RU2418183C1

RU2418183C1 - Gas turbine engine control method and device

Info

Publication number: RU2418183C1
Application number: RU2009134942/06A
Authority: RU
Inventors: Вадим Семенович Черноморский (RU); Вадим Семенович Черноморский
Priority date: 2009-09-21
Filing date: 2009-09-21
Publication date: 2011-05-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: first, for zero-operating hours engine, T_t=f(n) ratio is generated wherein T_t is gas temperature behind the turbine and n is compressor rotor rpm. In control over afterburner conditions, rotor actual rpm (n_act) is compared with rotor rpm at zero-operating hours and actual temperature. In case Δn exists there between, signal proportional to said difference is generated to correct program of fuel feed into afterburner combustion chamber to ensure preset surplus air factor (

). Proposed control system comprises automatic device to feed fuel into afterburner chamber (G_f-ab) in response to signals of air pressure downstream of compressor (P_c) and turbine inlet air temperature (T_in), pickups of gas temperature behind the turbine (T_t), compressor rotor rpm (n) turbine pressure difference (π_T), and jet nozzle flap controller incorporating element to compare preset and actual magnitudes of π_t. System comprises additionally comparator of T_t=f(n) and comparator element. One input of the former device is connected with turbine outlet gas temperature T_t and output is connected with element to compare rpm. Another input of comparator element is connected to compressor rotor rpm transducer, while its output is connected, via Δn correction unit of fuel feed program C_f-abwith fuel feed automatic device.

EFFECT: optimised thrust in afterburner conditions.

1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, а точнее касается способа и системы автоматического управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой.The invention relates to the field of aviation technology, and more specifically relates to a method and system for automatic control of a gas turbine engine with afterburner.

Известен способ управления газотурбинного двигателя с форсажной камерой воздействием на расход топлива в форсажную камеру ГТД из условия обеспечения заданного значения коэффициента избытка воздуха

где Ġ_B - расход воздуха, Ġ_т0 и Ġ_тф - расход топлива соответственно в основной и форсажной камерах, L₀ - расход воздуха, необходимого для полного сгорания 1 кг топлива (Ю.Н.Нечаев, P.M.Федоров. Теория авиационных газотурбинных двигателей, М., Машиностроение, 1978, часть 2, стр.70).A known method of controlling a gas turbine engine with an afterburner by influencing the fuel consumption in the afterburner of a gas turbine engine from the condition of providing a predetermined value of the coefficient of excess air

where Ġ _B is the air flow rate, Ġ _t0 and Ġ _tf are the fuel consumption in the main and afterburner chambers, L ₀ is the air flow rate required for complete combustion of 1 kg of fuel (Yu.N. Nechaev, PM Fedorov. Theory of aircraft gas turbine engines, M ., Engineering, 1978, part 2, p. 70).

Известный способ не позволяет достичь максимально возможного значения тяги на форсажном режиме при ухудшении с наработкой КПД газогенератора.The known method does not allow to achieve the maximum possible value of traction in the afterburner mode with deterioration with the accumulation of efficiency of the gas generator.

Наиболее близким техническим решением является способ управления форсажным режимом газотурбинного двигателя (ГТД) путем воздействия на подачу топлива в форсажную камеру сгорания (G_тф) и площадь реактивного сопла (F_c). Воздействия формируют программными регуляторами (автоматом подачи топлива и автоматом управления реактивным соплом), исходя из условия оптимизации значений коэффициента избытка воздуха

и перепада давлений газа на турбине (π_т) для обеспечения максимально возможного значения тяги (R) ГТД по фактически измеренным значениям параметров, определяющих работу двигателя, таким как, например, температура и давление.The closest technical solution is a way to control the afterburner mode of a gas turbine engine (GTE) by affecting the fuel supply to the afterburner (G _TF ) and the area of the jet nozzle (F _c ). Impacts are formed by program regulators (automatic fuel supply and automatic nozzle control), based on the conditions for optimizing the values of the coefficient of excess air

and the differential pressure of the gas on the turbine (π _t ) to provide the maximum possible thrust (R) of the gas turbine engine according to the actually measured values of the parameters that determine the operation of the engine, such as, for example, temperature and pressure.

