания ГТД. The aim of the invention is to increase the reliability of launching the afterburner of the combustion chamber of a gas turbine engine.

Цель достигается тем, что в способе запуска ФК, включающем задание форсированного режима, измерение датчиками параметров условий полета и работы двигателя, подачу топлива в ФК и управление подачей воспламеняющего топлива в зависимости от условий полета, режима работы двигателя, измеряют температуру торможения газа на выходе из турбины, статическое давление в форсажной камере сгорания и диаметр критического сечения реактивного сопла, определяют величину комплексного параметра, равного частному от деления площади реактивного сопла на произведение температуры газа за турбиной и статического давления в форсажной камере сгорания (П =

Figure 00000002
), сравнивают ее с величиной комплексного параметра, соответствующего границе надежного запуска ФК, а затем, когда величина комплексного параметра соответствует зоне надежного запуска ФК, осуществляют подачу воспламеняющего топлива; причем если величина комплексного параметра находится вне этой зоны, то кратковременно воздействуют на расход топлива в основную камеру сгорания и площадь реактивного сопла до получения величины комплексного параметра в зоне надежного запуска ФК.The goal is achieved by the fact that in the method of starting the FC, including setting the forced mode, measuring the parameters of the flight conditions and engine operation, supplying fuel to the FC and controlling the supply of flammable fuel depending on flight conditions, the engine operating mode, measure the gas braking temperature at the exit of turbines, the static pressure in the afterburner and the diameter of the critical section of the jet nozzle, determine the value of the complex parameter equal to the quotient of dividing the area of the jet nozzle by p product of gas temperature behind the turbine and static pressure in the afterburner (П =
Figure 00000002
), compare it with the value of the complex parameter corresponding to the boundary of the FC reliable start, and then, when the value of the complex parameter corresponds to the zone of reliable FC start, the supply of flammable fuel is carried out; moreover, if the magnitude of the complex parameter is outside this zone, then briefly affect the fuel consumption in the main combustion chamber and the area of the jet nozzle to obtain the magnitude of the complex parameter in the zone of reliable FC start-up.

Вводят в известный способ новые операции: измеряют температуру торможения газа за турбиной tт *, статическое давление в форсажной камере сгорания Рфк и диаметр реактивного сопла (Dc); определяют комплексные параметры П =

Figure 00000003
, сравнивают комплексный параметр с его величиной на границе надежного запуска; подают воспламеняющее топливо при условии нахождения комплексного параметра в зоне значений надежного запуска и воздействуют при необходимости на подачу топлива в основную камеру сгорания и площадь реактивного сопла до получения требуемых значений комплексного параметра. Все это позволяет сделать вывод о соответствии предлагаемого способа критерию "Новизна".New operations are introduced into the known method: they measure the gas braking temperature behind the turbine t t * , the static pressure in the afterburner of the combustion chamber R fk and the diameter of the jet nozzle (D c ); determine the complex parameters P =
Figure 00000003
, compare the complex parameter with its value at the boundary of a reliable start; they supply flammable fuel provided that the complex parameter is in the zone of reliable start values and, if necessary, act on the fuel supply to the main combustion chamber and the area of the jet nozzle until the required values of the complex parameter are obtained. All this allows us to conclude that the proposed method meets the criterion of "Novelty."

Предлагаемая совокупность ограничительных и отличительных признаков способа позволяет получить информацию об условиях полета и условиях в ФК перед ее запуском и при необходимости скорректировать условия в форсажной камере сгорания за счет кратковременного воздействия на расход топлива в основной камере сгорания и площадь реактивного сопла, что повышает надежность запуска ФК в эксплуатационной области полета самолета и в некоторой области полета сокращает время переходных процессов на режимах форсированных приемистостей с режимов ниже максимального. В ходе проведения патентных исследований по патентной и научно-технической литературе не было обнаружено технических решений для запуска ФК, содержащих совокупность указанных выше отличительных признаков, что позволяет сделать вывод о соответствии предложенного технического решения критерию "Существенные отличия". The proposed set of restrictive and distinctive features of the method allows to obtain information about flight conditions and conditions in the FC before its launch and, if necessary, to adjust the conditions in the afterburner due to short-term effects on fuel consumption in the main combustion chamber and the area of the jet nozzle, which increases the reliability of launching the FC in the operational area of the aircraft’s flight and in a certain flight area reduces the time of transients in the regimes of accelerated pick-ups from the modes below the maximum. In the course of conducting patent research on patent and scientific and technical literature, no technical solutions were found for launching a FC containing a combination of the above distinctive features, which allows us to conclude that the proposed technical solution meets the criterion of "Significant differences".

