RU2443890C1 - Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2443890C1 RU2443890C1 RU2010139970/06A RU2010139970A RU2443890C1 RU 2443890 C1 RU2443890 C1 RU 2443890C1 RU 2010139970/06 A RU2010139970/06 A RU 2010139970/06A RU 2010139970 A RU2010139970 A RU 2010139970A RU 2443890 C1 RU2443890 C1 RU 2443890C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- program
- gas
- engine
- jet nozzle
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой двухконтурных ГТД летательных аппаратов за счет регулирования площади критического сечения реактивного сопла ГТД. Способ включает снятие параметров давления газов за компрессором и за турбиной, определение по их показателям степени расширения газа на турбине, сравнение данного параметра с его программным значением и подачу выработанного управляющего сигнала на исполнительный механизм для регулирования площади критического сечения реактивного сопла, причем программное значение площади критического сечения определяют как сумму программных значений степени расширения газа на турбине и приведенной частоты вращения ротора низкого давления, а программное значение степени расширения газа на турбине корректируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, а программное значение приведенной частоты вращения получают в результате сравнения значения частоты вращения ротора низкого давления и сигнала его программного значения, который получают как сумму программного значения частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и положения рычага управления двигателем. 1 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой двухконтурных газотурбинных двигателей (ГТД) летательных аппаратов за счет регулирования площади критического сечения реактивного сопла ГТД.
Известен способ регулирования двухконтурного турбореактивного двигателя путем поддержания заданной степени повышения давления воздуха в вентиляторе изменением площади сечения реактивного сопла, причем для обеспечения оптимальных характеристик двигателя измеряют степень повышения давления воздуха в компрессоре и задают степень повышения давления в вентиляторе как функцию от степени повышения давления в компрессоре (см. а.с. СССР №410669, кл. F02K 1/64, 2005 г.).
В результате анализа известного способа необходимо отметить, что при его реализации площадь сечения реактивного сопла изменяется в зависимости от степени повышения давления воздуха в компрессоре, что не позволяет эффективно регулировать работу ГТД, так как заданная степень повышения давления воздуха в компрессоре может быть реализована при различных значениях частоты вращения ротора низкого давления, то есть не обеспечивается однозначное значение скольжения роторов, от которого зависят экономичность двигателя и запасы газодинамической устойчивости.
Известен способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой, включающий измерение температуры газов за турбиной, размеров проходного сечения реактивного сопла на безфорсажном режиме работы двигателя, определение по ним значения площади реактивного сопла на форсажном режиме и регулирование расхода топлива в форсажную камеру воздействием на расход топлива в форсажную камеру до тех пор, пока проходная площадь сопла не сравняется с потребной, при этом потребное значение площади реактивного сопла определяют по формуле 
,
где Fгф и Fгм - площади реактивного сопла на форсажном и бесфорсажном режимах соответственно, ТT и Тфзад - замеренное и заданное значение температуры газа за турбиной, а форсажный и бесфорсажный режимы осуществляют при одинаковом режиме работы турбокомпрессора газотурбинного двигателя, при этом при регулировании двухконтурных газотурбинных двигателей заданное значение площади реактивного сопла определяют по формуле 
,
где ТCM - температура газов за турбиной после смешения обоих потоков, при этом регулирование площади проходного сечения реактивного сопла осуществляют в ручном или автоматическом режиме до тех пор, пока проходная площадь реактивного сопла не станет равной потребному значению Fгф (ΔF=0) (см. патент РФ №2383001, кл. G01М 15/00, 2010 г.) - наиболее близкий аналог.
В результате анализа известного способа необходимо отметить, что данная система не предусматривает возможности регулирования ее работы пилотом, а также оперативных компенсаций возмущений в газовоздушном тракте ГТД, так как измерение ТCM возможно только в стендовых условиях.
Техническим результатом настоящего изобретения является разработка способа управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД, обеспечивающего повышение экономичности ГТД по топливу, а также обеспечивающую оперативную эффективную компенсацию возмущений по газовоздушному тракту.