Известно управление форсажными режимами ГТД, реализующее зависимости G_тф=P_кf(T_вх) и π_т=f(T_вх), где Р_к - фактическое значение давления воздуха за компрессором, T_вx - фактическое значение температуры воздуха на входе в ГТД, π_т - перепад давлений газа на турбине (Ю.Н.Нечаев, P.M.Федоров. Теория авиационных газотурбинных двигателей, М., Машиностроение, 1978, часть 2, стр.188).It is known to control the afterburner GTE regimes, realizing the dependences G _tf = P _to f (T _in ) and π _t = f (T _in ), where P _to is the actual value of the air pressure behind the compressor, T _Bx is the actual value of the air temperature at the inlet of the GTE , π _t - differential pressure of gas on the turbine (Yu.N. Nechaev, PM Fedorov. Theory of aircraft gas turbine engines, M., Engineering, 1978, part 2, p. 188).

Устройство, реализующее способ, включает датчики, измеряющие соответствующие параметры, автомат подачи топлива в форсажную камеру (G_тф) по сигналам давления воздуха за компрессором (Р_к) и температуры воздуха на входе ГТД (Т_вх) и автомат управления реактивным соплом (F_c), a также датчики температуры газа за турбиной (Т_т) и частоты вращения ротора компрессора (n) (там же).A device that implements the method includes sensors that measure the relevant parameters, an automatic fuel supply to the afterburner (G _TF ) according to the air pressure signals behind the compressor (P _to ) and the temperature of the air at the inlet of the gas turbine engine (T _I ) and a jet nozzle control unit (F _c ), as well as gas temperature sensors behind the turbine (T _t ) and compressor rotor speed (n) (ibid.).

Для обеспечения максимально возможного значения тяги (R) ГТД в качестве параметров, определяющих программы управления форсажным режимом, используют измеряемые значения Р_к и Т_вх, а вид зависимости определяется, в частности, характеристиками газогенератора ГТД.To ensure the maximum possible value of thrust (R) TBG as parameters defining afterburning mode control program using the measured values F _k and T _in, as determined according to the form, in particular, TBG characteristics gasifier.

Однако, с наработкой при эксплуатации самолета происходит ухудшение характеристик газогенератора ГТД из-за падения КПД компрессора (ŋ_к) и турбины (ŋ_т). Это приводит к тому, что управление форсажным режимом становится менее эффективным в силу неоптимальности с точки зрения обеспечения тяги ГТД из-за того, что не учитываются эксплуатационные изменения характеристик газогенератора.However, with the operating time during the operation of the aircraft, the performance of the gas turbine engine gas generator deteriorates due to a drop in the efficiency of the compressor (ŋ _k ) and the turbine (ŋ _t ). This leads to the fact that the control of the afterburner mode becomes less effective due to non-optimality from the point of view of providing the traction of the gas turbine engine due to the fact that operational changes in the characteristics of the gas generator are not taken into account.

В основу изобретения положена задача повышения эффективности работы ГТД с наработкой на форсажном режиме.The basis of the invention is the task of increasing the efficiency of a gas turbine engine with operating time in the afterburner mode.

Техническим результатом является оптимизация тяги ГТД с наработкой на форсажном режиме.The technical result is the optimization of the traction of the gas turbine engine with the operating time in the afterburner mode.

Поставленная задача решается тем, что в заявленном способе управления газотурбинным двигателем, при котором измеряют параметры, характеризующие работу двигателя, в том числе температуру газа за турбиной (Т_т), частоту вращения ротора компрессора (n), перепад давления на турбине (π_т), и управляют форсажным режимом путем воздействия на реактивное сопло и подачу топлива в форсажную камеру сгорания по заданной программе, предварительно для двигателя с нулевой наработкой формируют зависимость T_т=f(n), и при управлении форсажным режимом сравнивают фактическое значение частоты вращения ротора (n_фак) со значением частоты вращения ротора двигателя с нулевой наработкой при фактической температуре и при наличии разности (Δn) между ними выдают сигнал, пропорциональный разности, и по нему корректируют программу подачи топлива в форсажную камеру сгорания из условия обеспечения заданного значения коэффициента избытка воздуха

The problem is solved in that in the claimed method of controlling a gas turbine engine, in which the parameters characterizing the operation of the engine are measured, including the gas temperature behind the turbine (T _t ), compressor rotor speed (n), pressure drop across the turbine (π _t ) and control afterburning mode by acting on the jet nozzle and the supply of fuel into the afterburner combustion for a given program, after the engine operating time zero dependence formed t _m = f (n), and in the management of afterburning cf. ayut actual value of the frequency rotation of the rotor (n _factor) with the value of the engine speed of the rotor with zero time between when the actual temperature and in the presence of the difference (Δn) between them give out a signal proportional to the difference, and it is corrected fuel program in the afterburner combustion of conditions ensure the set value of the coefficient of excess air

Целесообразно, чтобы дополнительно по сигналу разности (Δn) корректировали бы управление площадью реактивного сопла из условия обеспечения максимально возможной тяги ГТД.It is advisable that, in addition to the difference signal (Δn), the control of the area of the jet nozzle is corrected from the condition of ensuring the maximum possible thrust of the gas turbine engine.

