RU2422644C1 - Control system of stages of rotating blades of stator of compressor of gas turbine engine - Google Patents
Control system of stages of rotating blades of stator of compressor of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2422644C1 RU2422644C1 RU2009146494/06A RU2009146494A RU2422644C1 RU 2422644 C1 RU2422644 C1 RU 2422644C1 RU 2009146494/06 A RU2009146494/06 A RU 2009146494/06A RU 2009146494 A RU2009146494 A RU 2009146494A RU 2422644 C1 RU2422644 C1 RU 2422644C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stator
- control system
- compressor
- gas turbine
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации и газотурбинных установок наземного применения, а именно к компрессорам высокого давления двухконтурных турбореактивных двигателей и методам управления ступенями поворотных лопаток статора компрессора.The invention relates to the field of aviation and land-based gas turbine units, namely to high-pressure compressors of turbofan engines and methods for controlling the stages of the rotor blades of the compressor stator.
Улучшение параметров двигателя, в частности увеличение КПД двигателя и уменьшение удельного расхода топлива, требует повышения КПД компрессора и расширения диапазона его устойчивой работы. Одним из путей повышения КПД компрессора является расширение вариантности углов установки и интервалов углов поворота лопаток направляющих лопаточных аппаратов ступеней компрессора высокого давления на переходных режимах работы двигателя от запуска до режима максимальной тяги, включая чрезвычайный, а также на неустановившихся режимах работы. Одним из основных условий работоспособности двигателя во всем диапазоне режимов работы является надежность работы всех отдельных элементов механизма поворота лопаток направляющих аппаратов.Improving engine parameters, in particular, increasing engine efficiency and reducing specific fuel consumption, requires increasing compressor efficiency and expanding the range of its stable operation. One of the ways to increase the compressor efficiency is to expand the variability of the installation angles and the intervals of rotation angles of the blades of the guide vanes of the stages of the high-pressure compressor at transient engine operation from start to maximum thrust, including emergency, as well as unsteady operation. One of the main conditions for engine performance in the entire range of operating modes is the reliability of all individual elements of the rotation mechanism of the vanes of the guide vanes.
Известна система управления ступенями поворотных лопаток статора компрессора газотурбинного двигателя с помощью механизма привода поворотными лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) двигателя ПС-90А, в котором ротор датчика угла установки поворотных лопаток посредством тяг соединен с ведущим рычагом вала привода (А.А.Иноземцев, Е.А.Коняев, В.В.Медведев, А.В.Нерадько, А.Е.Ряссов. Авиационный двигатель ПС-90А, М.: Либра-К, 2007, стр.57).A known control system for the steps of the rotor blades of the stator of the compressor of a gas turbine engine using the drive mechanism of the rotary blades of the input guide vane (VNA) of the PS-90A engine, in which the rotor of the angle sensor of the installation of the rotary blades is connected to the drive shaft drive lever (A.A. Inozemtsev, E.A. Konyaev, V.V. Medvedev, A.V. Neradko, A.E. Ryassov. Aircraft engine PS-90A, M .: Libra-K, 2007, p. 57).
При поломке ведущего рычага невозможно получить достоверную информацию о фактическом положении поворотных лопаток статора компрессора, т.к. в этом случае будет нарушена связь между датчиком угла установки поворотных лопаток и самими поворотными лопатками.If the drive lever breaks down, it is impossible to obtain reliable information about the actual position of the rotor blades of the compressor stator, because in this case, the connection between the angle sensor of the rotary blades and the rotary blades themselves will be broken.
Наиболее близкой к заявляемой является система управления ступенями лопаток статора турбореактивного двигателя с изменяемым углом установки, включающая силовой механизм, посредством тяг и рычагов связанный с синхронизирующими кольцами управления, которые в свою очередь соединены с каждой из поворотных лопаток статора компрессора газотурбинного двигателя (Заявка на изобретение №2006116817, F02K 3/00, 2007).Closest to the claimed is a control system for the stages of the stator vanes of a turbojet engine with a variable installation angle, including a power mechanism, through rods and levers connected with synchronizing control rings, which in turn are connected to each of the rotor vanes of the stator of the compressor of a gas turbine engine (Application for invention No. 2006116817, F02K 3/00, 2007).