Указанный технический результат обеспечивается за счет того, что в способе управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем снятие параметров давления газов за компрессором и за турбиной, определение по их показателям степени расширения газа на турбине, сравнение данного параметра с его программным значением и подачу выработанного управляющего сигнала на исполнительный механизм для регулирования площади критического сечения реактивного сопла, новым является то, что программное значение площади критического сечения определяют как сумму программных значений степени расширения газа на турбине и приведенной частоты вращения ротора низкого давления, причем программное значение степени расширения газа на турбине корректируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, а программное значение приведенной частоты вращения получают в результате сравнения значения частоты вращения ротора низкого давления и сигнала его программного значения, который получают как сумму программного значения частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и положения рычага управления двигателем.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД, реализующей заявленный способ.
Система для осуществления способа управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД 1 содержит исполнительный механизм 2 управления площадью критического сечения реактивного сопла. Данный исполнительный механизм может быть выполнен различным образом, например в виде гидроцилиндра или электродвигателя. Механизм 2 связан с регулятором 3. Регулятор предназначен для выработки управляющего сигнала и подачи его на исполнительный механизм. В качестве регулятора используется стандартный гидромеханический блок. Вход регулятора 3 связан с выходом первого элемента сравнения 4, первый вход которого связан с выходом делителя 5. Делитель 5 выполнен в виде стандартного гидромеханического блока, разность давлений в котором определяется соотношением плеч рычагов. Входы делителя 5 имеют возможность соединения с датчиком (не показан) давления газа за компрессором (р2) и датчиком (не показан) давления газа за турбиной (р4).
Система также оснащена первым 6 и вторым 7 программными устройствами, вторым элементом сравнения 8, первым сумматором 9, третьим программным устройством 10, корректором 11 и вторым сумматором 12.
Входы первого 6 и второго 7 программных устройств имеют возможность соединения с датчиком (не показан) температуры воздуха (Твх) на входе в ГТД. Третье программное устройство имеет возможность связи с рычагом (не показан) управления двигателем (αруд).
Первое программное устройство 6 предназначено для формирования программного значения степени сжатия газов на турбине (π°т1) в зависимости от внешних условий (Твх).
Второе программное устройство 7 предназначено для формирования программного значения частоты вращения ротора низкого давления (n°1.1) в зависимости от внешних условий (Твх).
Третье программное устройство 10 предназначено для формирования программного значения частоты вращения ротора низкого давления (n°1.2) в зависимости от положения рычага управления двигателем (αруд).
Первое, второе и третье программные устройства могут быть выполнены различным известным образом, например в виде профилированных кулачков, рабочие профили которых обеспечивают получение заданных характеристик на выходе или в виде стандартных цифровых регуляторов.
Выходы программных устройств 7 и 10 связаны с входами первого сумматора 9, выход которого связан с первым входом второго элемента сравнения 8, второй вход которого имеет возможность соединения с датчиком частоты вращения ротора низкого давления (n1).
Выход второго элемента сравнения связан с входом корректора 11. Корректор 11 предназначен для преобразования рассогласования (Δn1) во второе слагаемое заданного значения (πт) и может быть выполнен в виде стандартного усилителя с переменным коэффициентом усиления.
Выход корректора 11 связан с первым входом второго сумматора 12, второй вход которого связан с выходом первого программного устройства 6.
Выход второго сумматора 12 связан со вторым входом первого элемента сравнения 4.
Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД осуществляют следующим образом.
Перед эксплуатацией ГТД программные устройства 6, 7, 10 настраивают на заданные параметры:
- в программном устройстве 6 реализуется заданная зависимость π°т1=f(Твх), обеспечивающая желаемое значение степени расширения газа на турбине в зависимости от внешних условий, характеризуемых значением Твх, выбираемых из условия обеспечения высотно-скоростных характеристик ГТД;
- в программном устройстве 7 реализуется заданная зависимость n°1.1=f(Твх), обеспечивающая желаемое значение частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от внешних условий, характеризуемых значением Твх, выбираемых из условия обеспечения высотно-скоростных характеристик ГТД;
- в программном устройстве 10 реализуется заданная зависимость n°1.2=f(αруд), обеспечивающая желаемое значение частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от режима работы двигателя, характеризуемых значением αруд, выбираемых из условия обеспечения дроссельных характеристик ГТД.
Необходимые значения π°т1=f(Твх), n°1.1=f(Tвх) и n°1.2=f(αруд) определяются на этапе проектирования двигателя и могут уточняться при его испытании.
