RU2467192C1 - Способ запуска газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ запуска газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2467192C1
RU2467192C1 RU2011115561/06A RU2011115561A RU2467192C1 RU 2467192 C1 RU2467192 C1 RU 2467192C1 RU 2011115561/06 A RU2011115561/06 A RU 2011115561/06A RU 2011115561 A RU2011115561 A RU 2011115561A RU 2467192 C1 RU2467192 C1 RU 2467192C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
speed
combustion chamber
heating
Prior art date
Application number
RU2011115561/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Кеннет В. УИНСТОН (US)
Кеннет В. УИНСТОН
Андре М. АДЖАМИ (US)
Андре М. АДЖАМИ
Original Assignee
Хамильтон Сандстранд Корпорейшн
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 Хамильтон Сандстранд Корпорейшн filed Critical Хамильтон Сандстранд Корпорейшн
Application granted granted Critical
Publication of RU2467192C1 publication Critical patent/RU2467192C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/262—Restarting after flame-out
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2220/00—Application
    • F05B2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу запуска газотурбинного двигателя. Способ запуска газотурбинного двигателя включает поддержание минимальной скорости газотурбинного двигателя после достижения "окна зажигания" до тех пор, пока не будет определено достижение требуемого уровня прогрева камеры сгорания двигателя. Затем, после достижения требуемого уровня прогрева камеры сгорания, повышают скорость двигателя-стартера, чтобы разогнать газотурбинный двигатель. Изобретение позволяет повысить надежность запуска газотурбинного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Область техники
Изобретение относится к газотурбинному двигателю, и более конкретно, к способу запуска вспомогательной силовой установки, включающему цикл прогрева камеры сгорания.
Уровень техники
Последовательность действий при запуске газотурбинного двигателя, например используемого во вспомогательной силовой установке (ВСУ), обеспечивает согласование скорости двигателя, момента зажигания и начала подачи топлива, чтобы обеспечить надежный запуск. К газотурбинному двигателю присоединен двигатель-стартер, который приводит газотурбинный двигатель во вращение. По мере раскрутки основного двигателя двигателем-стартером топливный насос начинает подавать топливо в основной двигатель. Затем активируется устройство зажигания, чтобы произвести зажигание в камере сгорания. После успешного проведения зажигания и достижения двигателем самоподдерживающейся скорости двигатель-стартер отсоединяется или работает в качестве генератора.
В некоторых условиях, например на больших высотах или при низких температурах, или при сочетании этих условий возможен срыв пламени в газотурбинном двигателе. Вероятность неудачного запуска возрастает в случае предельных высот и температур входного потока воздуха.
Раскрытие изобретения
Способ запуска газотурбинного двигателя согласно одному из аспектов изобретения включает: управление скоростью двигателя-стартера при выполнении операций запуска с целью придания газотурбинному двигателю заданной минимальной скорости; поддерживание заданной минимальной скорости газотурбинного двигателя после осуществления зажигания, пока не будет определено достижение требуемого уровня прогрева камеры сгорания, и повышение скорости двигателя-стартера по достижении требуемого уровня прогрева камеры сгорания, чтобы разогнать газотурбинный двигатель.
Способ запуска газотурбинного двигателя согласно другому аспекту изобретения включает: управление скоростью двигателя-стартера при выполнении операций запуска с целью придания газотурбинному двигателю заданной минимальной скорости; поддерживание заданной минимальной скорости газотурбинного двигателя после осуществления зажигания, пока не будет достигнута заданная температура выхлопных газов (ТВГ), и повышение скорости двигателя-стартера по достижении заданной ТВГ, чтобы разогнать газотурбинный двигатель.
Краткое описание чертежей
Различные свойства изобретения станут ясны специалистам при рассмотрении нижеследующего подробного описания неограничивающего варианта изобретения совместно с прилагаемыми чертежами.
На фиг.1 представлена блок-схема стартера-генератора газотурбинного двигателя согласно изобретению.
На фиг.2 приведена блок-схема, иллюстрирующая последовательность действий при запуске с использованием модуля прогрева согласно изобретению.
На фиг.3 представлен график успешного запуска с использованием последовательности действий по фиг.2 в течение временного цикла, близкого к 3 мин.
На фиг.4 приведена последовательность действий, известная из уровня техники.