Поставленная задача решается также тем, что система управления газотурбинного двигателя, содержащая автомат подачи топлива в форсажную камеру (G_тф) по сигналам давления воздуха за компрессором (Р_к) и температуры воздуха на входе ГТД (Т_вх), датчики температуры газа за турбиной (Т_т), частоты вращения ротора компрессора (n) и перепада давления на турбине (π_т), и регулятор створок реактивного сопла, включающий элемент сравнения заданного и фактического значений π_т, один вход которого соединен с датчиком перепада давлений на турбине, а другой - с узлом формирования заданного значения этого перепада, дополнительно содержит запоминающее устройство функциональной зависимости T_т=f(n), вход которого соединен с датчиком температуры газа за турбиной Т_т, а выход - с элементом сравнения частот вращения, при этом другой вход элемента сравнения соединен с датчиком частоты вращения ротора компрессора n, a выход связан через узел коррекции по Δn программы подачи топлива G_тф по Δn с автоматом подачи топлива.The problem is also solved by the fact that the control system of a gas turbine engine containing an automatic fuel supply to the afterburner (G _TF ) according to the signals of the air pressure behind the compressor (P _to ) and the air temperature at the inlet of the turbine engine (T _I ), gas temperature sensors behind the turbine ( T _t), the compressor rotor speed (n) and the differential pressure at the turbine (π _r), and the controller flaps nozzle comprising an element of comparing the set and actual values π _t, one input of which is connected to a differential pressure sensor in the turbine, and each minutes - with a node forming the set value of the differential further comprises a memory functional relationship T _m = f (n), whose input is connected with the gas temperature sensor downstream of the turbine T _t, while the output - to the element comparison speeds, with the other input member the comparison is connected to the compressor rotor speed sensor n, and the output is connected through the correction unit according to Δn of the fuel supply program G _tf according to Δn to the automatic fuel supply.

Целесообразно, чтобы в системе был дополнительно установлен узел коррекции заданного перепада давлений (π_т) по Δn, вход которого соединен с выходом элемента сравнения частот вращений, а выход - с узлом формирования заданного значения перепада давлений на турбине.It is advisable that the system was additionally equipped with a correction unit for a given pressure drop (π _t ) with respect to Δn, the input of which is connected to the output of the rotation frequency comparison element, and the output is connected to the node for generating the set pressure drop on the turbine.

Для получения информации об ухудшении характеристик газогенератора предлагается использовать функционально связанные параметры - температуру газа за турбиной (Т_т) и частоту вращения ротора компрессора (n) в виде зависимости Т_т=f(n), полученной для двигателя с нулевой наработкой техническими средствами, например, приборными замерами и/или компьютерным моделированием.To obtain information about the deterioration of the gas generator characteristics, it is proposed to use functionally related parameters - the gas temperature behind the turbine (T _t ) and the compressor rotor speed (n) in the form of the dependence T _t = f (n) obtained for an engine with zero operating time by technical means, for example , instrument measurements and / or computer simulation.

При падении ŋ_к и ŋ_т эта зависимость меняется таким образом, что при одном и том же значении Т_т значение n уменьшается.When ŋ _k and ŋ _t fall _, this dependence changes in such a way that for the same value of Т _{т the} value of n decreases.

Поэтому сигнал разности n_ном-n_фак при Т_т - const может служить мерой ухудшения характеристики газогенератора с наработкой (где n_ном - номинальное значение частоты вращения для двигателя с нулевой наработкой, n_фак - текущее значение n).Therefore, the signal of the difference n _nom -n _fak at T _t - const can serve as a measure of deterioration of the gas generator performance with running hours (where n _nom is the nominal value of the rotational speed for the engine with zero running hours, n _fak is the current value of n).

В дальнейшем предлагаемое изобретение поясняется описанием и чертежом, на котором представлена блок-схема устройства, реализующего данный способ.In the future, the invention is illustrated by the description and drawing, which shows a block diagram of a device that implements this method.