В процессе работы ГТД постоянно измеряют параметры Твх, р2, р4, n1, значения которых с датчиков поступают на:
Твх - на программные устройства 6 и 7;
n1 - на второй вход второго элемента сравнения 8;
р2 и р4 - на входы делителя 5.
По значениям р2 и р4 определяют степень расширения газа на турбине (πт), которая определяется в делителе 5 по зависимости (πт=р2/р4), и полученный сигнал (πт), характеризующий степень расширения газа на турбине в процессе ее работы, поступает на первый вход первого элемента сравнения 4.
Параллельно в зависимости от значения температуры воздуха (Твх) на входе в ГТД определяют программные управляющие сигналы значения степени расширения газа на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в ГТД (π°т1) и частоты вращения ротора низкого давления (n°1.1), которые поступают на входы первого 6 и второго 7 программных устройств и на основании значений данных сигналов формируют программные управляющие сигналы значения степени расширения газа на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в ГТД (π°т1) и частоты вращения ротора низкого давления (n°1.1). В программном устройстве 6 управляющие сигналы формируются при реализации зависимости π°т1=f(Tвх). В программном устройстве 7 управляющие сигналы формируются при реализации зависимости n°1.1=f(Tвx).
Сформированные в программном устройстве 6 управляющие сигналы (π°т1) подают на второй вход сумматора 12, а сформированные в программном устройстве 7 управляющие сигналы (n°1.1) подают на первый вход сумматора 9, на второй вход которого подают управляющие сигналы (n°1.2), сформированные в программном устройстве 10 в зависимости от положения рычага управления двигателем (αруд). С выхода сумматора 9 управляющий сигнал (n°1) подают на первый вход второго элемента сравнения 8, на второй вход которого поступает сигнал с датчика (n1). В элементе сравнения 8 вычитаются поступающие на его входы сигналы и сформированные управляющие сигналы (Δn1) поступают на вход корректора 11, где их преобразуют в параметр (π°т2) по формуле: π°т2=К*Δn1. Коэффициент «К» является наперед заданным. Выходные сигналы (π°т2) с корректора 11 поступают на первый вход сумматора 12, на второй вход которого поступают сигналы (π°т1) с программного устройства 6. Выходной сигнал (π°т) с сумматора 12, характеризующий заданное значение степени расширения газа на турбине, поступает на второй вход элемента сравнения 4, где сравниваются с сигналом, поступившим с делителя 5. Выходные управляющие сигналы с выхода элемента сравнения 4 (Δπт) поступают в регулятор 3, в котором формируют сигнал требуемого положения исполнительного механизма 2. С регулятора 3 управляющий сигнал (Fc) поступает на исполнительный механизм 2, исполнительный орган которого регулирует соответствующим образом площадь критического сечения реактивного сопла ГТД 1.
Система отрегулирована таким образом, что на установившихся режимах работы ГТД сигналы (πт) и (π°т) компенсируют друг друга и сигнал (Fc) равен нулю. Если нет, то исполнительный механизм регулируют таким образом, чтобы данное значение стремилось к нулю, но это довольно медленное регулирование. В случае необходимости оперативного регулирования, последнее осуществляется пилотом от рычага управления двигателем.
Использование заявленного способа обеспечивает в процессе работы ГТД оптимальное соотношение частот вращения ротора высокого давления и ротора низкого давления (n1) и, тем самым, обеспечивает высокую экономичность ГТД по топливу на дроссельных режимах и в полете, а также обеспечивает оперативное перекрывание (компенсацию) возмущений по газовоздушному тракту за счет применения контура управления по πт (степени расширения газа на турбине: πт=р2/р4).