На фиг. 1 изображена блок-схема устройства, реализующего предлагаемый способ. In FIG. 1 shows a block diagram of a device that implements the proposed method.

На фиг. 1 приняты следующие обозначения:
1 - турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания ТРДДФ;
2 - датчик температуры (за турбиной) tт *;
3 - датчик статического давления в ФК Рфк;
4 - датчик определения диаметра сопла двигателя Dc;
5 - счетное устройство;
6 - блок сравнения;
7 - логический блок ИЛИ;
8 - регулятор;
9 - датчик углов отклонения РУД;
10 - датчик давления Рн;
11 - датчик температуры заторможенного газа Тн *;
12 - блок циклограмм;
13 - исполнительный механизм (ИМ) подачи топлива Gтод;
14 - ИМ подачи топлива Gтосн;
15 - ИМ подачи топлива Gтф;
16 - ИМ изменения площади сечения сопла Fс.In FIG. 1 the following notation is accepted:
1 - turbojet dual-circuit engine with afterburner combustion chamber turbofan;
2 - temperature sensor (behind the turbine) t t * ;
3 - static pressure sensor in FC R fc ;
4 - sensor for determining the diameter of the engine nozzle D c ;
5 - counting device;
6 - block comparison;
7 - logical block OR;
8 - regulator;
9 - throttle angle sensor;
10 - pressure sensor P n ;
11 - temperature sensor inhibited gas T n * ;
12 is a block of cyclograms;
13 - actuator (IM) fuel supply G tod ;
14 - MI fuel supply G tosn ;
15 - IM fuel supply G TF ;
16 - MI changes in the nozzle cross-sectional area F s .

На фиг. 2 изображен график зависимости, поясняющий изменение комплексного параметра П от коэффициента избытка воздуха αΣ в ФК в случаях запуска и незапуска ФK в полете.In FIG. 2 is a dependency graph explaining the change in the complex parameter P from the excess air coefficient α Σ in the FC in the cases of launch and non-start of the FC in flight.

На фиг. 3 изображен график зависимости, поясняющий изменение относительного комплексного параметра II, равного отношению комплексного параметра к его значениям на границе надежного запуска ФК, от коэффициента избытка воздуха в ФК в случаях запуска и незапуска ФК в полете. In FIG. 3 is a graph of the dependence explaining the change in the relative complex parameter II, equal to the ratio of the complex parameter to its values at the boundary of the reliable launch of the FC, on the coefficient of excess air in the FC in the cases of launch and non-start of the FC in flight.

Предлагаемый способ был реализован в экспериментальном полете при задании форсированного режима с малого газа. The proposed method was implemented in an experimental flight when setting the forced mode with low gas.

Запуск ФК осуществляют резкой (в течение ≈1с) установкой рычага управления двигателем (РУД) в положение Форсированный режим при приемиcтоcти c малого газа в горизонтальном полете летающей лаборатории. Условия полета в случаях запуска и незапуска ФК соответствуют значениям высоты, равной 8000-12000 м и скорости полета, равной ≈450 км/ч. В процессе выполнения режимов запуска ФК осуществляют измерение датчиками условий полета; высота, скорость, заторможенная температура воздуха на входе в двигатель (Н, v, tн *) и параметров работы двигателя: для определения граничных и текущих значений параметра устойчивого запуска ФК - угол установки РУД, частоты вращения роторов низкого и высокого давлений, расход топлива, подаваемый в основную и форсажную камеры сгорания, статическое давление в ФК и площадь реактивного слоя ( αруд, Пнд, Пвд, Gтосн, Gтф, tт *, Рфк, Fс), температуры заторможенного газа за турбиной.The launch of the FC is carried out by sharp (within ≈1s) setting the engine control lever (ORE) to the Forced mode when receiving gas from a low gas level in a horizontal flight of a flying laboratory. The flight conditions in cases of launch and non-launch of the FC correspond to altitude values of 8000-12000 m and a flight speed of ≈450 km / h. In the process of performing launch modes of the FC, the flight conditions are measured by sensors; altitude, speed, inhibited air temperature at the engine inlet (N, v, t n * ) and engine operation parameters: to determine the boundary and current values of the FC steady start parameter, the angle of the ore, the rotational speed of low and high pressure rotors, fuel consumption supplied to the main and afterburner of the combustion chamber, the static pressure in the FC and the area of the reactive layer (α ores , P nd , P vd , G tosn , G tf , t t * , P fk , F s ), the temperature of the inhibited gas behind the turbine.