При увеличении нагрузки на силовой механизм возможна поломка его деталей и нарушение кинематических связей между силовым цилиндром и ведущим валом. Это приведет к самопроизвольной установке поворотных лопаток на неопределенный угол и, в конечном счете, к помпажу, аварийному останову двигателя и к поломке компрессора.With an increase in the load on the power mechanism, it is possible to break its parts and violate the kinematic connections between the power cylinder and the drive shaft. This will lead to spontaneous installation of the rotary blades at an undefined angle and, ultimately, to surging, emergency engine shutdown and damage to the compressor.
Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности системы путем предотвращения выхода из строя компрессора в случае нарушения кинематических связей между силовым цилиндром и ведущим валом за счет получения достоверной информации о фактическом положении поворотных лопаток статора, поступающей в систему автоматического управления газотурбинного двигателя.The technical problem that the invention solves is to increase the reliability of the system by preventing compressor failure in the event of a kinematic relationship between the power cylinder and the drive shaft due to reliable information about the actual position of the stator rotary blades entering the automatic control system of a gas turbine engine.
Сущность изобретения заключается в том, что в системе управления ступенями поворотных лопаток статора компрессора газотурбинного двигателя с механизмом управления, связанным с каждой поворотной лопаткой ступени посредством ведущего вала с рычагами, согласно п.1 формулы ведущий вал дополнительно включает ведущий рычаг, который связан с силовым цилиндром механизма управления с помощью тяги и содержит наружный и внутренний рычаги, соединенные в двух местах с помощью первого и второго элементов крепления, причем внутренний рычаг выполнен с возможностью поворота относительно второго элемента крепления в случае поломки первого элемента крепления, а на корпусе статора закреплен датчик угла установки поворотных лопаток, связанный с рычагом ведущего вала посредством тяги датчика, при этом тяги силового цилиндра и датчика выполнены с возможностью перемещения в параллельных плоскостях, а датчик непосредственно связан с системой автоматического управления газотурбинного двигателя.The essence of the invention lies in the fact that in the control system of the stages of the rotary blades of the stator of the compressor of a gas turbine engine with a control mechanism associated with each rotary blade of the stage by means of a drive shaft with levers, according to claim 1, the drive shaft further includes a drive lever that is connected to the power cylinder the control mechanism by means of a traction and contains external and internal levers connected in two places by means of the first and second fastening elements, the internal lever being made with the possibility of rotation relative to the second mounting element in the event of a breakdown of the first mounting element, and a rotary blade angle sensor fixed to the lever of the drive shaft through the sensor rod is fixed to the stator housing, while the rod of the power cylinder and the sensor are movable in parallel planes, and the sensor is directly connected to the automatic control system of the gas turbine engine.
Кроме того, по п.2 формулы первый и второй элементы крепления по прочностным характеристикам различаются по меньшей мере в 3 раза. Первый элемент служит так называемым «слабым звеном» внутреннего рычага, который в первую очередь ломается при нагружении.In addition, according to
В случае поломки первого элемента крепления («слабого звена») и нарушения кинематических связей между силовым цилиндром и ведущим валом ступени поворотных лопаток статора компрессора будет сохранена кинематическая связь датчика угла установки поворотных лопаток с самими лопатками, что обеспечит получение достоверной информации о фактическом положении поворотных лопаток. А в случае достижения предельных величин рассогласования между программным значением угла установки лопаток и фактическим, характеризующих диапазон беспомпажной работы компрессора, в зависимости от режима работы двигателя система автоматического управления сформирует сигнал на блокировку запуска, либо на прекращение запуска, либо на выключение двигателя. Таким образом обеспечивается защита компрессора от поломки из-за помпажа.In the event of a breakdown of the first fastening element (“weak link”) and a violation of the kinematic connections between the power cylinder and the drive shaft of the rotor blades of the compressor stator, the kinematic connection of the rotary vane angle sensor with the blades themselves will be preserved, which will provide reliable information about the actual position of the rotary blades . And in case of reaching the maximum values of the mismatch between the programmed blade angle and the actual value characterizing the compressor's non-surge range, depending on the engine operating mode, the automatic control system will generate a signal to block the start, or to stop the start, or to turn off the engine. Thus, the compressor is protected against damage due to surge.