Claims (1)
- Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий снятие параметров давления газов за компрессором и за турбиной, определение по их показателям степени расширения газа на турбине, сравнение данного параметра с его программным значением и подачу выработанного управляющего сигнала на исполнительный механизм для регулирования площади критического сечения реактивного сопла, отличающийся тем, что программное значение площади критического сечения определяют как сумму программных значений степени расширения газа на турбине и приведенной частоты вращения ротора низкого давления, причем программное значение степени расширения газа на турбине корректируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, а программное значение приведенной частоты вращения получают в результате сравнения значения частоты вращения ротора низкого давления и сигнала его программного значения, который получают как сумму программного значения частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и положения рычага управления двигателем.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010139970/06A RU2443890C1 (ru) | 2010-09-30 | 2010-09-30 | Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010139970/06A RU2443890C1 (ru) | 2010-09-30 | 2010-09-30 | Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2443890C1 true RU2443890C1 (ru) | 2012-02-27 |
Family
ID=45852346
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010139970/06A RU2443890C1 (ru) | 2010-09-30 | 2010-09-30 | Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2443890C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2493391C1 (ru) * | 2012-04-04 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | Способ отладки газотурбинного двигателя после восстановительного ремонта при стендовых испытаниях |
| RU2823004C1 (ru) * | 2023-06-26 | 2024-07-17 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухвального двухконтурного газотурбинного двигателя |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2038503C1 (ru) * | 1992-12-30 | 1995-06-27 | Сергей Борисович Лахонин | Способ регулирования положения створок выхлопного сопла газотурбинного двигателя |
| SU410669A1 (ru) * | 1972-02-08 | 2005-06-27 | Г.М. Рубинштейн | Способ регулирования двухконтурного турбореактивного двигателя |
| RU2312244C1 (ru) * | 2006-05-17 | 2007-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Способ регулирования сопла с управляемым вектором тяги авиационного газотурбинного двигателя |
| RU2383001C1 (ru) * | 2008-07-15 | 2010-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой |
-
2010
- 2010-09-30 RU RU2010139970/06A patent/RU2443890C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU410669A1 (ru) * | 1972-02-08 | 2005-06-27 | Г.М. Рубинштейн | Способ регулирования двухконтурного турбореактивного двигателя |
| RU2038503C1 (ru) * | 1992-12-30 | 1995-06-27 | Сергей Борисович Лахонин | Способ регулирования положения створок выхлопного сопла газотурбинного двигателя |
| RU2312244C1 (ru) * | 2006-05-17 | 2007-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Способ регулирования сопла с управляемым вектором тяги авиационного газотурбинного двигателя |
| RU2383001C1 (ru) * | 2008-07-15 | 2010-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2493391C1 (ru) * | 2012-04-04 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | Способ отладки газотурбинного двигателя после восстановительного ремонта при стендовых испытаниях |
| RU2823004C1 (ru) * | 2023-06-26 | 2024-07-17 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухвального двухконтурного газотурбинного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106321252B (zh) | 一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和系统 | |
| US20090113896A1 (en) | Control apparatus and method for gas-turbine engine | |
| JP5583697B2 (ja) | ガスタービンを制御するための方法およびシステム、ならびにこのようなシステムを含むガスタービン | |
| US9303565B2 (en) | Method and system for operating a turbine engine | |
| KR101910294B1 (ko) | 조절 장치를 갖는 내연기관 | |
| RU2337250C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем на динамических режимах разгона и дросселирования | |
| US10975776B2 (en) | Adaptive fuel flow estimation with flow meter feedback | |
| US20170138781A1 (en) | Method and system for improving parameter measurement | |
| CA2555937A1 (en) | Fuel controls on apu's | |
| US20100205976A1 (en) | Integrated fuel gas characterization system | |
| RU2466287C1 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления | |
| RU2383001C1 (ru) | Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой | |
| JPH0583741B2 (ru) | ||
| US9695752B2 (en) | Engine-induced aircraft cabin resonance reduction system and method | |
| JP2010285955A (ja) | ガスタービンの制御装置及び発電システム | |
| RU2334889C2 (ru) | Способ управления расходом топлива в турбовинтовую силовую установку | |
| RU2425255C1 (ru) | Способ управления положением направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя | |
| RU2443890C1 (ru) | Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2446300C1 (ru) | Способ управления частотой вращения ротора низкого давления двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| US3738102A (en) | Fuel control for turbine type power plant having variable area geometry | |
| RU101736U1 (ru) | Система управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2634997C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления | |
| RU97455U1 (ru) | Устройство управления положением направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя | |
| RU2010154325A (ru) | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель | |
| RU2476703C1 (ru) | Способ управления расходом топлива в основную камеру сгорания газотурбинного двигателя на приемистости |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20170622 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20190801 |