RU2066854C1 - Device measuring temperature of gas-of gas-turbine engine - Google Patents
Device measuring temperature of gas-of gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2066854C1 RU2066854C1 SU904872040A SU4872040A RU2066854C1 RU 2066854 C1 RU2066854 C1 RU 2066854C1 SU 904872040 A SU904872040 A SU 904872040A SU 4872040 A SU4872040 A SU 4872040A RU 2066854 C1 RU2066854 C1 RU 2066854C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- multiplication
- unit
- adder
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в системах контроля и регулирования нестационарных температур газовых потоков при испытаниях и эксплуатации газотурбинных двигателей (ГТД). The invention relates to the field of aviation instrumentation and can be used in monitoring and control systems for unsteady temperatures of gas flows during testing and operation of gas turbine engines (GTE).
Известно устройство для измерения температуры газа ГТД, содержащее блок термоэлектрических преобразователей, подключенный к первому входу сумматора и через первый дифференциатор и блок умножения к второму входу сумматора, датчик полного давления воздуха за компрессором, соединенный через блок деления и блок вычитания с вторым входом блока умножения, датчик частоты вращения ротора турбокомпрессора, связанный с вторым входом блока вычитания. A device for measuring gas temperature of a gas turbine engine, comprising a block of thermoelectric converters connected to the first input of the adder and through the first differentiator and a multiplication unit to the second input of the adder, a sensor for the total air pressure behind the compressor, connected through the division unit and the subtraction unit to the second input of the multiplication unit, a turbocompressor rotor speed sensor associated with a second input of a subtraction unit.
Недостатком устройства является небольшой диапазон измеряемых температур, так как устройство позволяет измерять температуру газа только в одном сечении ГТД, а именно за турбиной ГТД, где температура изменяется в пределах 600.800 К, что сужает функциональные возможности устройства и не дает возможность контролировать температуру газа перед турбиной ГТД, наиболее полно характеризующую тепловое состояние и величину тяги ГТД. The disadvantage of the device is the small range of measured temperatures, since the device allows you to measure the gas temperature in only one section of the gas turbine engine, namely, behind the gas turbine turbine, where the temperature varies within 600.800 K, which reduces the functionality of the device and does not allow you to control the gas temperature in front of the gas turbine , most fully characterizing the thermal state and the magnitude of the GTE thrust.
Наиболее близким по технической сущности к изобретению является устройство для измерения температуры газа газотурбинного двигателя, содержащее блок термоэлектрических преобразователей, соединенный с первым входом сумматора и через дифференциатор и блок умножения с вторым входом сумматора, датчик полного давления воздуха за компрессором, связанный через первый блок деления и блок вычитания с вторым входом блока умножения, датчик частоты вращения ротора турбокомпрессора, подключенный к второму входу первого блока деления и через второй дифференциатор к второму входу блока вычитания, датчик давления газа за турбиной, соединенный с входом второго блока деления, второй вход которого связан с выходом датчика полного давления воздуха за компрессором, а выход через функциональный преобразователь соединен с первым входом третьего блока деления, вторым входом подключенного к выходу сумматора. The closest in technical essence to the invention is a device for measuring the gas temperature of a gas turbine engine, comprising a thermoelectric converter unit connected to the first adder input and through a differentiator and a multiplication unit with the second adder input, a full air pressure sensor behind the compressor, connected through the first division unit and a subtraction unit with a second input of the multiplication unit, a rotor speed sensor of the turbocompressor connected to the second input of the first division unit and via a differentiator to the second input of the subtraction unit, a gas pressure sensor behind the turbine connected to the input of the second division unit, the second input of which is connected to the output of the full air pressure sensor behind the compressor, and the output through the functional converter is connected to the first input of the third division unit, the second input of the connected to the output of the adder.
Недостатком устройства является низкая точность измерения температуры газа перед турбиной ГТД, обусловленная тем, что адиабатический КПД турбины принят постоянной величиной, а также отсутствием учета влияния коэффициента потерь полного давления газа в камере сгорания ГТД. The disadvantage of this device is the low accuracy of measuring the temperature of the gas in front of the turbine engine, due to the fact that the adiabatic efficiency of the turbine is assumed to be constant, as well as the absence of taking into account the influence of the coefficient of loss of the total gas pressure in the gas turbine combustion chamber.
