RU2472958C2 - Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2472958C2
RU2472958C2 RU2011112840/06A RU2011112840A RU2472958C2 RU 2472958 C2 RU2472958 C2 RU 2472958C2 RU 2011112840/06 A RU2011112840/06 A RU 2011112840/06A RU 2011112840 A RU2011112840 A RU 2011112840A RU 2472958 C2 RU2472958 C2 RU 2472958C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
engine
temperature
4max
max
Prior art date
Application number
RU2011112840/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011112840A (ru
Inventor
Виктор Федорович Волков
Александр Анатольевич Кондратов
Игорь Яковлевич Фальковский
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
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 "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
Priority to RU2011112840/06A priority Critical patent/RU2472958C2/ru
Publication of RU2011112840A publication Critical patent/RU2011112840A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2472958C2 publication Critical patent/RU2472958C2/ru

Links

Landscapes

  • Supercharger (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиации. Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя включает раскрутку ротора двигателя до частоты вращения ротора, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения параметра работы двигателя, который выбирают заранее, причем в качестве поддерживаемого параметра работы двигателя выбирают Т4max, причем в процессе регулирования Т4max увеличение температуры до максимально допустимой осуществляют увеличением подачи топлива в камеру сгорания, а уменьшение температуры до максимально допустимой - увеличением подачи воздуха в камеру сгорания, где Т4max - максимально допустимая температура газа за турбиной. Изобретение позволяет максимально сократить время запуска двигателя при сохранении приемлемых запасов устойчивости компрессора высокого давления.

Description

Изобретение относится к способам запуска авиационных газотурбинных двигателей с учетом внутренних параметров их работы.
Известен способ запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающий раскрутку ротора двигателя до частоты его вращения, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения параметра работы двигателя, который выбирают заранее. В качестве параметра работы двигателя выбран регулируемый угол положения направляющих аппаратов αНА (См. В.П.Колодочкин. Управление рабочим процессом газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1980, стр.50).
Этот способ запуска довольно прост и обеспечивает большие запасы устойчивости работы компрессора высокого давления. Для реализации указанного способа направляющие аппараты ставят на упор в закрытое положение, что обеспечивает сохранение запасов устойчивости работы компрессора высокого давления (КВД) двигателя.
Однако, с другой стороны, из-за недостаточного расхода воздуха в процессе раскрутки ротора высокого давления этот способ ведет к затягиванию времени запуска.
Задача изобретения - максимально сократить время запуска при сохранении приемлемых запасов устойчивости КВД.
Указанная задача достигается тем, что в способе запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающем раскрутку ротора двигателя до частоты вращения, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения параметра работы двигателя, которое выбирают заранее, в качестве поддерживаемого параметра работы двигателя выбирают Т4max, при этом для поддержания предельного значения Т4max изменяют расход воздуха через двигатель или (и) расход топлива в камеру сгорания, где:
Т4max - максимально допустимая температура газа за турбиной.
Выбор в качестве параметра работы двигателя Т4max позволяет двигателю поддерживать во время запуска максимально возможную температуру газа на входе в турбину. Работа на турбине определяется температурой газа на входе в турбину, которая зависит от расхода топлива в камере сгорания двигателя, и перепадом давления газа на турбине, который определяется расходом воздуха через нее.
Способ реализуют следующим образом.
Перед запуском в системе управления двигателем устанавливают предельное значения параметра работы двигателя Т4max, соответствующее значению максимальной температуры газа за турбиной. Затем производят раскрутку ротора высокого давления до частоты вращения, необходимой для розжига камеры сгорания. При розжиге камеры сгорания и выходе на режим малого газа система управления двигателем следит за температурой Т4max и поддерживает ее, причем для увеличения Т4max подают топливо в камеру сгорания, а для уменьшения Т4max открывают направляющие аппараты компрессора высокого давления, добавляя воздух в камеру сгорания. В результате этого работа на турбине будет максимальной, что максимально сокращает время запуска двигателя при сохранении приемлемых запасов устойчивости компрессора высокого давления.
Причем и увеличение, и уменьшение температуры Т4max можно достигнуть как путем изменения одного из этих параметров (расхода воздуха через двигатель или расхода топлива в камеру сгорания), так и в совокупности изменением обоих параметров, что обеспечивает более точное регулирование температуры Т4max при максимально возможном расходе воздуха через двигатель.

