RU2413194C2 - Procedure for control over technical condition of gas-turbine installation - Google Patents
Procedure for control over technical condition of gas-turbine installation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2413194C2 RU2413194C2 RU2009107183/06A RU2009107183A RU2413194C2 RU 2413194 C2 RU2413194 C2 RU 2413194C2 RU 2009107183/06 A RU2009107183/06 A RU 2009107183/06A RU 2009107183 A RU2009107183 A RU 2009107183A RU 2413194 C2 RU2413194 C2 RU 2413194C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- temperature
- oil
- engine
- turbine
- calculation
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов (ГПА) и газотурбинных электростанций (ГТЭС).The invention relates to the field of gas turbine engine building and can be used in electronic systems (ACS) for automatic control of gas turbine units (GTU) of gas pumping units (GPU) and gas turbine power plants (GTES).
Известен способ контроля ГТУ с гидромеханической САУ, Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., заключающийся в том, что в процессе работы двигателя бортмеханик по показаниям прибора в кабине вертолета контролирует значение температуры газов за турбиной и, если температура становится выше заданного предела, выключает двигатель.A known method of monitoring gas turbines with hydromechanical self-propelled guns, I. Keba. “Flight operation of helicopter gas turbine engines”, M., “Transport”, 1976, which consists in the fact that, during the operation of the engine, the flight mechanic, according to the indications of the device in the helicopter cockpit, controls the gas temperature behind the turbine and, if the temperature rises above a predetermined limit, turns off engine.
Недостатком известного способа является его низкая эффективность.The disadvantage of this method is its low efficiency.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ контроля технического состояния ГТУ, реализованный в гидромеханической САУ с электронным ограничителем температуры газов за турбиной. Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., заключающийся в том, что в процессе работы ГТУ измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура газов превысила предельное значение на наперед заданную величину, формируют сигнал «Перегрев двигателя» и выключают ГТУ.Closest to this invention in technical essence is a method for monitoring the technical condition of gas turbines, implemented in hydromechanical self-propelled guns with an electronic gas temperature limiter behind the turbine. Keba I.V. “Flight operation of helicopter gas turbine engines”, M., “Transport”, 1976, which consists in the fact that during the operation of a gas turbine the temperature of the gases behind the turbine is measured, its value is compared with the maximum permissible value if the measured gas temperature exceeds the limit value by a predetermined value value, form the signal "Engine Overheating" and turn off the gas turbine.
Недостатком известного способа является то, что контроль не охватывает значительную часть подсистем, обеспечивающих нормальную работу двигателя. Например, не контролируется состояние масляной системы двигателя, обеспечивающей охлаждение и смазку элементов опор двигателя. В эксплуатации зафиксированы случаи, когда из-за разрушения подшипников происходило повреждение и даже разрушение самого двигателя. Таким образом, низкая полнота контроля подсистем двигателя снижает надежность работы самого двигателя.The disadvantage of this method is that the control does not cover a significant part of the subsystems that ensure the normal operation of the engine. For example, the state of the engine oil system, which provides cooling and lubrication of the engine support elements, is not monitored. In operation, there have been recorded cases when, due to the destruction of bearings, damage and even destruction of the engine itself occurred. Thus, the low completeness of control of engine subsystems reduces the reliability of the engine itself.
Целью изобретения является повышение полноты контроля технического состояния ГТУ и, как следствие, повышение надежности работы ГТУ, ГПА и ГТЭС.The aim of the invention is to increase the completeness of control of the technical condition of gas turbines and, as a result, increase the reliability of gas turbines, gas turbines and gas turbines.
Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля технического состояния ГТУ, заключающемся в том, что в процессе работы ГТУ измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура газов превысила предельное значение на наперед заданную величину, формируют сигнал «Перегрев двигателя» и выключают ГТУ по циклу «Аварийный останов», дополнительно в процессе работы ГТУ измеряют температуру масла на входе в двигатель, сравнивают температуру масла на входе в двигатель с четырьмя наперед заданными величинами, определяемыми расчетно-экспериментальным путем и уточняемыми в процессе эксплуатации ГТУ, если температура масла на входе в двигатель меньше первой наперед заданной величины в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем, формируют сигнал «Минимальная температура масла на входе в двигатель» и включают теплонагревательные элементы (ТЭН) в маслобаке ГТУ, если температура масла на входе в двигатель больше второй наперед заданной величины в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем, включают вентиляторы блока маслоохладителя (БМО), если температура масла на входе в двигатель больше третьей наперед заданной величины в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем, формируют сигнал «Максимальная температура масла на входе в двигатель», измеряют температуру баббита вкладышей подшипников турбины ГТУ и сравнивают ее с пятой наперед заданной величиной, определяемой расчетно-экспериментальным путем и уточняемой в процессе эксплуатации ГТУ, если температура баббита вкладышей подшипников турбины ГТУ меньше или равна пятой наперед заданной величине, то, уменьшая расход топлива в камеру сгорания (КС) ГТУ, плавно снижают режим работы ГТУ до снижения температуры масла на входе в двигатель ниже третьей наперед заданной величины, если температура баббита вкладышей подшипников турбины ГТУ больше пятой наперед заданной величине, то формируют сигнал «Аварийный останов по максимальной температуре масла на входе в двигатель» и выключают ГТУ по циклу «Аварийный останов», если температура масла на входе в двигатель больше четвертой наперед заданной величины в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем, формируют сигнал«Аварийный останов по предельно высокой температуре масла на входе в двигатель» и выключают ГТУ по циклу «Аварийный останов».This goal is achieved by the fact that in the method of monitoring the technical condition of the gas turbine, which consists in the fact that during the operation of the gas turbine they measure the temperature of the gases behind the turbine, compare its value with the maximum permissible value, if the measured gas temperature exceeds the limit value by a predetermined value, the signal " Engine overheating ”and the gas turbine engine is turned off according to the“ Emergency Stop ”cycle; in addition, during the operation of the gas turbine engine, the oil temperature at the engine inlet is measured, the oil temperature at the engine inlet is compared with four The two predetermined values determined by the calculation and experimental method and refined during the operation of the gas turbine, if the oil temperature at the engine inlet is less than the first in advance predetermined value during the predetermined time determined by the calculation and experimental method, the signal “Minimum oil temperature at the inlet to engine ”and turn on the heating elements (TEN) in the GTU oil tank if the temperature of the oil at the engine inlet is higher than the second predetermined value during the predetermined the time determined by calculation and experimentally, include the fans of the oil cooler (BMO), if the temperature of the oil at the engine inlet is greater than the third predetermined value during the predetermined time determined by the calculation and experimental way, the signal “Maximum oil temperature at the engine inlet” is generated ", Measure the temperature of the babbitt of the liners of the bearings of the turbine turbine and compare it with the fifth predetermined value, determined by the calculation and experimental method and refined in the process of GTU operation, if the temperature of the babbitt of the GTU turbine bearing shells is less than or equal to the fifth predetermined value, then, by decreasing the fuel consumption in the gas turbine combustion chamber (KS), the gas turbine operation is smoothly reduced until the oil temperature at the engine inlet drops below the third predetermined value if the temperature of the babbitt of the GTU turbine bearing shells is greater than the fifth predetermined value, then the signal “Emergency stop by the maximum oil temperature at the engine inlet” is generated and the gas turbine is turned off according to the cycle “Emergency stop "If the temperature of the oil at the engine inlet is more than the fourth predetermined value during the predetermined time determined by the calculation and experimental method, the signal" Emergency stop at an extremely high temperature of oil at the engine inlet "is generated and the gas turbine is turned off according to the" Emergency stop "cycle .
На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.The drawing shows a diagram of a device that implements the inventive method.
Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный блок 2 управления ГТУ (БУД), блок 3 исполнительных механизмов (ИМ), дозатор 4, клапан 5 останова (КО), концевой выключатель 6 (KB), причем дозатор 4 и KB 6 подключены к БД 1, а КО 5 - к блоку 3, блок 7 исполнительных клапанов (БИК), подключенный к БД 1 и блоку 3, пульт 8 оператора (ПУ), теплонагревательные элементы 9 (ТЭН), вентиляторы 10 блока маслоохладителя (БМО - на чертеже не показан), подключенные к БУД 2.The device contains a series-connected sensor unit 1 (DB), an
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Оператор, управляющий ГТУ, с помощью ПУ 8 задает режим работы ГТУ: запуск, минимальный режим (холостой ход), промежуточный режим, максимальный режим, перегрузочный режим.The operator controlling the gas turbine, using the
Команда оператора от ПУ 4 по цифровому каналу связи (например, RS 485 или Ethernet) передается в БУД 2. БУД 2 в соответствии с полученной от ПУ 8 командой по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, книгу Шевяков А.А. «Силовые установки ракетных двигателей и энергетических установок. Системы управления энергетических установок», M.: «Машиностроение», 1985 г.) формирует управляющее воздействие на блок 3 ИМ, который через дозатор 4 осуществляет управление расходом топлива в КС ГТУ через БИК 7 - положением механизации ГТУ и через блок 9 - стартером, обеспечивая выполнение циклограммы запуска ГТУ. Информация о параметрах ГТУ, положении дозатора 4, механизации компрессора (через БИК 7) и состоянии КО 5 (через KB 6) формируется в БД 1.The operator’s command from the
Информация о параметрах ГТУ, положении дозатора 4, механизации компрессора и состоянии КО 5, получаемая БУД 2 из БД 1, по цифровому каналу связи передается в ПУ 8.Information about the parameters of the gas turbine, the position of the
ПУ 8 представляет собой ПЭВМ в промышленном исполнении, на жесткий магнитный диск (НЖМД) которой записано специальное программное обеспечение (СПО) - на чертеже не показаны.