Целью изобретения является повышение точности измерения температуры газа перед турбиной газотурбинного двигателя. The aim of the invention is to improve the accuracy of measuring gas temperature in front of a turbine of a gas turbine engine.
Для достижения поставленной цели в устройство для измерения температуры газа газотурбинного двигателя, содержащее последовательно соединенные блок термоэлектрических преобразователей, первый сумматор и первый блок деления, а также последовательно связанные дифференциатор и первый блок умножения, выход которого подключен к другому входу первого сумматора, а другой выход блока термоэлектрических преобразователей связан с входом дифференциатора, датчик полного давления воздуха за компрессором, связанный через второй блок деления с входом блока вычитания, выход которого подключен к другому входу первого блока умножения, датчик давления газа за турбиной двигателя, подключенный к входу третьего блока деления, другой вход которого подсоединен к выходу датчика полного давления воздуха за компрессором, а также датчик частоты вращения ротора турбокомпрессора, связанный выходом с другим входом второго блока деления и с входом другого дифференциатора, соединенного выходом с другим входом блока вычитания, введены второй блок умножения, квадратор и функциональный преобразователь в виде блока суммирования произведений сигналов, а также последовательно связанные другой функциональный преобразователь в виде блока суммирования произведений сигналов и второй сумматор, выход которого соединен с другим входом первого блока деления, а другой вход связан с выходом функционального преобразователя, один вход второго блока умножения соединен с выходом датчика частоты вращения ротора турбокомпрессора, другой с выходом третьего блока деления, а выход с первым входом функционального преобразователя, другой вход которого связан с выходом квадратора, вход которого и первый вход другого функционального преобразователя подключены к выходу третьего блока деления, а другой вход другого функционального преобразователя подсоединен к выходу датчика частоты вращения ротора турбокомпрессора. To achieve this goal, a device for measuring the gas temperature of a gas turbine engine containing a series-connected block of thermoelectric converters, a first adder and a first division unit, as well as series-connected differentiator and a first multiplication unit, the output of which is connected to another input of the first adder, and another output of the block thermoelectric converters connected to the input of the differentiator, the sensor of the total air pressure behind the compressor, connected through a second division unit with the course of the subtraction unit, the output of which is connected to another input of the first multiplication unit, the gas pressure sensor behind the engine turbine connected to the input of the third division unit, the other input of which is connected to the output of the full air pressure sensor behind the compressor, as well as the turbocompressor rotor speed sensor connected the output with the other input of the second division unit and with the input of another differentiator connected by the output to the other input of the subtraction unit, the second multiplication unit, quadrator and functional transform are introduced a driver in the form of a block of summing the products of signals, as well as another functional converter in series in the form of a block for summing the products of signals and a second adder, the output of which is connected to another input of the first division unit, and the other input is connected to the output of the functional converter, one input of the second multiplication unit is connected with the output of the turbocharger rotor speed sensor, the other with the output of the third division unit, and the output with the first input of the functional converter, the other input which is connected with the output of the quadrator, the input of which and the first input of another functional converter are connected to the output of the third division unit, and the other input of the other functional converter is connected to the output of the turbocharger rotor speed sensor.
Функциональный преобразователь состоит из последовательно соединенных третьих блока умножения и сумматора, а также четвертого блока умножения и двух шин сигналов постоянного уровня, при этом выход четвертого блока умножения связан с другим входом третьего сумматора, первый вход функционального преобразователя является первый вход третьего блока умножения, другим входом
вход четвертого блока умножения, а выходом выход третьего сумматора, одна и другая шины сигналов постоянного уровня соединены соответственно с другими входами третьего и четвертого блоков умножения, другой функциональный преобразователь выполнен из пятого и шестого блоков умножения, четвертого сумматора и содержит третью, четвертую и пятую шины сигналов постоянного уровня, выходы блоков умножения подключены к входам четвертого сумматора, с третьим входом которого связана пятая шина сигнала постоянного уровня, первым входом другого функционального преобразователя является вход пятого блока умножения, другим вход шестого блока умножения, выходом выход четвертого сумматора, а третья и четвертая шины сигналов постоянного уровня соединены соответственно с другими входами пятого и шестого блоков умножения.The functional converter consists of the third multiplication unit and the adder connected in series, as well as the fourth multiplication unit and two constant level signal buses, while the output of the fourth multiplication unit is connected to another input of the third adder, the first input of the functional converter is the first input of the third multiplication unit, and the other input
the input of the fourth multiplication block, and the output of the third adder output, one and the other constant signal bus lines are connected respectively to the other inputs of the third and fourth multiplication blocks, the other functional converter is made of the fifth and sixth multiplication blocks, the fourth adder and contains the third, fourth and fifth buses constant level signals, the outputs of the multiplication units are connected to the inputs of the fourth adder, with the third input of which is connected the fifth bus of the constant level signal, the first input of another nktsionalnogo inverter input is the fifth multiplier, the other input of the sixth multiplier, the output of the fourth adder output, and the third and fourth constant level signal bus are respectively connected to the other inputs of the fifth and sixth multipliers.