Claims (1)

  1. Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающий раскрутку ротора двигателя до частоты вращения ротора, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения параметра работы двигателя, который выбирают заранее, отличающийся тем, что в качестве поддерживаемого параметра работы двигателя выбирают Т4max, причем в процессе регулирования Т4max увеличение температуры до максимально допустимой осуществляют увеличением подачи топлива в камеру сгорания, а уменьшение температуры до максимально допустимой - увеличением подачи воздуха в камеру сгорания, где Т4max - максимально допустимая температура газа за турбиной.
RU2011112840/06A 2011-04-05 2011-04-05 Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя RU2472958C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011112840/06A RU2472958C2 (ru) 2011-04-05 2011-04-05 Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011112840/06A RU2472958C2 (ru) 2011-04-05 2011-04-05 Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011112840A RU2011112840A (ru) 2012-10-10
RU2472958C2 true RU2472958C2 (ru) 2013-01-20

Family

ID=47079198

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011112840/06A RU2472958C2 (ru) 2011-04-05 2011-04-05 Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2472958C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2607113C2 (ru) * 2014-11-25 2017-01-10 Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Казань" Газоперекачивающий агрегат и способ его запуска

Citations (5)

* 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
GB1463708A (en) * 1973-10-23 1977-02-09 Nissan Motor Control system for the fuel supply to a gas turbine engine
SU585303A1 (ru) * 1976-08-02 1977-12-25 Всесоюзный Дважды Ордена Трудового Красного Знамени Научно-Исследовательский Теплотехнический Институт Имени Ф.Э.Дзержинского Способ подачи охладител в лопаточный аппарат газотурбинной установки
RU2209990C1 (ru) * 2002-06-10 2003-08-10 ОАО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система автоматического регулирования воздушно-реактивного двигателя
RU2260134C1 (ru) * 2003-11-28 2005-09-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Способ запуска газотурбинного двигателя

Patent Citations (5)

* 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
GB1463708A (en) * 1973-10-23 1977-02-09 Nissan Motor Control system for the fuel supply to a gas turbine engine
SU585303A1 (ru) * 1976-08-02 1977-12-25 Всесоюзный Дважды Ордена Трудового Красного Знамени Научно-Исследовательский Теплотехнический Институт Имени Ф.Э.Дзержинского Способ подачи охладител в лопаточный аппарат газотурбинной установки
RU2209990C1 (ru) * 2002-06-10 2003-08-10 ОАО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система автоматического регулирования воздушно-реактивного двигателя
RU2260134C1 (ru) * 2003-11-28 2005-09-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Способ запуска газотурбинного двигателя

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
АЛАБИН М.А. и др. Запуск авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2607113C2 (ru) * 2014-11-25 2017-01-10 Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Казань" Газоперекачивающий агрегат и способ его запуска

Also Published As

Publication number Publication date
RU2011112840A (ru) 2012-10-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11300054B2 (en) Fuel flow control system and method for engine start
JP5152344B2 (ja) ガスタービンの制御装置及びガスタービンの始動方法
RU2014121663A (ru) Способ продувки конденсата из охладителя наддувочного воздуха
WO2010006321A3 (en) System and methods for improving efficiency in internal combustion engines
RU2013103833A (ru) Способ работы двигателя (варианты), система управления двигателем
JP2010144732A (ja) 発電用地上単純サイクルｐｄｃハイブリッドエンジンのための制御システム
JP2011043136A (ja) ガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置
CN110486173A (zh) 一种用于航空发动机热起动供油的修正方法及装置
RU2015132183A (ru) Способ координации подачи вторичного воздуха и продувочного воздуха в двигатель (варианты)
RU2013137429A (ru) Способ запуска газотурбинного двигателя
RU2472958C2 (ru) Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя
US8844295B2 (en) Method for meeting a purge flow requirement for a power plant and a power plant having a purge control system
RU2316663C1 (ru) Способ дозирования топлива на запуске газотурбинного двигателя
JP6282544B2 (ja) 蒸発燃料供給装置
RU106662U1 (ru) Газопоршневая энергетическая установка
RU2386832C1 (ru) Способ форсирования авиационного двигателя
RU2008108083A (ru) Способ и устройство пуска газотурбинного агрегата
JP2014058958A (ja) 排気ターボ過給機付きエンジンの起動装置
RU2682218C1 (ru) Способ работы газотурбинной установки
JP7214490B2 (ja) ガスエンジンシステム及びその制御方法
RU2011138642A (ru) Способ управления запуском газотурбинного двигателя
JP2008095519A (ja) エンジンの停止制御装置
JP6528053B2 (ja) 混合気で作動する内燃エンジンの始動方法
US20130104561A1 (en) Active fuel control on gas turbine shutdown sequence
RU2693338C1 (ru) Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20130926

PD4A Correction of name of patent owner