На фиг.5 представлен график неудачного запуска с использованием последовательности действий по фиг.4 в течение временного цикла менее 1 мин.
Осуществление изобретения
На фиг.1 представлена схема вспомогательной силовой установки (ВСУ) 10. ВСУ 10 содержит газотурбинный двигатель 12, систему 14 стартера-генератора и топливную систему 16. Газотурбинный двигатель 12 содержит компрессорную секцию 12С, турбинную секцию 12Т и секцию (камеру) 12М сгорания. Компрессорная секция 12С обеспечивает нагнетание воздуха в камеру 12М сгорания для сжигания топлива в этой камере в условиях высокого давления. Горение топлива в камере 12М сгорания обеспечивает нагрев воздуха до его поступления в турбинную секцию 12Т. Продукты горения, расширяющиеся внутри турбинной секции 12Т до объема, превышающего поток топлива, в режиме холостого хода генерируют более высокую мощность, чем требуемая для функционирования компрессорной секции 12С. Поэтому часть воздуха (именуемая "стравливаемым воздухом") может быть отведена и использована в качестве пневматического источника для питания других устройств. Альтернативно эта мощность может быть использована для приведения в действие дополнительного компрессора, который обеспечивает сжатие воздуха на отдельной ступени, приводит в действие другие системы или выполняет обе названные функции.
Система 14 стартера-генератора и топливная система 16 могут содержать независимые контроллеры 18, 20, которые обеспечивают управление данными системами и могут быть реализованы в виде соответственно запрограммированных микропроцессоров или любых иных процессорных устройств, снабженных устройством интерфейса и датчиками. Хотя на схеме контроллеры 18, 20 представлены в виде отдельных блоков, они могут быть объединены в единый контроллер ВСУ. Дополнительно или альтернативно контроллеры 18, 20 могут быть связаны друг с другом через центральный контроллер более высокого уровня, например соответствующий электронно-цифровой системе управления двигателем (full authority digital electronic control, FADEC) 22. Контроллеры 18, 20, 22 связываются друг с другом через коммуникационную шину 23 или аналогичный канал связи. Контроллеры 18, 20, 22 могут быть снабжены системами обратной связи, содержащими средства линейного управления, реализующими пропорционально-интегрально-дифференциальное (ПИД) регулирование для обеспечения требуемого отклика и компенсации нежелательных дестабилизирующих сил. Должно быть понятно, что изобретение допускает применение различных комбинаций контроллеров и датчиков.
Система 14 стартера-генератора содержит двигатель-стартер 24, который получает электропитание через преобразователь 25 от электрического источника 26 питания, такого как батарея, источник переменного тока, источник постоянной мощности или комбинированный источник. Двигатель-стартер 24, который может представлять собой бесщеточный двигатель постоянной мощности, двигатель переменного тока, вентильно-индукторный двигатель (Switched Reluctance Motor, SRM) или их комбинацию, связан с ротором 34 газотурбинного двигателя 12 через редуктор 30, чтобы передавать крутящий момент двигателю 12 или получать крутящий момент от этого двигателя. Должно быть понятно, что, в качестве альтернативы, двигатель-стартер 24 может вращать ротор 34 непосредственно, без применения промежуточного редуктора, муфты и т.д. После того как газотурбинный двигатель 12 достигнет своей рабочей скорости, двигатель-стартер 24 может функционировать как электрогенератор, питающий различные нагрузки и системы.
Двигатель-стартер 24 реагирует на сигналы, поступающие от контроллера 18 системы стартера-генератора и FADEC 22. FADEC 22 связана с комплектом датчиков, включающим датчик Ss скорости, который отслеживает скорость ротора 34, и датчик St температуры, который отслеживает температуру выхлопных газов (ТВГ) газотурбинного двигателя 12. Должно быть понятно, что в комплект датчиков можно дополнительно или альтернативно включать и другие датчики. Контроллер 18 реагирует также на командный сигнал, который может быть выдан замыканием ключа 32, инициирующим или завершающим последовательность действий при запуске.
Топливная система 16 обычно содержит приводной двигатель 36 насоса, который связан с контроллером 20 топливной системы и обеспечивает работу на различных скоростях топливного насоса Р, снабжающего топливом камеру 12М сгорания газотурбинного двигателя 12. Топливная система 16 работает в соответствии с сигналами, поступающими от контроллера 20 топливной системы и от FADEC 22.