Контроль технического состояния ГТУ осуществляется следующим образом.Monitoring the technical condition of gas turbines is as follows.
В процессе работы ГТУ с помощью БД 1 измеряют температуру газов за турбиной ГТУ и в БУД 2 сравнивают ее с наперед заданным значением, определяемым для каждого типа ГТУ расчетно-экспериментальным путем (для двигателя Д049, входящего в состав ГТУ ГТЭС-2,5 производства ОАО «Сатурн-Газовые турбины», г.Рыбинск, это значение составляет 510°С).In the process of operation of a gas turbine with the help of a
Если измеренная температура газов превысила предельное значение на наперед заданное время (для вышеупомянутого двигателя Д049 это время составляет 1 с), БУД 2 формирует и передает в ПУ 8 сигнал «Перегрев двигателя» и с помощью блока 3 и КО 5 выключает ГТУ по циклу «Аварийный останов».If the measured gas temperature exceeded the limit value by a predetermined time (for the aforementioned D049 engine, this time is 1 s), the
Дополнительно в процессе работы ГТУ измеренную в БД 1 температуру масла на входе в двигатель в БУД 2 сравнивают с четырьмя наперед заданными величинами, определяемыми расчетно-экспериментальным путем и уточняемыми в процессе эксплуатации ГТУ.Additionally, during the operation of the gas turbine, the oil temperature measured in the
Если температура масла на входе в двигатель меньше первой наперед заданной величины (для двигателя Д049 эта величина равна 30°С) в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем (для Д049 - 10 с), БУД 2 формирует и передает в ПУ 8 сигнал «Минимальная температура масла на входе в двигатель» и формирует сигнал на включение ТЭН 9 в маслобаке ГТУ.If the temperature of the oil at the engine inlet is lower than the first predetermined value (for the D049 engine this value is 30 ° C) during the predetermined time determined by the calculation-experimental method (for D049 - 10 s), the
Если температура масла на входе в двигатель больше второй наперед заданной величины (для двигателя Д049 эта величина равна 45°С) в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем (для Д049 - 10 с), БУД 2 формирует сигнал на включение вентиляторов 10 БМО.If the temperature of the oil at the engine inlet is higher than the second predetermined value (for the D049 engine this value is 45 ° C) for a predetermined time determined by calculation and experimental means (for D049 - 10 s), the
Если температура масла на входе в двигатель больше третьей наперед заданной величины (для двигателя Д049 эта величина равна 55°С) в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем (для Д049 - 10 с), БУД 2 формирует и передает в ПУ 8 сигнал «Максимальная температура масла на входе в двигатель».If the temperature of the oil at the engine inlet is higher than the third predetermined value (for the D049 engine this value is 55 ° C) during the predetermined time determined by the calculation-experimental method (for D049 - 10 s), the
Одновременно в БД 1 измеряют температуру баббита вкладышей подшипников турбины ГТУ и в БУД 2 сравнивают ее с пятой наперед заданной величиной (для двигателя Д049 эта величина равна 77°С), определяемой расчетно-экспериментальным путем и уточняемой в процессе эксплуатации ГТУ.At the same time, in
Если температура баббита вкладышей подшипников турбины ГТУ меньше или равна пятой наперед заданной величине, то БУД 2, уменьшая с помощью блока 3 и дозатора 4 расход топлива в камеру сгорания КС ГТУ, плавно снижает режим работы ГТУ до снижения температуры масла на входе в двигатель ниже третьей наперед заданной величины.If the temperature of the babbitt of the GTU turbine bearing shells is less than or equal to the fifth predetermined value, then the
Если температура баббита вкладышей подшипников турбины ГТУ больше пятой наперед заданной величины, то БУД 2 формирует и передает в ПУ 8 сигнал «Аварийный останов по максимальной температуре масла на входе в двигатель» и с помощью блока 3 и КО 5 выключает ГТУ по циклу «Аварийный останов».If the temperature of the babbitt of the GTU turbine bearing shells is greater than the fifth predetermined value, the