В соответствии со штатной программой регулирования исследуемого двигателя при положении αруд ≥ 82о обеспечивают подачу топлива в ФК и при достижении в процессе приемистости с малого газа Пвдпр ≥ Пвдпрзивзакрытия заслонок перепуска воздуха после заполнения топливного коллектора ФК обеспечивают подачу воспламеняющего топлива в ФК системой "огневая дорожка" четырьмя циклами длительностью по 0,25 с.In accordance with the standard control program of the engine under study, with an position of ores ≥ 82 о , fuel is supplied to the FC and, when pickup from a small gas is achieved, P VAP ≥ P, and by closing the air bypass flaps after filling the FC manifold, they supply flammable fuel to the FC system "fire track" in four cycles of 0.25 s duration.

В моменты прохождения циклов подачи воспламеняющего топлива фиксируют значения таких параметров, как Fс, tт * и Рфк и по уровню значений токов ионизации, регистрируемых путем использования ионизационного датчика пламени, идентифици- руют режим как Запуск ФK или Hезапуcк ФК. В эти же моменты времени вычисляют коэффициент избытка воздуха в ФК для каждого цикла подачи воспламеняющего топлива по формуле
αΣ=

Figure 00000004
где lo - стехиометрический коэффициент - количество воздуха, необходимое для сжигания 1 кг топлива. Для керосина
lo= 14,8
Figure 00000005

GtΣ= Gтосн+Gтф, суммарный расход топлива, подаваемый в основную и форсажную камеры сгорания, замеренный в моменты подачи воспламеняющего топлива.At the moments of passage of the flammable fuel supply cycles, the values of such parameters as F c , t t * and R fk are recorded and the mode is identified as Starting FC or Sudden FC by the level of ionization currents recorded using the ionization flame sensor. At the same time points, the coefficient of excess air in the FC is calculated for each cycle of supply of flammable fuel according to the formula
α Σ =
Figure 00000004
where l o - stoichiometric coefficient - the amount of air required to burn 1 kg of fuel. For kerosene
l o = 14.8
Figure 00000005

G tΣ = G tosn + G tf , total fuel consumption supplied to the main and afterburner of the combustion chamber, measured at the moment of supply of flammable fuel.

GbΣ = GbΣпр

Figure 00000006
Figure 00000007
где Рн, Тн - полное давление и заторможенная температура воздуха на входе в двигатель, замеренные в момент подачи воспламеняющего топлива;
GbΣпр определяет по известной заранее зависимости:
GbΣпр = f (nндпр), где
nндпр= n
Figure 00000008
, а
n - частота вращения ротора низкого давления, замеренная в момент подачи воспламеняющего топлива.G bΣ = G bΣpr
Figure 00000006
Figure 00000007
where R n , T n - total pressure and inhibited air temperature at the inlet of the engine, measured at the time of supply of flammable fuel;
G bΣpr determines according to a known dependence:
G bΣpr = f (n LDPR ), where
n ndpr = n
Figure 00000008
, a
n is the rotational speed of the low pressure rotor, measured at the time of supply of flammable fuel.

