RU2491437C2 - Способ управления запуском газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ управления запуском газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2491437C2 RU2491437C2 RU2011138642/06A RU2011138642A RU2491437C2 RU 2491437 C2 RU2491437 C2 RU 2491437C2 RU 2011138642/06 A RU2011138642/06 A RU 2011138642/06A RU 2011138642 A RU2011138642 A RU 2011138642A RU 2491437 C2 RU2491437 C2 RU 2491437C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- temperature
- ignition
- air
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Supercharger (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно для регулирования мощности ВС измеряют давление и температуру воздуха перед ВС и регулируют давление воздуха перед ВС с помощью воздушной заслонки таким образом, чтобы частота вращения ротора двигателя от момента начала подачи пускового топлива в КС до момента розжига КС, фиксируемого по скачкообразному росту температуры газов за турбиной, оставалась постоянной. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ на розжиге КС двигателя, за счет чего обеспечивается оптимальное соотношение между расходом топлива и расходом воздуха и повышение надежности розжига КС и, следовательно, повышение надежности запуска двигателя. 1 ил., 1 табл.
Description
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).
Известен способ управления запуском ГТД с гидромеханической САУ, Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., с.178, заключающийся в том, что в процессе запуска двигателя бортмеханик по показаниям прибора в кабине вертолета контролирует значение температуры газов за турбиной и, если температура становится выше заданного предела, выключает двигатель.
Недостатком известного способа является его низкая эффективность.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления запуском ГТД заключающийся в том, что включают воздушный стартер и начинают раскрутку ротора двигателя, измеряют частоту вращения ротора двигателя, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель определяют расход топлива, необходимый для розжига камеры сгорания (КС) двигателя, и при достижении частотой наперед заданного значения, определяемого для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе ПСИ двигателя, подают расход розжига в КС, Черкасов Б.А., «Автоматика и регулирование ВРД», М., «Машиностроение», 1988 г., с.324-326.
Недостатком этого способа является следующее.
Располагаемая мощность воздушного стартера (ВС) зависит от давления и температуры подаваемого на него воздуха.
Потребная мощность, необходимая для раскрутки ротора двигателя до частоты вращения, при которой начинается подача топлива в коллектора и розжиг КС, зависит от характеристик конкретного двигателя и может изменяться в процессе выработки ресурса двигателя при его эксплуатации.
Таким образом, может возникнуть ситуация, когда из-за сочетания внешних (температура и давление воздуха на входе в ВС) и внутренних («легкий» ротор двигателя) факторов при запуске двигателя с многоколлекторной КС (например, ПД-14 разработки ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, имеющего трехколлекторную КС) частота вращения ротора двигателя уже достигнет точки розжига КС, САУ включит агрегат зажигания, а объем подводящих трубопроводов и объем самих коллекторов не успеет заполниться пусковым расходом топлива. В этом случае розжиг КС начнется на частоте вращения ротора двигателя выше расчетной. Это приведет к тому, что расход воздуха через КС будет выше расчетного, пусковая смесь будет «беднее» расчетной, розжиг КС может не получиться, что приведет к невозможности запуска двигателя.
Это снижает надежность работы двигателя и может привести к невыполнению полетного задания самолета.
Целью изобретения является повышение качества работы САУ ГТД и, как следствие, повышение надежности запуска ГТД.
Поставленная цель достигается тем, что в способе управления запуском ГТД заключающемся в том, что включают воздушный стартер (ВС) и начинают раскрутку ротора двигателя, измеряют частоту вращения ротора двигателя, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель определяют расход топлива, необходимый для розжига камеры сгорания (КС) двигателя, и при достижении частотой наперед заданного значения, определяемого для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе ПСИ двигателя, подают расход розжига в КС, дополнительно для регулирования мощности ВС измеряют давление и температуру воздуха перед ВС и регулируют давление воздуха перед ВС с помощью воздушной заслонки таким образом, чтобы частота вращения ротора двигателя от момента начала подачи пускового топлива в КС до момента розжига КС, фиксируемого по скачкообразному росту температуры газов за турбиной, оставалась постоянной.
На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.
Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 (ЭР), блок 3 исполнительных элементов (ИЭ), выходы которого подключены к дозатору 4 расхода топлива в КС, заслонке 5 ВС (на фигуре не показан) и агрегату 6 зажигания (АЗ).
Устройство работает следующим образом.
По команде из кабины пилота «Запуск» ЭР 2 выдает команды в блок 3, по которым открывается входная заслонка 5 ВС - включается ВС и начинается раскрутка ротора двигателя.