На фиг. 1 приведена схема устройства; на фиг. 2 и 3 схемы функциональных преобразователей устройства. In FIG. 1 shows a diagram of a device; in FIG. 2 and 3 circuits of functional converters of the device.
Устройство содержит блок термоэлектрических преобразователей 1 (фиг. 1), сумматор 2, блок деления 3, дифференциатор 4, блок 5 умножения, датчик 6 полного давления за компрессором, второй блок 7 деления, блок 8 вычитания, датчик 9 частоты вращения ротора турбокомпрессора, второй дифференциатор 10, датчик 11 давления газа за турбиной газотурбинного двигателя, третий блок деления 12, второй блок умножения 13, квадратор 14, функциональные преобразователи 15 и 16, второй сумматор 17. The device comprises a block of thermoelectric converters 1 (Fig. 1), an
Функциональный преобразователь 15 включает в себя третий блок умножения 18 (фиг. 2), четвертый блок умножения 19 и третий сумматор 20.
Функциональный преобразователь 16 состоит из пятого и шестого блоков умножения 21 и 22 и четвертого сумматора 23.
Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.
Сигнал с блока термоэлектрических преобразователей 1, соответствующий термоэлектродвижущей силе eт, проходит на вход сумматора 2, а также на вход дифференциатора 4, где формируется сигнал , поступающий на вход блока умножения 5.The signal from the block of thermoelectric converters 1, corresponding to the thermoelectromotive force e t , passes to the input of the
Одновременно сигналы nк с датчиков полного давления за компрессором и частоты вращения ротора турбокомпрессора 9 поступают на входы блока деления 7, где формируется сигнал вида . Сигнал nк с датчика 9 частоты вращения ротора турбокомпрессора поступает также на вход дифференциатора 10, выходной сигнал которого равен . Сигнал с выхода блока деления 7 и сигнал с выхода дифференциатора 10 поступают на входы блока вычитания 8, выходной сигнал которого равен и пропорционален расходу газа через сопловой аппарат турбины, т. е. представляет собой постоянную времени термопреобразователя (β постоянный коэффициент).At the same time, the signals n k from the full pressure sensors behind the compressor and the rotor speed of the turbocharger 9 are fed to the inputs of the division unit 7, where a signal of the form . The signal n k from the sensor 9 of the rotor speed of the turbocompressor is also fed to the input of the differentiator 10, the output signal of which is . Signal the output of the division unit 7 and the signal from the output of the differentiator 10 are fed to the inputs of the subtraction unit 8, the output signal of which is equal to and is proportional to the gas flow through the nozzle apparatus of the turbine, i.e., it represents the time constant of the thermal converter (β constant coefficient).
Выходной сигнал tg блока вычитания 8 проходит на второй вход блока умножения 5, на выходе которого сигнал равен и поступает на вход сумматора 2. На выходе сумматора 2 сигнал определяется выражением
и соответствует температуре газа за турбиной ГТД, измеренной без динамической ошибки. Этот сигнал является выходным сигналом устройства, одновременно сигнал с датчика 11 полного давления за турбиной поступает на вход блока деления 12, на второй вход которого проходит сигнал с датчика 6 полного давления за компрессором.The output signal t g of the subtraction block 8 passes to the second input of the
and corresponds to the gas temperature behind the turbine engine, measured without dynamic error. This signal is the output signal of the device, at the same time, the signal from the full pressure sensor 11 behind the turbine is fed to the input of the division unit 12, the second input of which passes the signal from the full pressure sensor 6 behind the compressor.
