RU2472958C2 - Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- 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
Links
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
- Supercharger (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)
- 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.
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)
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)
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 |
-
2011
- 2011-04-05 RU RU2011112840/06A patent/RU2472958C2/ru active
Patent Citations (5)
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)
Title |
---|
АЛАБИН М.А. и др. Запуск авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение. * |
Cited By (1)
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 |