Затем рассчитывают комплексный параметр П, равный частотному от деления площади реактивного сопла (размерность см2) на произведение заторможенной температуры газа за турбиной (размерность - градус Цельсия) и статического давления в форсажной камере сгорания (размерность кг/см2) и строят зависимость рассчитанного комплексного параметра П от коэффициента избытка воздуха в ФК (фиг. 2). Отмечается однозначное разграничение двух зон: запуска и незапуска ФК, причем влияние αΣ на комплексный параметр незначительное. Наибольшие отключения параметра П наблюдаются в зонах αΣ<4,5 и αΣ>5,5. Для практических целей принимают значение комплексного параметра постоянным и независимым от αΣ. В рассматриваемом примере для конкретного типа двигателя Пгр=11. Затем производят расчет относительной величины комплексного параметра, равного отношению текущих значений к граничному:

Figure 00000009
=
Figure 00000010
.Then calculate the complex parameter P equal to the frequency of dividing the area of the jet nozzle (dimension cm 2 ) by the product of the inhibited gas temperature behind the turbine (dimension - degree Celsius) and the static pressure in the afterburner (dimension kg / cm 2 ) and build the dependence of the calculated complex parameter P from the coefficient of excess air in the FC (Fig. 2). An unambiguous distinction is noted between two zones: launch and non-start of the FC, and the effect of α Σ on the complex parameter is negligible. The largest disconnections of the parameter P are observed in the zones α Σ <4.5 and α Σ > 5.5. For practical purposes, take the value of the complex parameter constant and independent of α Σ . In this example, for a specific type of engine P gr = 11. Then calculate the relative value of the complex parameter equal to the ratio of current values to the boundary:
Figure 00000009
=
Figure 00000010
.

На фиг. 3 представлен график зависимости

Figure 00000011
= f(αΣ), где при значениях
Figure 00000012
> 1- зона незапуска ФК, а при
Figure 00000013
≅ 1- зона надежного запуска ФК. Таким образом получена граница надежного запуска ФК, позволяющая определять момент начала подачи воспламеняющего топлива для запуска ФК.In FIG. 3 shows a graph of dependence
Figure 00000011
= f (α Σ ), where for values
Figure 00000012
> 1- FC non-launch zone, and when
Figure 00000013
≅ 1- FC reliable start zone. Thus, the boundary of reliable FC start-up is obtained, which allows one to determine the start time of the supply of flammable fuel to start the FC.

Система, реализующая предлагаемый способ запуска ФК, содержит ТРДДФ 1, датчик 2 температуры торможения газа на выходе из турбины, датчик 3 статического давления газа во фронтовом устройстве, датчик 4 положения критического сечения реактивного сопла, выходы которых соединены с входом счетного устройства 5. В счетном устройстве производят определение площади реактивного сопла и расчет комплексного параметра П по сигналам с датчиков 2, 3, 4. Выход счетного устройства 5 соединен с входом блока 6 сравнения, где производят сравнение (в виде отношения) текущих значений комплексного параметра (П) с граничным значением этого параметра (Пгран), заданного заранее и характерного для конкретного типа двигателя. В свою очередь выход блока 6 сравнения соединен с входом логического блока ИЛИ 7, первый выход которого соединен с первым входом штатного регулятора 8. Второй выход блока 7 соединен с первым входом блока 12 циклограммы, второй вход блока 12 соединен с первым выходом регулятора 8, а выход блока 12 - с входом исполнительного механизма 13. Регулятор 8 обеспечивает подачу топлива в основную и форсажную камеры сгорания, а также изменение положения критического сечения реактивного сопла с использованием исполнительных механизмов 14, 15, 16 соответственно, входы которых соединены с вторым, третьим и четвертым выходами регулятора 8. Регулирование указанных выходных параметров происходит по сигналам датчика 9 положения рычага управления двигателем (РУД), датчика 10 полного давления и датчика 11 температуры торможения воздуха на входе в двигатель, чьи выходы соединены с вторым, третьим и четвертым входами регулятора 8, и по сигналу из блока 7. Второй выход датчика 9 соединен с вторым входом логического блока ИЛИ 7.The system that implements the proposed method for starting the FC contains a turbofan 1, a sensor 2 for the temperature of gas deceleration at the outlet of the turbine, a sensor 3 for static gas pressure in the front device, a sensor 4 for the position of the critical section of the jet nozzle, the outputs of which are connected to the input of the counting device 5. In the counting the device determines the area of the jet nozzle and calculates the complex parameter P by signals from sensors 2, 3, 4. The output of the counting device 5 is connected to the input of the comparison unit 6, where the comparison is made (in the form of a ratio i) the current values of the complex parameter (P) with the boundary value of this parameter (P gran ), set in advance and characteristic of a specific type of engine. In turn, the output of the comparison unit 6 is connected to the input of the OR logical unit 7, the first output of which is connected to the first input of the regular controller 8. The second output of the unit 7 is connected to the first input of the cyclogram unit 12, the second input of the unit 12 is connected to the first output of the controller 8, and the output of block 12 is with the input of the actuator 13. The regulator 8 provides fuel supply to the main and afterburner combustion chambers, as well as changing the position of the critical section of the jet nozzle using actuators 14, 15, 16, respectively, the inputs of which are connected to the second, third and fourth outputs of the regulator 8. The specified output parameters are regulated by the signals of the sensor 9 for the position of the engine control lever (ORE), the full pressure sensor 10 and the brake air temperature sensor 11 at the engine inlet, whose outputs are connected to the second , the third and fourth inputs of the controller 8, and the signal from block 7. The second output of the sensor 9 is connected to the second input of the logical block OR 7.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. The proposed device operates as follows.