Выходной сигнал блока деления 12 поступает на вход блока умножения 13, на второй вход которого поступает сигнал с выхода датчика частоты вращения ротора турбокомпрессора. На выходе блока умножения 13 формируется сигнал (где Рт сигнал датчика полного давления за турбиной).Output signal the division unit 12 is fed to the input of the multiplication unit 13, the second input of which receives a signal from the output of the turbocharger rotor speed sensor. At the output of the multiplication block 13, a signal is generated (where P t the total pressure sensor signal for the turbine).
Одновременно сигнал с выхода блока деления 12 поступает на вход квадратора 14, выходной сигнал которого поступает на вход функционального преобразователя 15, который состоит из последовательно соединенных блока умножения 18 и сумматора 20, блока умножения 19 и двух шин сигналов постоянного уровня С1 и С12, выход блока умножения 18 связан с другим входом сумматора 20, первым входом функционального преобразователя 15 является первый вход блока умножения 18, другим входом - первый вход блока умножения 19, а выходом выход сумматора 20, при этом одна и другая шины сигналов постоянного уровня соединены соответственно с вторым входом блока умножения 18 и другим входом блока умножения 19, на второй вход которого поступает сигнал с выхода блока умножения 13. На выходе функционального преобразователя 15 сигнал определяется выражением
В то же время выходной сигнал блока деления 12 поступает на вход функционального преобразователя 16, на второй вход которого поступает сигнал nк с выхода датчика 8 частоты вращения ротора турбокомпрессора. На выходе функционального преобразователя 16, который состоит из блоков умножения 21 и 22, сумматора 23 и содержит третью, четвертую и пятую шины сигналов постоянного уровня С3, С4 и С5, выходы блоков умножения соединены с входами сумматора 23, с третьим входом которого связана пятая шина сигнала постоянного уровня, первым входом функционального преобразователя 16 является вход блока умножения 21, другим вход блока умножения 22, а выходом выход сумматора 23, при этом третья и четвертая шины сигналов постоянного уровня соединены соответственно, с другими входами блоков умножения 21 и 22, сигнал на выходе блока 16 определяется выражением
Выходной сигнал F1 функционального преобразователя 15 и сигнал F2 c выхода функционального преобразователя 16 поступают на входы сумматора 17, на выходе которого формируется сигнал
поступающий на вход блока деления 3. На выходе блока деления 3 формируется сигнал
являющийся выходным сигналом устройства.Signal simultaneously from the output of the division unit 12 is fed to the input of the quadrator 14, the output signal of which arrives at the input of the
At the same time, the output signal the division unit 12 is fed to the input of the
The output signal F 1 of the
arriving at the input of the
which is the output signal of the device.
Выражение (I) позволяет измерять температуру газа перед турбиной ГТД T
Таким образом, техническое решение позволяет повысить точность измерения температуры газа перед турбиной ГТД, что позволяет повысить контролируемость рабочего процесса в двигателе, надежность системы управления ГТД, точность регулирования двигателя и следовательно, ресурс ГТД, а также вести прямое регулирование температуры газа перед турбиной ГТД. При этом уменьшается влияние забросов по температуре на ресурс двигателя, появляется возможность увеличить ограничиваемую температуру газа на входе в турбину на 5.7o, что приводит к увеличению тяги на 1,5.2% и соответственно увеличивает тягововооруженность самолета.Thus, the technical solution allows to increase the accuracy of measuring the gas temperature in front of the turbine engine, which allows to increase the controllability of the working process in the engine, the reliability of the gas turbine engine control system, the accuracy of the engine control and, therefore, the gas turbine engine resource, as well as to directly control the gas temperature in front of the gas turbine engine. At the same time, the influence of temperature overloads on the engine resource is reduced, it becomes possible to increase the limited gas temperature at the turbine inlet by 5.7 o , which leads to an increase in thrust by 1.5.2% and, accordingly, increases the thrust-weight ratio of the aircraft.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU904872040A RU2066854C1 (en) | 1990-07-02 | 1990-07-02 | Device measuring temperature of gas-of gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU904872040A RU2066854C1 (en) | 1990-07-02 | 1990-07-02 | Device measuring temperature of gas-of gas-turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2066854C1 true RU2066854C1 (en) | 1996-09-20 |