Если температура масла на входе в двигатель больше четвертой наперед заданной величины (для двигателя Д049 эта величина равна 60°С) в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем (для Д049 - 10 с), БУД 2 формирует и передает в ПУ 8 сигнал «Аварийный останов по предельно высокой температуре масла на входе в двигатель» и с помощью блока 3 и КО 5 выключает ГТУ по циклу «Аварийный останов».If the temperature of the oil at the engine inlet is more than the fourth predetermined value (for the D049 engine this value is 60 ° C) during the predetermined time determined by the calculation-experimental method (for D049 - 10 s), the
Таким образом обеспечивается повышение полноты контроля технического состояния ГТУ за счет введения контроля температуры масла на входе в двигатель и, как следствие, повышение надежности работы ГТУ, ГПА и ГТЭС.This ensures increased completeness of monitoring the technical condition of gas turbines due to the introduction of oil temperature control at the engine inlet and, as a result, increased reliability of gas turbines, gas turbines and gas turbines.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009107183/06A RU2413194C2 (en) | 2009-02-27 | 2009-02-27 | Procedure for control over technical condition of gas-turbine installation |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009107183/06A RU2413194C2 (en) | 2009-02-27 | 2009-02-27 | Procedure for control over technical condition of gas-turbine installation |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009107183A RU2009107183A (en) | 2010-09-10 |
RU2413194C2 true RU2413194C2 (en) | 2011-02-27 |
Family
ID=42800027
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009107183/06A RU2413194C2 (en) | 2009-02-27 | 2009-02-27 | Procedure for control over technical condition of gas-turbine installation |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2413194C2 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2726317C1 (en) * | 2019-07-19 | 2020-07-14 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Gas turbine installation remote monitoring system |
-
2009
- 2009-02-27 RU RU2009107183/06A patent/RU2413194C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2726317C1 (en) * | 2019-07-19 | 2020-07-14 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Gas turbine installation remote monitoring system |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2009107183A (en) | 2010-09-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7584618B2 (en) | Controlling air flow to a turbine shroud for thermal control | |
US8240120B2 (en) | Vibration management for gas turbine engines | |
EP1444428B1 (en) | Method and system for preventing surge events in a gas turbine engine | |
US11059567B2 (en) | Method of controlling a propeller with two-position solenoid | |
US20190195133A1 (en) | Method and system for turbine engine temperature regulation | |
US20160332743A1 (en) | Technique for optimizing engine performance using fuel temperature | |
EP3232013A1 (en) | Active clearance control for a turbine and case | |
US20140077507A1 (en) | Pressurization of generator | |
EP3705398B1 (en) | Method and system for operating an engine in a multi-engine aircraft | |
RU2451921C1 (en) | Method of technical control of gas-turbine installation | |
US8752393B2 (en) | Systems, apparatuses, and methods of gas turbine engine control | |
RU2413194C2 (en) | Procedure for control over technical condition of gas-turbine installation | |
US10267326B2 (en) | Variable vane scheduling | |
RU2432562C2 (en) | Control method of gas-turbine unit technical condition | |
CN104712450B (en) | System and method for controlling exhaust gas temperature of an engine system | |
RU2329388C1 (en) | Method of gas turbine engine protection | |
RU2431753C1 (en) | Gas turbine plant control method | |
RU2431051C1 (en) | Gas turbine plant control method | |
RU2403548C1 (en) | Method to control gas turbine plant state | |
US20210254490A1 (en) | Gas turbine engine and operation method | |
RU2482024C2 (en) | Method of helicopter power plant control | |
RU2432563C2 (en) | Control method of gas-turbine unit technical condition | |
US20200088109A1 (en) | Method and system for adjusting a variable geometry mechanism | |
RU2444717C2 (en) | Method of monitoring gas turbine unit health | |
RU2435970C1 (en) | Gas turbine plant control method |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150228 |