При установке РУДа в положение Форсированный режим топливо подают регулятором 8 к исполнительным механизмам 14 и 15, а затем в основную и форсажную камеру сгорания. Изменение диаметра реактивного сопла производят с помощью исполнительного механизма 16. Количество подаваемого топлива в обе камеры сгорания и положение реактивного сопла определяют регулятором 8 в зависимости от выходных сигналов, получаемых с датчиков 9, 10 и 11 соответственно положения РУД, полного давления и температуры торможения воздуха на входе в двигатель. Одновременно по сигналу с датчика 9 обеспечивают включение в работу счетного устройства 5, которое по входным сигналам датчиков 2, 3, 4 определяет величину параметра П. В блок 6 до начала эксплуатации ТРДД закладывают характеристику параметра Пгран и при наличии сигнала Форсаж с датчика 9 положения РУД сравнивают текущие значения расчетного параметра П и вычисляют значения параметра

Figure 00000014
, передаваемого в блок 7. В случаях, если параметр
Figure 00000015
< 1, то выходной сигнал из блока 7 поступает на блок 12 циклограмм. Обмотка реле блока 7 при этом обесточена. В этом случае на выходе регулятора 8 обеспечивают программное дозирование топлива в систему "огневая дорожка". Длительность воздействия системы ОД, количество циклов, времена циклов и пауз между циклами определяют в соответствии с программой блока 12.When the ORE is set to the Forced position, fuel is supplied by the regulator 8 to the actuators 14 and 15, and then to the main and afterburner combustion chamber. The diameter of the jet nozzle is changed using the actuator 16. The amount of fuel supplied to both combustion chambers and the position of the jet nozzle are determined by the regulator 8, depending on the output signals received from the sensors 9, 10 and 11, respectively, the position of the ore, the total pressure and air braking temperature entering the engine. At the same time, by the signal from the sensor 9, the counting device 5 is turned on, which determines the value of the parameter P from the input signals of the sensors 2, 3, 4. In block 6, before starting the turbojet engine, the characteristic of the parameter P gran is laid down and, if there is a signal, the Fast and the Furious from position sensor 9 ORE compare the current values of the calculated parameter P and calculate the values of the parameter
Figure 00000014
passed to block 7. In cases where the parameter
Figure 00000015
<1, then the output signal from block 7 is supplied to block 12 of the cyclogram. The relay coil of block 7 is de-energized. In this case, at the output of the regulator 8 provide programmed dosing of fuel into the fire track system. The duration of the impact of the OD system, the number of cycles, cycle times and pauses between cycles is determined in accordance with the program of block 12.

В случаях, когда блоком 6 сравнения будет выдан сигнал

Figure 00000016
≥ 1, обмотка реле логического блока 7 будет запитана электрическим током, произойдет замыкание контактов 1-2 и размыкание контактов 3-4, что обеспечит поступление команды в регулятор 8 и несрабатывание блока 12 циклограмм. При этом регулятор 8 обеспечит воздействие на основной расход топлива и (или) площадь реактивного сопла с помощью исполнительных механизмов 14 и 16. Воздействие продолжается до тех пор, пока блок 7 не исключит подачу команды в регулятор 8 и включит в работу блок 12 путем обесточения обмотки реле при наличии условия
Figure 00000017
< 1.In cases where the block 6 comparison will be issued a signal
Figure 00000016
≥ 1, the relay coil of the logic unit 7 will be powered by electric current, contacts 1-2 will be closed and contacts 3-4 will be opened, which will ensure the receipt of a command in controller 8 and failure of block 12 of the cyclogram. In this case, the regulator 8 will provide an impact on the main fuel consumption and (or) the area of the jet nozzle using actuators 14 and 16. The effect continues until block 7 excludes the command to regulator 8 and turns on block 12 by de-energizing the winding relay if condition
Figure 00000017
<1.

Использование способа запуска ФК обеспечивает по сравнению с прототипом следующие преимущества: совмещает переходные процеccы форсажного и основного контуров вплоть до режима малого газа при приемистостях, что позволяет сократить время приемистости в благоприятствующих этому условиях полета; исключает ненужные циклы подачи воспламеняющего топлива при незапуске ФК, что обеспечивает снижение количества термоциклов, воздейст- вующих на турбину, и как следствие, повышение ресурса ее работы; обеспечивает целенаправленное принудительное изме- нение характеристик двигателя по текущей информации, обеспечивающей улучшение качества управления процессом воспла- менения, повышает надежность запуска ФК, что способствует созданию адаптивной системы управления указанным режимом работы ГТД. Using the FC launch method provides the following advantages in comparison with the prototype: combines transition processes of the afterburner and the main circuit up to the idle mode at throttle response, which reduces the throttle response time in favorable flight conditions; eliminates unnecessary cycles of supply of flammable fuel when the FC does not start, which ensures a reduction in the number of thermal cycles affecting the turbine, and as a result, an increase in the resource of its operation; It provides targeted forced change of engine characteristics according to current information, which improves the quality of control of the ignition process, increases the reliability of FC start-up, which contributes to the creation of an adaptive control system for the specified GTE operation mode.

Claims (2)

1. СПОСОБ ЗАПУСКА ФОРСАЖНОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ путем предварительного задания комплексного параметра устойчивого запуска, формирования сигнала запуска, измерения статического давления в форсажной камере сгорания и подачи воспламеняющего топлива в форсажную камеру, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности, измеряют температуру торможения газа за турбиной и диаметр критического сечения реактивного сопла, определяют величину измеренного комплексного параметра устойчивого запуска как отношение диаметра критического сечения реактивного сопла к произведению температуры торможения газа за турбиной и статического давления в форсажной камере сгорания, определяют относительную величину комплексного параметра как отношение величины измеренного параметра к предварительно заданному, сравнивают относительную величину комплексного параметра с единицей и воспламеняющее топливо в форсажную камеру подают в случае непревышения ее единицы. 1. METHOD FOR STARTING A FORCING COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE by pre-setting the complex parameter of a stable start-up, generating a start signal, measuring the static pressure in the afterburner and supplying flammable fuel to the afterburner, characterized in that, in order to increase reliability, the gas braking temperature is measured behind the turbine and the diameter of the critical section of the jet nozzle, determine the value of the measured complex parameter of sustainable start as the ratio of the diameter and the critical cross section of the jet nozzle to the product of the gas stagnation temperature behind the turbine and the static pressure in the afterburner, determine the relative value of the complex parameter as the ratio of the measured parameter to the predetermined one, compare the relative value of the complex parameter with unity, and flammable fuel is supplied to the afterburner not exceeding its unit. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в случае превышения величиной комплексного параметра единицы изменяют расход топлива в основную камеру сгорания и диаметр реактивного сопла. 2. The method according to claim 1, characterized in that if the unit exceeds the value of the complex parameter, the fuel consumption in the main combustion chamber and the diameter of the jet nozzle are changed.
SU4951766 1991-06-28 1991-06-28 Method of starting afterburner chamber of gas-turbine engine RU2027887C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU4951766 RU2027887C1 (en) 1991-06-28 1991-06-28 Method of starting afterburner chamber of gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU4951766 RU2027887C1 (en) 1991-06-28 1991-06-28 Method of starting afterburner chamber of gas-turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2027887C1 true RU2027887C1 (en) 1995-01-27