Family
ID=21539313
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU904872040A RU2066854C1 (en) | 1990-07-02 | 1990-07-02 | Device measuring temperature of gas-of gas-turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2066854C1 (en) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2474797C1 (en) * | 2011-10-13 | 2013-02-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-исследовательский и конструкторский институт центробежных и роторных компрессоров им. В.Б. Шнеппа" | Method of determining gas temperature in working cavity of rotor machine |
RU2511814C1 (en) * | 2013-04-11 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Method to determine temperature of gas upstream turbine in afterburning mode of turbojet engine |
RU2565381C1 (en) * | 2014-05-06 | 2015-10-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технологический университет" (ФГБОУ ВПО "КНИТУ") | Method of gas temperature determination in work cavity of rotor machine |
RU2668310C1 (en) * | 2017-10-05 | 2018-09-28 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for determining gas temperature in front of turbine in afterburner mode of turbojet engine |
RU2710419C1 (en) * | 2019-04-18 | 2019-12-27 | АО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" | Method of measuring temperature of gas |
-
1990
- 1990-07-02 RU SU904872040A patent/RU2066854C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Авторское свидетельство СССР N 1605718, кл. G 01 K 13/00, 1989. 2. Авторское свидетельство СССР N 764470, кл. G 01 K 13/00, 1979. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2474797C1 (en) * | 2011-10-13 | 2013-02-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-исследовательский и конструкторский институт центробежных и роторных компрессоров им. В.Б. Шнеппа" | Method of determining gas temperature in working cavity of rotor machine |
RU2511814C1 (en) * | 2013-04-11 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Method to determine temperature of gas upstream turbine in afterburning mode of turbojet engine |
RU2565381C1 (en) * | 2014-05-06 | 2015-10-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технологический университет" (ФГБОУ ВПО "КНИТУ") | Method of gas temperature determination in work cavity of rotor machine |
RU2668310C1 (en) * | 2017-10-05 | 2018-09-28 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for determining gas temperature in front of turbine in afterburner mode of turbojet engine |
RU2710419C1 (en) * | 2019-04-18 | 2019-12-27 | АО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" | Method of measuring temperature of gas |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR100646059B1 (en) | Turbocharger system | |
US9043054B2 (en) | Method for determining the speed air aircraft and aircraft equipped with means for implementation | |
US7992388B2 (en) | Method for estimating compressor output temperature for a two-stage turbocharger | |
RU2066854C1 (en) | Device measuring temperature of gas-of gas-turbine engine | |
US20100158670A1 (en) | Combustor rumble | |
US3886790A (en) | Apparatus for determining the gross thrust of a jet engine | |
RU2476915C2 (en) | Method of diagnosing two-stage turbojet with flow mixing | |
Corbett et al. | Stability of an axial flow compressor with steady inlet conditions | |
EP0952322A3 (en) | Electronic air-fuel ratio control system for internal combustion engines | |
Williams et al. | Some aspects of inlet/engine flow compatibility | |
RU2252406C1 (en) | Method for testing gas-turbine engine | |
RU2041398C1 (en) | Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage | |
SU928041A1 (en) | Device for monitoring turbine rotor | |
Beneda | Development of an Advanced Pressure Signal Acquisition Card for a Modular Turbojet Fadec System | |
SU1096672A1 (en) | Device for checking and accounting life of gas-turbine engine | |
Hudson et al. | Rocket engine turbine blade surface pressure distributions: experiment and computations | |
Crites et al. | Application of random data techniques to aircraft inlet diagnostics | |
SU756049A1 (en) | Device for monitoring turbine rotor heating | |
SU756050A1 (en) | Method and device for monitoring steam turbine rotor heating | |
SU734743A1 (en) | Device for determining reduced r.p.m. of gas-turbine rotor | |
Lecht et al. | Unsteady rotor blade loading in an axial compressor with steady-state inlet distortions | |
SU964481A2 (en) | Gas flow temperature device | |
SU1425499A1 (en) | Device for displaying internal combustion engine | |
SU1233109A1 (en) | Device for checking amplitude and phase frequency characteristics of mechanical systems | |
SU909234A1 (en) | Apparatus for monitoring the thermal duty of turbine runner |