Кроме того, появляется возможность объективно проанализировать ситуацию, приведшую к останову или прекращению запуска либо к блокировке запуска. В случае поломки элемента крепления внутреннего рычага возможна быстрая замена этого элемента прямо в эксплуатации.In addition, it becomes possible to objectively analyze the situation that led to the stopping or termination of the launch or to blocking the launch. In the event of a breakdown of the fastening element of the internal lever, it is possible to quickly replace this element directly in operation.
На фиг.1 показаны ступени поворотных лопаток статора компрессора газотурбинного двигателя, на фиг.2 - вид А на фиг.1. На фиг.3 представлен ведущий рычаг ведущего вала ступени поворотных лопаток.Figure 1 shows the stages of the rotary blades of the stator of the compressor of a gas turbine engine, figure 2 - view a in figure 1. Figure 3 presents the leading lever of the drive shaft of the stage of the rotary blades.
В статоре компрессора газотурбинного двигателя размещены направляющие лопаточные аппараты с поворотными лопатками 1 статора компрессора, на наружных цапфах которых закреплены поворотные рычаги 2. Рычаги 2 шарнирно связаны с синхронизирующими кольцами 3, регулируемыми тягами 4, ведущим валом 5 и силовым цилиндром 6 механизма управления поворотными лопатками 1. Ведущий вал 5 включает ведущий рычаг 7, а также рычаги 8, соединенные шарнирно с тягами 9 силового цилиндра 6, тягами 10 датчика 11 угла установки поворотных лопаток 1, а также тягами 4, связанными с синхронизирующими кольцами 3. Тяги 9 и 10 выполнены с возможностью перемещения в параллельных плоскостях.In the compressor stator of the gas turbine engine, guide vanes with rotary blades 1 of the compressor stator are placed, on the outer trunnions of which
Ведущий рычаг 7 содержит наружный 12 и внутренний 13 рычаги, соединенные в двух местах с помощью первого 14 и второго 15 элементов крепления. Первый элемент 14 («слабое звено») по прочности ниже, чем второй 15, по меньшей мере в 3 раза. Внутренний рычаг 13 выполнен с возможностью поворота относительно второго элемента 15 крепления в случае поломки первого элемента 14, «слабого звена». Поворот лопаток 1 осуществляется одновременно от силового цилиндра 6, усилия от которого передаются одновременно на регулируемые тяги 9 и рычаги 7, синхронно вращая ведущий вал 5. Вал 5 взаимодействует шарнирными соединениями рычагов 8 с регулируемыми тягами 4 и через шарнирные соединения поворачивает синхронизирующие кольца 3 вокруг оси статора компрессора.The
Синхронизирующие кольца 3 шарнирно связаны с поворотными рычагами 2 и при повороте взаимодействуют с наружными цапфами поворотных лопаток 1, обеспечивая требуемые углы установки направляющих лопаток 1 на всех режимах работы компрессора газотурбинного двигателя.The synchronizing rings 3 are pivotally connected to the
Система работает следующим образом.The system operates as follows.