Family

ID=21582582

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU4951766 RU2027887C1 (en) 1991-06-28 1991-06-28 Method of starting afterburner chamber of gas-turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2027887C1 (en)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2444717C2 (en) * 2009-03-05 2012-03-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Method of monitoring gas turbine unit health
RU2665567C1 (en) * 2017-08-15 2018-08-31 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Afterburner combustion chamber control method
RU2665569C1 (en) * 2017-08-15 2018-08-31 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Afterburner combustion chamber control system
RU2699322C2 (en) * 2018-02-05 2019-09-04 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method of fuel supply into afterburner combustion chamber
RU2699323C2 (en) * 2018-02-05 2019-09-04 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Fuel supply system to afterburner combustion chamber
RU2700321C2 (en) * 2017-12-18 2019-09-16 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method of fuel supply into afterburner combustion chamber
RU2708474C2 (en) * 2017-10-24 2019-12-09 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Afterburner combustion chamber control system
RU2708476C2 (en) * 2017-10-24 2019-12-09 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Afterburner combustion chamber control method
RU2786875C1 (en) * 2022-03-11 2022-12-26 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Adaptive aftercharge of gas turbine engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Хауторм У.Р. Основы проектирования и характеристики газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1964, с.143. *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2444717C2 (en) * 2009-03-05 2012-03-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Method of monitoring gas turbine unit health
RU2665567C1 (en) * 2017-08-15 2018-08-31 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Afterburner combustion chamber control method
RU2665569C1 (en) * 2017-08-15 2018-08-31 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Afterburner combustion chamber control system
RU2708474C2 (en) * 2017-10-24 2019-12-09 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Afterburner combustion chamber control system
RU2708476C2 (en) * 2017-10-24 2019-12-09 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Afterburner combustion chamber control method
RU2700321C2 (en) * 2017-12-18 2019-09-16 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method of fuel supply into afterburner combustion chamber
RU2699322C2 (en) * 2018-02-05 2019-09-04 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method of fuel supply into afterburner combustion chamber
RU2699323C2 (en) * 2018-02-05 2019-09-04 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Fuel supply system to afterburner combustion chamber
RU2786875C1 (en) * 2022-03-11 2022-12-26 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Adaptive aftercharge of gas turbine engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3902315A (en) Starting fuel control system for gas turbine engines
US20210277835A1 (en) Staged combustion
Frolov et al. Wind tunnel tests of a hydrogen-fueled detonation ramjet model at approach air stream Mach numbers from 4 to 8
US5129221A (en) Gas turbine engine fuel control system with enhanced relight capability
US5831155A (en) Apparatus and method for simulating rocket-to-ramjet transition in a propulsion system
RU2027887C1 (en) Method of starting afterburner chamber of gas-turbine engine
Frolov et al. Demonstrator of continuous-detonation air-breathing ramjet: Wind tunnel data
US20170248080A1 (en) Device and method for starting a gas turbine, method for regulating the rotation speed of a gas turbine, and associated gas turbine and turbine engine
KR20100074026A (en) Control system for a land-based simple cycle pdc hybrid engine for power generation
CN111751074A (en) Detonation-driven high-enthalpy shock tunnel automatic inflation control system
JPH10231738A (en) Method for starting turbine engine
JPH0121329B2 (en)
US4277940A (en) Integral rocket-ramjet closed loop fuel control system
US4274255A (en) Control for start-up of a gas turbine engine
RU2383001C1 (en) Method of debugging of gas turbine engine with afterburner
RU2438031C2 (en) Control method of fuel flow to afterburner of gas turbine engine
EP3530911B1 (en) Light-off detection for gas turbine engines
JPS63150436A (en) Device and method of controlling gas turbine engine
RU2157909C1 (en) Supersonic pulse detonating ramjet engine and method of its functioning
US10807703B2 (en) Control system for an aircraft
US7000405B2 (en) Gas turbine apparatus and a starting method thereof
Bykovskii et al. Continuous spin detonation of a hydrogen-air mixture with addition of air into the products and the mixing region
Shi et al. Rocket-augmented flame stabilization and combustion in a cavity-based scramjet
Bundy et al. Unsteady effects on ram accelerator operation at elevated fill pressures
US4263781A (en) Integral rocket-ramjet open loop fuel control system