Как показано на фиг.2, запуск инициируется пусковой командой (командой "запуск"), подаваемой, например, замыканием стартового ключа 32 (шаг 100). Контроллер 18 стартера выдает команду двигателю-стартеру 24 придать управляемый момент вращения ротору 34 газотурбинного двигателя 12. Газотурбинный двигатель 12 разгоняется до заданной минимальной скорости для осуществления зажигания. Диапазон скоростей двигателя, в котором с наибольшей вероятностью произойдет зажигание, именуется "окном зажигания" ("light-off window") и в типичном случае составляет 5-20% от номинальной скорости двигателя. В неограничивающем варианте изобретения двигатель-стартер 24 к моменту зажигания (примерно за 62 с) раскручивает газотурбинный двигатель до скорости, составляющей от 12% до 8% его номинальной скорости (фиг.3). После включения зажигания ТВГ начинает повышаться.
Вместо практически немедленно следующего за этим, в типичной ситуации, ускорения газотурбинного двигателя с риском срыва пламени (flame out) (см. фиг.4 и 5, иллюстрирующие уровень техники), двигатель-стартер 24 работает в зависимости от состояния модуля 40 прогрева (см. фиг.2).
Модуль 40 прогрева осуществляет цикл прогрева, который будет описан в терминах функциональных блок-схем. Из приводимого описания специалистам будет понятно, что данные функции могут быть реализованы с помощью специализированных контуров или электронного управления на базе микропроцессора, в котором запрограммировано выполнение соответствующих действий, или с применением соответствующей машиночитаемой среды. В одном неограничивающем варианте модуль 40 может являться либо частью любого из контроллеров 18, 20, 22 или любой их комбинации, либо каких-либо других систем.
В процессе функционирования, после инициирования запуска (на шаге 100), контроллер 18 стартера выдает команду двигателю-стартеру 24 придать газотурбинному двигателю 12 момент вращения, соответствующий заданной "минимальной" скорости (шаг 102). Сначала двигатель-стартер 24 раскручивает газотурбинный двигатель 12 до заданной скорости (заданного числа оборотов) (шаг 104). На фиг.3 представлен пример запуска, включающего цикл прогрева камеры сгорания, для газотурбинного двигателя 12 на большой высоте (9,144 км). Период, соответствующий раскрутке до заданной минимальной скорости, начинается примерно через 52 с. По мере возрастания скорости контроллер 18 стартера модулирует вращающий момент двигателя-стартера 24, чтобы обеспечить приближение к скорости, соответствующей окну зажигания (шаг 106). По достижении этой скорости активируется источник зажигания. Скорость газотурбинного двигателя непрерывно отслеживается до достижения скорости, соответствующей началу подачи топлива, после чего в камеру 12М сгорания начинает поступать топливо (шаги 108 и 110). По мере первоначального возрастания скорости газотурбинного двигателя контроллер 18 стартера модулирует вращающий момент, создаваемый двигателем 24 стартера, чтобы удерживать скорость газотурбинного двигателя в пределах указанного окна зажигания (шаги 112 и 114).
Как показано на фиг.3, после того как двигатель-стартер 24 начинает раскручивать газотурбинный двигатель 12, скорость этого двигателя возрастает. Поскольку двигательная сила создается двигателем 24 стартера, до достижения окна зажигания температура выхлопных газов (ТВГ) газотурбинного двигателя 12 остается примерно постоянной и близкой к температуре окружающего воздуха. После осуществления зажигания ТВГ начинает возрастать.
Модуль 40 прогрева управляет двигателем 24 стартера таким образом, чтобы заданная минимальная скорость газотурбинного двигателя 12 поддерживалась до достижения заданного прогрева камеры сгорания (шаги 116, 118). В одном неограничивающем варианте заданный уровень такого прогрева определяется достижением ТВГ уровня, составляющего, например, 278°С и соответствующего завершению цикла прогрева камеры 12М сгорания. Альтернативно или дополнительно для определения степени прогрева можно использовать и другие параметры, например временную задержку после достижения окна зажигания или показания измерителя объемного расхода топлива.