Система включает: ГТД как объект управления - 1, датчик 2 давления за компрессором, датчик 3 температуры воздуха на входе в двигатель, датчик 4 перепада давлений на турбине, элемент сравнения 5 фактического и заданного значений перепада давлений (π_т и π_{т зад} соответственно), узел 6 формирования заданного значения перепада давлений турбины, регулятор 7 створок реактивного сопла, узел 8 коррекции заданного значения перепада давлений, узел 9 сравнения номинального значения частоты вращения ротора и фактического, датчик 10 частоты вращения ротора, узел 11 формирования зависимости T_т=f(n) для двигателя с нулевой наработкой, датчик 12 температуры газа за турбиной, узел 13 коррекции программы подачи топлива в форсажную камеру сгорания, регулятор 14 подачи топлива в форсажную камеру сгорания.The system includes: a gas turbine engine as a control object - 1, a pressure sensor 2 behind the compressor, an air temperature sensor 3 at the engine inlet, a differential pressure sensor 4 on the turbine, a comparison element 5 of the actual and set differential pressure values (π _t and π _{t back} respectively) , node 6 for generating the set value of the differential pressure of the turbine, regulator 7 of the shutter of the jet nozzle, node 8 for correcting the set value of the differential pressure, node 9 for comparing the nominal value of the rotor speed and the actual one, sensor 10 of the rotor speed, the node 11 forming the dependence of T _t = f (n) for the engine with zero running hours, the gas temperature sensor 12 behind the turbine, the node 13 for correcting the program for supplying fuel to the afterburner, the regulator 14 for supplying fuel to the afterburner.

Предлагаемая схема работает следующим образом.The proposed scheme works as follows.

В узле 11 предварительно формируют зависимость Т_т=f(n) для двигателя с нулевой наработкой. При работе ГТД 1 на вход узла 11 с датчика 12 поступает сигнал Т_т, и, используя зависимость T_т=f(n), определяют n_ном и подают этот сигнал на вход в узел 9 сравнения, где формируется разность сигнала с датчика 10 и узла 11 (Δn=n_фак-n_ном). Далее сигнал Δn поступает в узлы коррекции 13 и 8 для изменения программы управления G_тф и F_c. In node 11, the dependence T _t = f (n) is preliminarily formed for a zero-running engine. During the operation of the gas turbine engine 1, the signal T _t is received at the input of node 11 from the sensor 12, and using the dependence T _t = f (n), n _nom is determined and this signal is input to the comparison node 9, where the signal difference from the sensor 10 is formed and node 11 (Δn = n _ph −n _nom ). Next, the signal Δn enters the correction nodes 13 and 8 to change the control program G _TF and F _c.

Программа управления G_тф выполняется по сигналам с датчиков 2 и 3, подаваемым на вход регулятора 14, обеспечивая закон G_тф=Р_кf(Т_вх). Этот закон корректируется по сигналу Δn, поступающему с узла сравнения 9 на вход регулятора 14.The control program G _TF is executed according to the signals from sensors 2 and 3 supplied to the input of the controller 14, providing the law G _TF = P _to f (T _I ). This law is corrected by the signal Δn coming from the comparison node 9 to the input of the controller 14.

Управление реактивным соплом выполняется регулятором 7 по сигналу с элемента сравнения 5, на вход которого поступает сигнал с датчика 4 (π_т) и сигнал с узла 6 формирования (π_зад). Площадь сопла (F_c) меняется до тех пор, пока π_т не станет равным π_{т зад} (π_т=π_{т зад}). Формирование π_{т зад}осуществляется в узле 6 по сигналу с датчика 3 (Т_вх) и корректируется узлом 8 по сигналу, поступающему с узла сравнения 9.The jet nozzle is controlled by the regulator 7 by a signal from the comparison element 5, the input of which receives a signal from the sensor 4 (π _t ) and a signal from the forming unit 6 (π _ass ). The nozzle area (F _c ) changes until π _t is equal to π _{t ass} (π _t = π _{t ass} ). The formation of π _{t ass is} carried out in node 6 by the signal from the sensor 3 (T _in ) and is adjusted by node 8 by the signal from the comparison node 9.