В случае значительного увеличения нагрузки на детали механизма управления поворотными лопатками 1 и нарушения кинематической связи между силовым цилиндром 6 и ведущим валом 5 происходит поломка «слабого звена» 14 ведущего рычага 7. При этом внутренний рычаг 13 проворачивается относительно оси второго элемента крепления 15, тем самым сохраняя кинематические связи между лопатками 1 статора и датчиком 11. В случае достижения предельных величин рассогласования между программным значением угла αна прогр и фактическим значением αна, характеризующих диапазон беспомпажной работы компрессора в зависимости от режима работы двигателя, система автоматического управления формирует сигнал на блокировку или прекращение запуска либо на выключение двигателя. Таким образом обеспечивается защита от поломки деталей компрессора из-за помпажа.In the case of a significant increase in the load on the parts of the control mechanism of the rotary blades 1 and a violation of the kinematic connection between the
Кроме того, появляется возможность получать достоверную информацию о фактическом положении поворотных лопаток статора, позволяющую анализировать ситуацию, приведшую к останову, прекращению запуска или блокировке запуска двигателя.In addition, it becomes possible to obtain reliable information about the actual position of the stator rotary blades, allowing you to analyze the situation that led to a stop, stopping the start or blocking the start of the engine.
После останова двигателя и устранения причин значительного увеличения нагрузки на силовой механизм возможна быстрая замена первого элемента крепления 14 («слабого звена») и запуск двигателя.After stopping the engine and eliminating the causes of a significant increase in the load on the power mechanism, it is possible to quickly replace the first fastener 14 (“weak link”) and start the engine.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009146494/06A RU2422644C1 (en) | 2009-12-14 | 2009-12-14 | Control system of stages of rotating blades of stator of compressor of gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009146494/06A RU2422644C1 (en) | 2009-12-14 | 2009-12-14 | Control system of stages of rotating blades of stator of compressor of gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2422644C1 true RU2422644C1 (en) | 2011-06-27 |
Family
ID=44739246
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009146494/06A RU2422644C1 (en) | 2009-12-14 | 2009-12-14 | Control system of stages of rotating blades of stator of compressor of gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2422644C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2666260C1 (en) * | 2015-04-15 | 2018-09-06 | Ман Дизель Унд Турбо Се | Device for adjustment of guiding vanes and a turbomachine |
-
2009
- 2009-12-14 RU RU2009146494/06A patent/RU2422644C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2666260C1 (en) * | 2015-04-15 | 2018-09-06 | Ман Дизель Унд Турбо Се | Device for adjustment of guiding vanes and a turbomachine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR101907295B1 (en) | Two-shaft gas turbine and method of controlling opening degree of inlet guide vane of the same | |
US9341076B2 (en) | Surge margin control | |
US9957832B2 (en) | Variable area turbine | |
US11208950B2 (en) | Gas turbine engine with compressor inlet guide vane positioned for starting | |
US8052373B2 (en) | Multi-rotational crankshaft arrangement | |
FR2968047A1 (en) | COMPRESSOR AND METHOD OF USE | |
EP2372108B1 (en) | Method and system for testing an overspeed protection system of a powerplant machine | |
US10823085B2 (en) | High temperature disk conditioning system | |
BR102015029072A2 (en) | turbofan gas turbine engine system | |
RU2659133C2 (en) | Turbofan reducer engine, which is equipped with the low pressure system for controlling the aircraft environment | |
US10669945B2 (en) | Starter air valve system with dual electromechanical controls | |
US10132179B2 (en) | Alignment tool for use in a gas turbine engine | |
EP3702599B1 (en) | Auxiliary power unit power compressor health state diagnostic system and method | |
US20190264701A1 (en) | Gas turbine engine compressor management system | |
US8596072B2 (en) | Gas turbine engine with variable area fan nozzle positioned for starting | |
US20180142623A1 (en) | Aircraft incorporating a main engine starting system | |
US8752393B2 (en) | Systems, apparatuses, and methods of gas turbine engine control | |
RU2422644C1 (en) | Control system of stages of rotating blades of stator of compressor of gas turbine engine | |
US10267326B2 (en) | Variable vane scheduling | |
RU2431753C1 (en) | Gas turbine plant control method | |
RU2431051C1 (en) | Gas turbine plant control method | |
US11156120B2 (en) | Link setting assembly and method | |
RU2432562C2 (en) | Control method of gas-turbine unit technical condition | |
RU2380560C2 (en) | Procedure for power gas-turbine installation start-up | |
RU2214535C2 (en) | Method to control bypass of air in compressor of two-shaft by-pass gas-turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20131215 |