Таким образом, модуль 40 прогрева обеспечивает выполнение цикла прогрева камеры 12М сгорания, что позволяет этой камере достичь нужной температуры и избежать риска срыва пламени, который в известном режиме запуска (см. фиг.4) может иметь место примерно через 23 с (см. фиг.5). Как показано на фиг.5, срыв пламени происходит примерно в то время, когда двигатель-стартер начинает разгонять двигатель после достижения окна зажигания (что является типичным для стандартного режима запуска).
Модуль 40 прогрева может использоваться только в конкретных вариантах режима запуска, например на больших высотах (более 9 км), чтобы учесть низкую плотность воздуха и низкие температуры. Альтернативно, даже при наземном запуске крайне холодные температуры могут инициировать запуск модуля 40 прогрева. Если на шаге 116 установлено, что разность "текущей ТВГ" и "начальной ТВГ" превышает заданное значение, модуль 40 прогрева может обеспечить соответствующий прогрев. После осуществления необходимого прогрева посредством двигателя 24 стартера создается дополнительный вращающий момент, который обеспечивает раскрутку газотурбинного двигателя 12, но с обеспечением непрерывной работы камеры 12М сгорания (шаг 118). Хотя скорость двигателя, при приложении со стороны двигателя 24 стартера минимального вращающего момента, поддерживается примерно постоянной, она постепенно возрастает по мере постепенного повышения стабильности работы газотурбинного двигателя 12 в связи с нагревом камеры 12М сгорания. Таким образом, даже при приложении минимального вращающего момента двигателем 24 стартера, выходная мощность газотурбинного двигателя 12 увеличивается.
Должно быть понятно, что хотя модуль 40 прогрева обеспечивает надежный запуск даже в неблагоприятных условиях, его использование приводит к небольшому увеличению длительности запуска. Поэтому может оказаться желательным использовать модуль 40 прогрева только в определенных, сложных условиях запуска двигателя, например на уже упомянутых больших высотах, при низких температурах или при наличии обоих этих условий.
После выхода из области низких скоростей двигателя в начале запуска двигатель-стартер 24 получает команду приложить максимальный вращающий момент, чтобы быстро разогнать газотурбинный двигатель 12 до самоподдерживающейся (установившейся) рабочей скорости (шаг 120). Когда газотурбинный двигатель достигнет данной скорости, в типичном случае составляющей примерно 50% максимальной управляемой скорости ротора, двигатель-стартер 24 может быть остановлен. После этого газотурбинный двигатель 12 будет продолжать ускоряться до достижения нормальной ("стопроцентной") рабочей скорости, на которой может начаться функционирование генератора. После этого газотурбинный двигатель может быть переведен в режим постоянной скорости.
Следует отметить, что идентичные или схожие компоненты имеют одно и то же обозначение на различных чертежах. Следует также отметить, что, хотя был описан и проиллюстрирован конкретный вариант изобретения, возможны и другие варианты его осуществления.
Хотя в описании на чертежах и в прилагаемой формуле изобретения раскрыта определенная последовательность шагов, должно быть понятно, что без выхода за пределы изобретения указанные шаги могут выполняться в любом приемлемом порядке, по отдельности или непрерывно, если порядок их выполнения специально не оговорен.
Приведенное описание имеет иллюстративный, а не ограничивающий характер. В описании раскрыты различные неограничивающие варианты изобретения; однако специалисту будет понятно, что они допускают модификации, не выходящие за пределы формулы изобретения. Поэтому допустимы различные отклонения от конкретных данных, приведенных в описании, без выхода за границы изобретения, определяемые прилагаемой формулой.

Claims (11)

1. Способ запуска газотурбинного двигателя, включающий:
управление скоростью двигателя-стартера при выполнении операций запуска с целью придания газотурбинному двигателю заданной минимальной скорости;
инициирование устройства зажигания для осуществления зажигания; поддерживание заданной минимальной скорости газотурбинного двигателя после осуществления зажигания, пока не будет определено достижение требуемого уровня прогрева камеры сгорания, и повышение скорости двигателя-стартера по достижении требуемого уровня прогрева камеры сгорания, чтобы разогнать газотурбинный двигатель.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что достижение требуемого уровня прогрева камеры сгорания определяют по достижению заданного повышения температуры выхлопных газов (ТВГ).
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что достижение требуемого уровня прогрева камеры сгорания определяют по достижении заданного значения ТВГ.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что указанное заданное значение соответствует указанному заданному повышению температуры.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что указанное заданное повышение температуры составляет около 278°С.
