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 PDF

Info

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
Application number
RU2009146494/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Юрий Александрович Крючков (RU)
Юрий Александрович Крючков
Юрий Иванович Тимкин (RU)
Юрий Иванович Тимкин
Алексей Евгеньевич Увин (RU)
Алексей Евгеньевич Увин
Леонид Григорьевич Красинский (RU)
Леонид Григорьевич Красинский
Сергей Александрович Харин (RU)
Сергей Александрович ХАРИН
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
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 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2009146494/06A priority Critical patent/RU2422644C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2422644C1 publication Critical patent/RU2422644C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps. ^ SUBSTANCE: control system of stages of rotating blades of stator of compressor of gas turbine engine includes drive shaft including driving arm connected through a rod to power cylinder of control mechanism, and the arm connected through a rod to sensor of setting angle of rotating blades. Driving arm includes outer and inner arms connected at two points by means of the first and the second fasteners. Inner arm has the possibility of being rotated relative to the second fixture in case of damage of the first fixture. Rods of power cylinder and sensor have the possibility of being moved in parallel planes, and sensor is directly connected to automatic control system of gas turbine engine. ^ EFFECT: invention allows improving reliability of control system owing to obtaining reliable information on actual position of rotating blades of stator. ^ 2 cl, 3 dwg

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 claim 2, the first and second fasteners differ in strength characteristics by at least 3 times. The first element serves as the so-called "weak link" of the internal lever, which first breaks when loaded.

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 rotary levers 2 are fixed. The levers 2 are pivotally connected to the synchronizing rings 3, adjustable rods 4, the drive shaft 5 and the power cylinder 6 of the control mechanism of the rotary blades 1 The drive shaft 5 includes a drive lever 7, as well as levers 8, pivotally connected to the rods 9 of the power cylinder 6, the rods 10 of the sensor 11 of the installation angle of the rotary blades 1, as well as the rods 4, the connection nnym with synchronizing rings 3. rods 9 and 10 are movable in parallel planes.

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 driving lever 7 comprises an outer 12 and an inner 13 levers connected in two places by means of the first 14 and second 15 fastening elements. The first element 14 ("weak link") in strength is lower than the second 15, at least 3 times. The internal lever 13 is rotatable relative to the second fastening element 15 in the event of a breakdown of the first element 14, the "weak link". The rotation of the blades 1 is carried out simultaneously from the power cylinder 6, the forces from which are transmitted simultaneously to the adjustable rods 9 and levers 7, synchronously rotating the drive shaft 5. The shaft 5 interacts with the articulated joints of the levers 8 with the adjustable rods 4 and through the swivel joints rotates the synchronizing rings 3 around the axis compressor stator.

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 pivoting levers 2 and, when turning, interact with the outer pins of the pivoting blades 1, providing the required installation angles of the guide blades 1 at all operating modes of the gas turbine engine compressor.

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 power cylinder 6 and the drive shaft 5, the “weak link” 14 of the drive lever 7 breaks down. In this case, the internal lever 13 is rotated relative to the axis of the second fastening element 15, thereby preserving the kinematic relationships between the stator vanes 1 and the sensor 11. In the case of reaching the maximum values of the mismatch between the program value of the angle α on the program and the actual value α on , Having a range of compressor compressor operation, depending on the engine operating mode, the automatic control system generates a signal to block or stop starting or to turn off the engine. This provides protection against damage to compressor parts due to surge.

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)

1. Система управления ступенями поворотных лопаток статора компрессора газотурбинного двигателя с механизмом управления, связанным с каждой поворотной лопаткой ступени посредством ведущего вала с рычагами, отличающаяся тем, что 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.1. 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, characterized in that the drive shaft further includes a drive lever, which is connected to the power cylinder of the control mechanism using traction and contains external and internal levers connected in two places by means of the first and second fastening elements, the internal lever being rotatable relative to the second If the first fastener is broken, and the rotor blade angle sensor is attached to the stator housing, it is connected to the drive shaft lever by means of the sensor rod, while the thrust cylinder and sensor rod are movable in parallel planes, and the sensor is directly connected to automatic control system for a gas turbine engine. 2. Система управления ступенями поворотных лопаток статора компрессора газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что первый и второй элементы крепления по прочностным характеристикам различаются по меньшей мере в 3 раза. 2. The control system for the steps of the rotary blades of the stator of the compressor of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the first and second fasteners differ in strength characteristics by at least 3 times.
RU2009146494/06A 2009-12-14 2009-12-14 Control system of stages of rotating blades of stator of compressor of gas turbine engine RU2422644C1 (en)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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