Законы коррекции π_{т зад} и G_тф определяются либо экспериментально, либо расчетным путем из условия обеспечения заявленных значений тяги ГТД при заданном значении коэффициента избытка воздуха

The correction laws π _{t ass} and G _{tf are} determined either experimentally or by calculation from the condition of ensuring the declared values of the GTE thrust for a given value of the coefficient of excess air

При небольшой наработке ГТД, когда КПД газогенератора практически не изменился, а значит и зависимость Т_т=f(n) соответствует номинальной, коррекции программы не происходит, т.к. Δn=0.With a small operating time of the gas turbine engine, when the efficiency of the gas generator has not practically changed, and therefore the dependence T _t = f (n) corresponds to the nominal one, the program does not correct, because Δn = 0.

По мере ухудшения характеристик газогенератора меняется зависимость Т_т=f(n), что приводит к росту Δn пропорционально падению КПД генератора.As the characteristics of the gas generator deteriorate, the dependence T _t = f (n) changes, which leads to an increase in Δn in proportion to the decrease in the generator efficiency.

Таким образом, в зависимости от Δn меняется потребная величина коррекции основных программ управления G_тф и F_c.Thus, depending on Δn, the required correction value of the main control programs G _tf and F _c changes.

Предлагаемый способ управления позволяет уменьшить потерю тяги ГТД при ухудшении характеристик газогенератора с наработкой за счет коррекции программ управления G_тф и F_c по параметру, в качестве которого применяют разность между фактическим и номинальным значением n при фактическом значении Т_т.The proposed control method allows to reduce the loss of gas turbine engine thrust during deterioration of the gas generator performance while operating due to the correction of the control programs G _tf and F _c according to the parameter, which is used as the difference between the actual and nominal value n at the actual value of T _t .

Таким образом, программы формируются как G_тф=Р_кf₁(T_вх)+f₂(Δn) и π_{т зад}=f₃(Т_вх)+f₄(Δn), где f₁(T_вx) и f₃(Т_вх) - функциональные зависимости в программах подачи топлива в форсажную камеру и при формировании π_{т зад} соответственно, f₂(Δn) и f₄(Δn) - функции, корректирующие программы.Thus, programs are formed as G _tf = P _to f ₁ (T _in ) + f ₂ (Δn) and π _{t ass} = f ₃ (T _in ) + f ₄ (Δn), where f ₁ (T _in ) and f ₃ (T _in ) - functional dependencies in the programs for supplying fuel to the afterburner and when π _{t ass is formed,} respectively, f ₂ (Δn) and f ₄ (Δn) are functions that correct the programs.

Claims

1. A method for controlling a gas turbine engine, in which parameters characterizing the operation of the engine are measured, including the gas temperature behind the turbine (T _t ), compressor rotor speed (n), pressure drop across the turbine (π _t ), and the afterburner control impact on the jet nozzle and the supply of fuel into the afterburner combustion for a given program, characterized in that the pre-motor running time with the zero t formed dependence _m = f (n), and in the management of afterburning comparing the actual value ca Toty rotation of the rotor (n _factor) with the value of the engine speed of the rotor with zero time between when the actual temperature and in the presence of the difference (Δn) between them give out a signal proportional to the difference, and it is corrected fuel program augmentor combustion chamber from the conditions for ensuring a predetermined value excess air ratio

2. The method according to claim 1, characterized in that, in addition to the difference signal (Δn), the control of the area of the jet nozzle is corrected from the condition of providing the maximum possible thrust of a gas turbine engine at a given value of the coefficient of excess air

3. The control system of the gas turbine engine, containing an automatic fuel supply to the afterburner (G _TF ) according to the signals of the air pressure behind the compressor (P _to ) and the temperature of the air at the inlet of the turbine engine (T _I ), gas temperature sensors behind the turbine (T _t ), frequency rotation of the compressor rotor (n) and pressure drop across the turbine (π _t ), and a jet nozzle valve regulator, including an element for comparing the set and actual values of π _t , one input of which is connected to the differential pressure sensor on the turbine, and the other to the set-up unit values I of this difference, characterized in that it additionally contains a storage device of the functional dependence T _t = f (n), the input of which is connected to the gas temperature sensor behind the turbine T _t , and an element for comparing rotational speeds associated with the input to the device of the functional dependence, while another the input of the comparison element is connected to the compressor rotor speed sensor n, and the output is connected through the correction unit of the fuel supply program G _TF according to Δn to the fuel supply automat.

4. The system according to claim 3, characterized in that a correction unit for a predetermined differential pressure in accordance with Δn is additionally installed, the input of which is connected to the output of the rotational speed comparison element, and the output is connected to the unit for generating a predetermined differential pressure on the turbine.