6. Способ по п.1, отличающийся тем, что достижение требуемого уровня прогрева камеры сгорания определяют по истечении заданного времени после осуществления зажигания.
7. Способ по п.1, отличающийся тем, что достижение требуемого уровня прогрева камеры сгорания определяют по результатам измерения объемного расхода топлива.
8. Способ по п.1, отличающийся тем, что указанную последовательность действий по осуществлению запуска инициируют только при превышении заданной высоты.
9. Способ по п.8, отличающийся тем, что указанную последовательность действий по осуществлению запуска инициируют только при превышении высоты около 9,1 км.
10. Способ по п.1, отличающийся тем, что указанную последовательность действий по осуществлению запуска инициируют только при условии, что окружающая среда имеет температуру ниже заданного значения.
11. Способ по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что повышение скорости двигателя-стартера продолжают до достижения газотурбинным двигателем заданной рабочей скорости.
RU2011115561/06A 2010-04-23 2011-04-21 Способ запуска газотурбинного двигателя RU2467192C1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/765,916 2010-04-23
US12/765,916 US9086018B2 (en) 2010-04-23 2010-04-23 Starting a gas turbine engine to maintain a dwelling speed after light-off

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2467192C1 true RU2467192C1 (ru) 2012-11-20

Family

ID=44774280

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011115561/06A RU2467192C1 (ru) 2010-04-23 2011-04-21 Способ запуска газотурбинного двигателя

Country Status (3)

Country Link
US (1) US9086018B2 (ru)
FR (1) FR2959280B1 (ru)
RU (1) RU2467192C1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2603206C2 (ru) * 2011-07-12 2016-11-27 Турбомека Способ запуска турбоустройства при уменьшении тепловой несбалансированности
RU2666029C2 (ru) * 2013-12-23 2018-09-05 Турбомека Способ и система для надежного запуска турбинного двигателя
RU2683351C2 (ru) * 2014-03-27 2019-03-28 Сафран Хеликоптер Энджинз Вспомогательное устройство для газотурбинного двигателя со свободной турбиной воздушного судна

Families Citing this family (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8955334B2 (en) * 2010-07-22 2015-02-17 General Electric Company Systems and methods for controlling the startup of a gas turbine
CN103998749A (zh) * 2011-12-22 2014-08-20 川崎重工业株式会社 燃气涡轮发动机及其启动方法
US8666633B2 (en) * 2012-02-07 2014-03-04 Honeywell International Inc. Engine systems with efficient start control logic
DE102012015454A1 (de) * 2012-08-03 2014-05-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Regelung der Kraftstofftemperatur einer Gasturbine
US9722426B2 (en) * 2013-09-26 2017-08-01 Wellhead Electric Company, Inc. Hybrid energy system and method
US9803553B2 (en) 2014-04-25 2017-10-31 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Method to control electric starter generator for gas turbine engines
CN104481704B (zh) * 2014-12-10 2016-02-10 中国科学院工程热物理研究所 一种实现燃气轮机起动过程中燃料实时控制方法及装置
KR102342706B1 (ko) * 2015-07-08 2021-12-22 지이 애비에이션 시스템즈 엘엘씨 에어 스타터 및 정수압 로크 결정 방법
US10436064B2 (en) 2016-02-12 2019-10-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start response damping system
US10125691B2 (en) 2016-02-12 2018-11-13 United Technologies Corporation Bowed rotor start using a variable position starter valve
US9664070B1 (en) 2016-02-12 2017-05-30 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system
US10508601B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine
US10539079B2 (en) 2016-02-12 2020-01-21 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine using aircraft-derived parameters
US10508567B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine through an engine accessory
US10174678B2 (en) 2016-02-12 2019-01-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start using direct temperature measurement
US10125636B2 (en) 2016-02-12 2018-11-13 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system using waste heat
US10443507B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine bowed rotor avoidance system
US10443505B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine
US10040577B2 (en) 2016-02-12 2018-08-07 United Technologies Corporation Modified start sequence of a gas turbine engine