С помощью БД 1 в ЭР 2 измеряют частоту вращения ротора двигателя, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель определяют расход топлива, необходимый для розжига КС двигателя.
Так, например, для двигателя ПС-90А2 разработки ОАО «Авиадвигатель» это делают следующим образом:
где Gт роз. - расход топлива, необходимый для розжига КС;
k - коэффициент коррекции расхода розжига по тепловому состоянию двигателя (зависит от температуры воздуха за компрессором, может меняться от 0,8 до 1,2, номинал равен 1,0);
Рвх. - давление воздуха на входе в двигатель;
Твх. - температура воздуха на входе в двигатель..
При достижении частотой вращения ротора двигателя наперед заданного значения, определяемого для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе ПСИ двигателя (для двигателя ПС-90А2 это значение равно 1200 об/мин) по команде ЭР 2 с помощью блока 3 и дозатора 4 подают расход розжига к форсункам КС (на фигуре не показаны), включают АЗ 6.
Кроме этого, для регулирования мощности ВС в ЭР 2 с помощью БД 1 измеряют давление и температуру воздуха перед ВС и регулируют по командам ЭР 2 давление воздуха перед ВС с помощью заслонки 5 ВС таким образом, чтобы частота вращения ротора двигателя от момента начала подачи пускового топлива в КС до момента розжига КС, фиксируемого ЭР 2 по скачкообразному росту температуры газов за турбиной (измеряется с помощью БД 1), оставалась постоянной.
Так, например, для двигателя ПД-14 с электронным регулятором РЭД-14 разработки ОАО «СТАР», г.Пермь это реализуется следующим образом.
1. В зависимости от температуры воздуха перед ВС и высоты аэродрома определяется минимально допустимое давление воздуха на входе в стартер СтВ-14. Конкретные данные приведены ниже в таблице 1.
Таблица 1 | ||
Высота аэродрома, м | Температура воздуха, °С | Давление воздуха, кгс/см2 |
0 | меньше минус 40 | 4,3 |
от минус 40 до +15 | меняется по линейному закону от 4,3 до 3,5 | |
от +15 до +55 | меняется по линейному закону от 3,5 до 3 | |
2743 | от минус 55 до минус 40 | меняется по линейному закону от 3,25 до 3,1 |
от минус 40 до минус 3,5 | меняется по линейному закону от 3,1 до 2,7 | |
от минус 3,5 до +40 | меняется по линейному закону от 2,7 до 2,1 | |
4060 | от минус 55 до минус 12,5 | меняется по линейному закону от 2,75 до 2,3 |
от минус 12,5 до +28 | меняется по линейному закону от 2,3 до 1,85 |
2. Минимально допустимое давление воздуха перед ВС, определенное по алгоритму п.1, сравнивают с измеренным давлением воздуха перед ВС. По величине рассогласования формируют управляющее воздействие на привод заслонки ВС. Одновременно с этим измеряют частоту вращения ротора двигателя и корректируют управляющее воздействие на привод заслонки ВС (а, значит, располагаемую мощность ВС) таким образом, чтобы от момента начала подачи пускового топлива в КС до момента розжига КС частота вращения ротора двигателя оставалась постоянной, для ПД-14 это 1400 об/мин.
3. Момент розжига КС определяют по скачкообразному росту температуры газов за турбиной высокого давления, для ПД-14 это 140 К за 0,02 с.
Таким образом, за счет повышения качества работы САУ на розжиге КС двигателя обеспечивается оптимальное соотношение между расходом топлива и расходом воздуха, что повышает надежность розжига КС и, следовательно, надежность запуска двигателя.