EP3211184B1 (en) 2016-02-29 2021-05-05 Raytheon Technologies Corporation Bowed rotor prevention system and associated method of bowed rotor prevention
CA2968937C (en) * 2016-06-03 2019-09-17 Fna Group, Inc. Pump assembly with electric starter
US10787933B2 (en) 2016-06-20 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Low-power bowed rotor prevention and monitoring system
US10358936B2 (en) 2016-07-05 2019-07-23 United Technologies Corporation Bowed rotor sensor system
US10221774B2 (en) 2016-07-21 2019-03-05 United Technologies Corporation Speed control during motoring of a gas turbine engine
US10618666B2 (en) 2016-07-21 2020-04-14 United Technologies Corporation Pre-start motoring synchronization for multiple engines
US10384791B2 (en) 2016-07-21 2019-08-20 United Technologies Corporation Cross engine coordination during gas turbine engine motoring
EP3273006B1 (en) 2016-07-21 2019-07-03 United Technologies Corporation Alternating starter use during multi-engine motoring
EP3273016B1 (en) 2016-07-21 2020-04-01 United Technologies Corporation Multi-engine coordination during gas turbine engine motoring
US10429154B2 (en) 2016-08-29 2019-10-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Energy weapon having a fast start turbine for a high power generator
US10787968B2 (en) 2016-09-30 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine motoring with starter air valve manual override
US10443543B2 (en) 2016-11-04 2019-10-15 United Technologies Corporation High compressor build clearance reduction
US10823079B2 (en) 2016-11-29 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Metered orifice for motoring of a gas turbine engine
US10483887B2 (en) 2017-08-11 2019-11-19 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine generator temperature DC to DC converter control system
US10476417B2 (en) * 2017-08-11 2019-11-12 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine generator torque DC to DC converter control system
US10491145B2 (en) 2017-08-11 2019-11-26 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine generator speed DC to DC converter control system
US11174793B2 (en) * 2018-09-19 2021-11-16 Raytheon Technologies Corporation Hydraulic starter assembly for a gas turbine engine
US11448148B2 (en) 2019-02-26 2022-09-20 Cummins Inc. Method and system for reducing a startup time of a genset
WO2021071596A1 (en) * 2019-10-08 2021-04-15 Cummins Inc. Method and system for reducing a startup time of a genset
US20230296058A1 (en) * 2022-03-18 2023-09-21 Raytheon Technologies Corporation Systems and methods for starting a gas turbine engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3520133A (en) * 1968-03-14 1970-07-14 Gen Electric Gas turbine control system
GB1462390A (en) * 1973-07-31 1977-01-26 Fiat Spa Device for controlling gas turbine engines
GB1463708A (en) * 1973-10-23 1977-02-09 Nissan Motor Control system for the fuel supply to a gas turbine engine
SU1059236A1 (ru) * 1982-06-16 1983-12-07 Производственное Объединение Турбостроения "Ленинградский Металлический Завод" Система запуска газотурбинной установки
US6056538A (en) * 1998-01-23 2000-05-02 DVGW Deutscher Verein des Gas-und Wasserfaches-Technisch-Wissenschaftlich e Vereinigung Apparatus for suppressing flame/pressure pulsations in a furnace, particularly a gas turbine combustion chamber
RU2209990C1 (ru) * 2002-06-10 2003-08-10 ОАО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система автоматического регулирования воздушно-реактивного двигателя

Family Cites Families (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3606754A (en) 1969-05-19 1971-09-21 Chandler Evans Inc Hybrid fuel control
US3971210A (en) 1975-01-22 1976-07-27 Dresser Industries, Inc. Start-up compressed air system for gas turbine engines
US4201922A (en) 1976-12-13 1980-05-06 The Boeing Company Automatic start/manual start interlock system for a gas turbine engine
US4121419A (en) 1977-01-26 1978-10-24 Kuznetsov Vladimir Grigorievic Start flame igniter of the combustion chamber of a gas-turbine engine
US4325123A (en) * 1978-07-28 1982-04-13 The Boeing Company Economy performance data avionic system
US4274255A (en) 1979-05-07 1981-06-23 United Technologies Corporation Control for start-up of a gas turbine engine
US5042246A (en) * 1989-11-06 1991-08-27 General Electric Company Control system for single shaft combined cycle gas and steam turbine unit
US5107674A (en) 1990-03-30 1992-04-28 General Electric Company Control for a gas turbine engine
US5123239A (en) 1991-02-14 1992-06-23 Sundstrand Corporation Method of starting a gas turbine engine
US5127220A (en) 1991-02-28 1992-07-07 Allied-Signal Inc. Method for accelerating a gas turbine engine
US5247797A (en) 1991-12-23 1993-09-28 General Electric Company Head start partial premixing for reducing oxides of nitrogen emissions in gas turbine combustors
US5309707A (en) 1993-03-12 1994-05-10 Pyropower Corporation Control methods and valve arrangement for start-up and shutdown of pressurized combustion and gasification systems integrated with a gas turbine
DE69427384T2 (de) * 1993-03-16 2002-05-23 Allied Signal Inc Drehmomentregelung für einen Gasturbinenstarter
US5430362A (en) * 1993-05-12 1995-07-04 Sundstrand Corporation Engine starting system utilizing multiple controlled acceleration rates
EP0646704B1 (de) * 1993-09-06 1997-11-26 Asea Brown Boveri Ag Verfahren zur Regelung einer mit zwei Brennkammern bestückten Gasturbogruppe
US5722228A (en) 1994-07-25 1998-03-03 Sundstrand Corporation Starting system for a gas turbine engine
DE19514991A1 (de) * 1995-04-24 1996-10-31 Abb Management Ag Verfahren zum Betrieb einer sequentiell befeuerten Gasturbogruppe
US6109018A (en) 1996-07-26 2000-08-29 Catalytica, Inc. Electrically-heated combustion catalyst structure and method for start-up of a gas turbine using same
US5819524A (en) * 1996-10-16 1998-10-13 Capstone Turbine Corporation Gaseous fuel compression and control system and method
US6062016A (en) * 1997-04-21 2000-05-16 Capstone Turbine Corporation Gas turbine engine fixed speed light-off method
US5927064A (en) 1997-12-23 1999-07-27 United Technologies Corporation Start, shutoff and overspeed system for gas turbine engine
US6182438B1 (en) 1999-07-08 2001-02-06 Moog Inc. Method and apparatus for starting a gas turbine engine
US6269625B1 (en) 1999-09-17 2001-08-07 Solo Energy Corporation Methods and apparatus for igniting a catalytic converter in a gas turbine system
US6370861B1 (en) * 2000-07-07 2002-04-16 Locust Usa, Inc. Solid fuel afterburner and method of using the same to improve thrust and starting capabilities of a turbojet engine
US6766647B2 (en) 2001-07-27 2004-07-27 Elliott Energy Systems, Inc. Method for ignition and start up of a turbogenerator
US6810677B2 (en) 2001-08-27 2004-11-02 Elliot Energy Systems, Inc. Method for gas turbine light-off
US6810676B2 (en) * 2001-12-14 2004-11-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of engine starting in a gas turbine engine
US6836086B1 (en) 2002-03-08 2004-12-28 Hamilton Sundstrand Corporation Controlled starting system for a gas turbine engine
GB2412962B (en) 2002-06-03 2007-02-21 Vibro Meter Inc Flame detection method and apparatus for gas turbine exhaust path
US7302334B2 (en) 2002-08-02 2007-11-27 General Electric Company Automatic mapping logic for a combustor in a gas turbine engine
US6941760B1 (en) 2003-03-19 2005-09-13 Hamilton Sundstrand Corporation Start system for expendable gas turbine engine
US7367193B1 (en) 2003-07-23 2008-05-06 Hamilton Sundstrand Corporation Auxiliary power unit control method and system
US7242195B2 (en) 2004-02-10 2007-07-10 General Electric Company Integral spark detector in fitting which supports igniter in gas turbine engine
US7093422B2 (en) 2004-02-10 2006-08-22 General Electric Company Detecting spark in igniter of gas turbine engine by detecting signals in grounded RF shielding
US7204090B2 (en) 2004-06-17 2007-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Modulated current gas turbine engine starting system
US7509812B2 (en) 2004-08-20 2009-03-31 Hamilton Sundstrand Corporation Dual ignition system for a gas turbine engine
US7095601B2 (en) 2004-08-20 2006-08-22 Hamilton Sundstrand Corporation High energy primary spark ignition system for a gas turbine engine
US7434406B2 (en) 2005-05-10 2008-10-14 Honeywell International Inc. Drive for using a direct driven generator to start a counter-rotating multi-spool gas turbine engine
US7253535B2 (en) 2005-09-15 2007-08-07 Hamilton Sundstrand Corporation Electrical starter generator system for a gas turbine engine
US7448220B2 (en) 2005-10-19 2008-11-11 Hamilton Sundstrand Corporation Torque control for starting system
US7565793B2 (en) 2006-02-27 2009-07-28 Honeywell International Inc. Gas turbine engine fuel control system having start / back up check valve (SBUC) providing a main fuel check valve function
DE102007058954A1 (de) * 2007-12-07 2009-06-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenölversorgungssystem sowie Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinen-Lager-Ölversorgung
US8925328B2 (en) * 2009-10-26 2015-01-06 Siemens Energy, Inc. Gas turbine starting process

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3520133A (en) * 1968-03-14 1970-07-14 Gen Electric Gas turbine control system
GB1462390A (en) * 1973-07-31 1977-01-26 Fiat Spa Device for controlling gas turbine engines
GB1463708A (en) * 1973-10-23 1977-02-09 Nissan Motor Control system for the fuel supply to a gas turbine engine
SU1059236A1 (ru) * 1982-06-16 1983-12-07 Производственное Объединение Турбостроения "Ленинградский Металлический Завод" Система запуска газотурбинной установки
US6056538A (en) * 1998-01-23 2000-05-02 DVGW Deutscher Verein des Gas-und Wasserfaches-Technisch-Wissenschaftlich e Vereinigung Apparatus for suppressing flame/pressure pulsations in a furnace, particularly a gas turbine combustion chamber
RU2209990C1 (ru) * 2002-06-10 2003-08-10 ОАО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система автоматического регулирования воздушно-реактивного двигателя

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2603206C2 (ru) * 2011-07-12 2016-11-27 Турбомека Способ запуска турбоустройства при уменьшении тепловой несбалансированности
RU2666029C2 (ru) * 2013-12-23 2018-09-05 Турбомека Способ и система для надежного запуска турбинного двигателя
RU2683351C2 (ru) * 2014-03-27 2019-03-28 Сафран Хеликоптер Энджинз Вспомогательное устройство для газотурбинного двигателя со свободной турбиной воздушного судна
US10294868B2 (en) 2014-03-27 2019-05-21 Safran Helicopter Engines Assistance device for an aircraft turbine engine with a free turbine

Also Published As

Publication number Publication date
FR2959280A1 (fr) 2011-10-28
FR2959280B1 (fr) 2018-03-30
US9086018B2 (en) 2015-07-21
US20110259016A1 (en) 2011-10-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2467192C1 (ru) Способ запуска газотурбинного двигателя
CA2509798C (en) Modulated current gas turbine engine starting system
US11939925B2 (en) Descent operation for an aircraft parallel hybrid gas turbine engine propulsion system
US11542872B2 (en) Hybrid gas turbine engine system powered warm-up
EP0623741B1 (en) Gas turbine starter assist torque control system
US7253535B2 (en) Electrical starter generator system for a gas turbine engine
EP3055531B1 (fr) Procédé d'optimisation de la consommation spécifique d'un hélicoptère bimoteur
US9988987B2 (en) Method of starting a turbomachine while reducing thermal unbalance
RU2646521C2 (ru) Способ и система запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата
US20040237535A1 (en) Method of operating a gas turbine
US8666633B2 (en) Engine systems with efficient start control logic
US10094292B2 (en) Method of acceleration control during APU starting
RU2503840C2 (ru) Способ и система регулирования подачи топлива при запуске газотурбинной установки
CA2933774A1 (fr) Procede et systeme de demarrage fiabilise de turbomachine
US20140298820A1 (en) Gas turbine engine and method for starting same
CN111441869A (zh) 一种微型燃气轮机启动方法及系统
CA3002390A1 (en) Method and system for setting an acceleration schedule for engine start
JP4650785B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃料制御方法および装置
US20210285381A1 (en) System and method for engine pre-shutdown motoring
EP3396135B1 (en) Control apparatus and method of gas turbine system
RU2252327C1 (ru) Способ запуска газотурбинного двигателя с охлаждаемой турбиной
RU2233989C1 (ru) Способ и система для запуска газотурбинного двигателя
CN117480318A (zh) 具有起动控制装置的飞行器推进系统
FR3101918A1 (fr) Procédé de démarrage d’un turbomoteur, Dispositif, turbomoteur, AERONEF et produit programme d’ordinateur
RU2260134C1 (ru) Способ запуска газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20150422