Claims (1)
- Способ управления запуском газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что включают воздушный стартер (ВС) и начинают раскрутку ротора двигателя, измеряют частоту вращения ротора двигателя, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель определяют расход топлива, необходимый для розжига камеры сгорания (КС) двигателя, и при достижении частотой наперед заданного значения, определяемого для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе ПСИ двигателя, подают расход розжига в КС, отличающийся тем, что дополнительно для регулирования мощности ВС измеряют давление и температуру воздуха перед ВС и регулируют давление воздуха перед ВС с помощью воздушной заслонки таким образом, чтобы частота вращения ротора двигателя от момента начала подачи пускового топлива в КС до момента розжига КС, фиксируемого по скачкообразному росту температуры газов за турбиной, оставалась постоянной.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011138642/06A RU2491437C2 (ru) | 2011-09-20 | 2011-09-20 | Способ управления запуском газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011138642/06A RU2491437C2 (ru) | 2011-09-20 | 2011-09-20 | Способ управления запуском газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011138642A RU2011138642A (ru) | 2013-03-27 |
RU2491437C2 true RU2491437C2 (ru) | 2013-08-27 |
Family
ID=49124032
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011138642/06A RU2491437C2 (ru) | 2011-09-20 | 2011-09-20 | Способ управления запуском газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2491437C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109101693A (zh) * | 2018-07-16 | 2018-12-28 | 北京交通大学 | 基于风路-流体-传热协同耦合计算转子多物理场的方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2228977A (en) * | 1985-08-02 | 1990-09-12 | Lucas Ind Plc | Running control for a gas turbine engine |
RU2316663C1 (ru) * | 2006-06-13 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ дозирования топлива на запуске газотурбинного двигателя |
RU2316664C1 (ru) * | 2006-06-13 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ управления дозированием топлива на запуске газотурбинного двигателя |
RU2329388C1 (ru) * | 2006-10-05 | 2008-07-20 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ защиты газотурбинного двигателя |
RU2394165C1 (ru) * | 2008-12-29 | 2010-07-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственная фирма" Система Сервис", Санкт-Петербург | Способ управления подачей топлива на запуске газотурбинных двигателей |
-
2011
- 2011-09-20 RU RU2011138642/06A patent/RU2491437C2/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2228977A (en) * | 1985-08-02 | 1990-09-12 | Lucas Ind Plc | Running control for a gas turbine engine |
RU2316663C1 (ru) * | 2006-06-13 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ дозирования топлива на запуске газотурбинного двигателя |
RU2316664C1 (ru) * | 2006-06-13 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ управления дозированием топлива на запуске газотурбинного двигателя |
RU2329388C1 (ru) * | 2006-10-05 | 2008-07-20 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ защиты газотурбинного двигателя |
RU2394165C1 (ru) * | 2008-12-29 | 2010-07-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственная фирма" Система Сервис", Санкт-Петербург | Способ управления подачей топлива на запуске газотурбинных двигателей |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ЧЕРКАСОВ Б.А. Автоматика и регулирование ВРД. - М.: Машиностроение, 1988, с.324-326. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109101693A (zh) * | 2018-07-16 | 2018-12-28 | 北京交通大学 | 基于风路-流体-传热协同耦合计算转子多物理场的方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2011138642A (ru) | 2013-03-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2646521C2 (ru) | Способ и система запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата | |
CN106321252B (zh) | 一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和系统 | |
US9512784B2 (en) | Free gas turbine with constant temperature-corrected gas generator speed | |
CN102317600B (zh) | 用于控制燃气涡轮机的方法和系统以及包括该系统的燃气涡轮机 | |
US10227931B2 (en) | Variable inlet guide vane scheduling | |
RU2503840C2 (ru) | Способ и система регулирования подачи топлива при запуске газотурбинной установки | |
US10094292B2 (en) | Method of acceleration control during APU starting | |
CN109611217B (zh) | 一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法 | |
EP3118437B1 (en) | Gas turbine engine fuel scheduling | |
RU2438031C2 (ru) | Способ управления расходом топлива в форсажную камеру сгорания газотурбинного двигателя | |
EP3994349B1 (fr) | Turbogénérateur avec système de régulation simplifié pour aéronef | |
RU2491437C2 (ru) | Способ управления запуском газотурбинного двигателя | |
RU2435973C1 (ru) | Способ управления расходом топлива на запуске газотурбинного двигателя | |
RU2431051C1 (ru) | Способ управления газотурбинной установкой | |
RU2480601C2 (ru) | Способ управления запуском газотурбинного двигателя | |
RU2425238C2 (ru) | Устройство для управления газотурбинным двигателем | |
US11760500B2 (en) | Systems and methods for filling a fuel manifold of a gas turbine engine | |
RU2482024C2 (ru) | Способ управления силовой установкой вертолета | |
RU2435970C1 (ru) | Способ управления газотурбинной установкой | |
RU2493051C2 (ru) | Способ управления турбовинтовой силовой установкой самолета | |
RU2658709C2 (ru) | Устройство управления механизацией компрессора газотурбинного двигателя | |
RU2781460C1 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания | |
RU2425996C1 (ru) | Способ управления газотурбинной установкой | |
RU2500911C2 (ru) | Способ управления расходом топлива в двухтопливную камеру сгорания судовой газотурбинной установки | |
RU2436978C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |