RU2569466C1 - Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата - Google Patents

Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2569466C1
RU2569466C1 RU2014140275/06A RU2014140275A RU2569466C1 RU 2569466 C1 RU2569466 C1 RU 2569466C1 RU 2014140275/06 A RU2014140275/06 A RU 2014140275/06A RU 2014140275 A RU2014140275 A RU 2014140275A RU 2569466 C1 RU2569466 C1 RU 2569466C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
input
output
combustion
fuel
Prior art date
Application number
RU2014140275/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Андрей Александрович Пахольченко
Сергей Александрович Маяцкий
Тарас Васильевич Грасько
Тимерхан Мусагитович Хакимов
Original Assignee
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
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 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority to RU2014140275/06A priority Critical patent/RU2569466C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2569466C1 publication Critical patent/RU2569466C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы камеры сгорания изменяемой геометрии, т.е. изменяемого объема и изменяемого проходного сечения отверстий жаровой трубы. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом камеры сгорания за счет корректировки заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в зависимости от значения коэффициента полноты сгорания топлива. Дополнительно введены последовательно соединенные вычислитель коэффициента полноты сгорания топлива и схема сравнения, выход которой соединен с входом программного блока, а также датчик индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC), установленный на выходе основной камеры сгорания, выход которого соединен с входом вычислителя коэффициента полноты сгорания топлива, при этом на второй вход схемы сравнения подается заданное значение коэффициента полноты сгорания топлива. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы камеры сгорания изменяемой геометрии, т.е. изменяемого объема и изменяемого проходного сечения отверстий жаровой трубы.
Наиболее близким по технической сущности заявляемому изобретению является система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя, которая содержит подвижные элементы камеры сгорания, первый сумматор и поляризованный переключатель, второе устройство сравнения, датчик положения подвижных элементов, датчик положения рычага управления двигателем, датчик температуры и датчик полного давления заторможенного потока на входе в основную камеру сгорания (ОКС), датчик статического давления потока, привод подвижных элементов, первое устройство сравнения с подключенным к его первому и второму входам измерителем, программный блок. Недостатком системы является низкая эффективность управления рабочим процессом камеры сгорания, обусловленная тем, что обеспечение оптимальных характеристик камеры сгорания осуществляется путем изменения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения αПЗГ в пределах от 0,5 до 1,5.
Согласно [Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД: Пер. с англ. М.: Мир, 1986, с. 86], его значение близко 1, в своей работе [Мингазов Б.Г. «Камеры сгорания газотурбинных двигателей. Конструкция, моделирование процессов и расчет» Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2006, с. 211] рекомендует оптимальное значение 1,2, а [Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник для студентов вузов / В.В. Кулагин. - М.: Машиностроение, 2003, с. 161] считает, что оптимальное значение должно быть 1,3, т.е. при этих значениях коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения будет достигнуто максимальное значение коэффициента полноты сгорания топлива.
Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом камеры сгорания за счет корректировки заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в зависимости от значения коэффициента полноты сгорания топлива.
Указанный технический результат достигается тем, что в известной системе управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата, имеющей подвижные элементы, содержащей первое устройство сравнения с подключенными к его первому и второму входам измерителем и программным блоком, привод подвижных элементов камеры сгорания, последовательно соединенные датчик положения подвижных элементов камеры сгорания, второе устройство сравнения, первый сумматор и поляризованный переключатель, датчик положения рычага управления двигателем, а также датчик температуры и датчик полного давления заторможенного потока на входе в камеру сгорания, датчик статического давления на высоте полета, подключенные к измерителю, выход датчика положения подвижных элементов камеры сгорания подключен к первому входу измерителя, второй вход которого подключен к выходу датчика положения рычага управления двигателем и ко второму входу второго устройства сравнения, выход первого устройства сравнения подключен ко второму входу первого сумматора, а поляризованный переключатель связан с приводом подвижных элементов камеры сгорания, дополнительно введены последовательно соединенные вычислитель коэффициента полноты сгорания топлива и схема сравнения, выход которой соединен с входом программного блока, а также датчик 17 индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC), установленный на выходе основной камеры сгорания, выход которого соединен с входом вычислителя коэффициента полноты сгорания топлива, при этом на второй вход схемы сравнения подается заданное значение коэффициента полноты сгорания топлива.
Сущность изобретения заключается в следующем. Известно [Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД: Пер. с англ. М.: Мир, 1986, с. 190], что эффективность рабочего процесса основной камеры сгорания определяется коэффициентом полноты сгорания топлива, который зависит от уровня содержания индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC). Эта зависимость приведена в книге Григорьев А.В., Митрофанов В.А., Рудаков О.А., Саливон Н.Д. Теория камеры сгорания / под ред. О.А. Рудакова - СПб.: Наука, 2010, с. 135:
Figure 00000001
где ηГ - коэффициент полноты сгорания топлива, EIHC, EICO - индексы эмиссии (HC) и (CO), определяемые датчиками.
Поэтому согласно изобретению на выходе камеры сгорания определяют индексы эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC) и вычисляют текущее значение коэффициента полноты сгорания топлива, которое сравнивают с заданным, соответствующим высокой эффективности рабочего процесса ОКС. Заданное значение коэффициента полноты сгорания топлива находится в пределах от 0,98 до 0,995 см, например [Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник для студентов вузов / В.В. Кулагин. - М.: Машиностроение, 2003, с. 161].
Если текущее значение коэффициента полноты сгорания топлива не соответствует заданному, то в программном блоке осуществляется корректировка заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения.
Этим достигается указанный в изобретении технический результат.
Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата приведена на чертеже, где обозначено: камера сгорания изменяемой геометрии 1, подвижные элементы 2, первое устройство сравнения 3 с подключенными к его первому и второму входам измерителя текущего значения коэффициента избытка воздуха в камере сгорания 4 и программным блоком 5, на вход которого поступает сигнал от схемы сравнения 15, при этом на второй вход схемы сравнения подается заданное значение коэффициента полноты сгорания топлива, первый вход которой соединен с выходом последовательно соединенного вычислителя коэффициента полноты сгорания топлива 16 и датчик 17 индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC), привод 6 подвижных элементов 2 камеры сгорания 1, последовательно соединенные датчик 7 положения подвижных элементов 2 камеры сгорания 1, второе устройство сравнения 8, первый сумматор 9 и поляризованный переключатель 10, датчик положения рычага управления двигателем 11, а также датчики 12 и 13 температуры и полного давления заторможенного потока на входе в камеру сгорания 1 и датчик 14 статического давления на высоте полета, подключенные к измерителю 4, выход датчика 7 положения подвижных элементов 2 камеры сгорания 1 подключен к первому входу измерителя 4, второй вход которого подключен к выходу датчика 11 положения рычага управления двигателем и ко второму входу второго устройства сравнения 8, выход первого устройства сравнения 3 подключен ко второму входу первого сумматора 9, а поляризованный переключатель 10 связан с приводом 6 подвижных элементов 2 камеры сгорания 1.
Назначение схемы сравнения 15 и датчика 17 индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов ( HC) ясны из их названия.
Схема сравнения может быть выполнена, например, в виде компаратора, см., например [Антипенский Р.В., Змий Б.В., Клочков Г.Л. Электроника и схемотехника. Воронеж: ВАИУ, 2009, с. 289].
В качестве датчика индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC) может быть использован, например, газовый хроматограф, см. [http://www.chromatec.ru, дата обращения 16.07.2014 г.], который измеряет их массовую концентрацию и по массовому расходу топлива выдает сигнал значения индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC).
Вычислитель коэффициента полноты сгорания топлива предназначен для определения коэффициента полноты сгорания по формуле 1 и может быть реализован, например, в виде вычислителя на базе микроконтроллера, см. [Бродин В.Б., Калинин А.В. Системы на микроконтроллерах и БИС программируемой логики. М.: ЭКОМ, 2002, с. 135].
Программный блок 5 в отличие от известного дополнительно обеспечивает формирование скорректированного сигнала заданного значение коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения на величину +Δα на участке режимов работы двигателя от запуска до «Малого газа» и на величину -Δα на участке от «Малого газа» до «Максимала».
Система функционирует аналогично прототипу. В отличие от прототипа датчик 17 индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC) выдает сигнал значения индексов эмиссии EIHC и EICO на вход вычислителя коэффициента полноты сгорания топлива 16 соответственно, где осуществляется его расчет по формуле 1.
Если расчетное значение коэффициента полноты сгорания топлива не соответствует заданному, то схема сравнения 15 выдает сигнал в программный блок 5, который на основании этого сигнала корректирует заданное значение коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения на фиксированную величину Δα.
Этим достигается указанный технический результат.

Claims (1)

  1. Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата, имеющей подвижные элементы, содержащая первое устройство сравнения с подключенными к его первому и второму входам измерителем и программным блоком, привод подвижных элементов камеры сгорания, последовательно соединенные датчик положения подвижных элементов камеры сгорания, второе устройство сравнения, первый сумматор и поляризованный переключатель, датчик положения рычага управления двигателем, а также датчик температуры и датчик полного давления заторможенного потока на входе в камеру сгорания, датчик статического давления на высоте полета, подключенные к измерителю, выход датчика положения подвижных элементов камеры сгорания подключен к первому входу измерителя, второй вход которого подключен к выходу датчика положения рычага управления двигателем и к второму входу второго устройства сравнения, выход первого устройства сравнения подключен к второму входу первого сумматора, а поляризованный переключатель связан с приводом подвижных элементов камеры сгорания, отличающаяся тем, что дополнительно введены последовательно соединенные вычислитель коэффициента полноты сгорания топлива и схема сравнения, выход которой соединен с входом программного блока, а также датчик индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC), установленный на выходе основной камеры сгорания, выход которого соединен с входом вычислителя коэффициента полноты сгорания топлива, при этом на второй вход схемы сравнения подается заданное значение коэффициента полноты сгорания топлива.
RU2014140275/06A 2014-10-06 2014-10-06 Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата RU2569466C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014140275/06A RU2569466C1 (ru) 2014-10-06 2014-10-06 Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014140275/06A RU2569466C1 (ru) 2014-10-06 2014-10-06 Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2569466C1 true RU2569466C1 (ru) 2015-11-27

Family

ID=54753495

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014140275/06A RU2569466C1 (ru) 2014-10-06 2014-10-06 Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2569466C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111664011A (zh) * 2019-03-07 2020-09-15 劳斯莱斯有限公司 燃料控制系统

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU714867A1 (ru) * 1978-07-31 1991-10-30 Предприятие П/Я М-5147 Камера сгорани
RU25069U1 (ru) * 2002-03-21 2002-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И.Баранова Теплогенераторное устройство
EP1416136B1 (fr) * 2002-10-30 2005-06-01 Hispano-Suiza Dispositif de dosage de carburant à soupape de régulation compensée dans une turbomachine
RU2272964C2 (ru) * 2001-02-06 2006-03-27 Вольво Аэро Корпорейшн Способ и устройство для подачи топлива в камеру сгорания
FR2882098B1 (fr) * 2005-02-17 2011-07-15 Hispano Suiza Sa Regulation du debit de carburant alimentant un moteur a turbine a gaz
RU2525362C2 (ru) * 2009-04-29 2014-08-10 Снекма Способ и устройство подачи регулируемого потока топлива в камеру сгорания турбомашины

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU714867A1 (ru) * 1978-07-31 1991-10-30 Предприятие П/Я М-5147 Камера сгорани
RU2272964C2 (ru) * 2001-02-06 2006-03-27 Вольво Аэро Корпорейшн Способ и устройство для подачи топлива в камеру сгорания
RU25069U1 (ru) * 2002-03-21 2002-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И.Баранова Теплогенераторное устройство
EP1416136B1 (fr) * 2002-10-30 2005-06-01 Hispano-Suiza Dispositif de dosage de carburant à soupape de régulation compensée dans une turbomachine
FR2882098B1 (fr) * 2005-02-17 2011-07-15 Hispano Suiza Sa Regulation du debit de carburant alimentant un moteur a turbine a gaz
RU2525362C2 (ru) * 2009-04-29 2014-08-10 Снекма Способ и устройство подачи регулируемого потока топлива в камеру сгорания турбомашины

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111664011A (zh) * 2019-03-07 2020-09-15 劳斯莱斯有限公司 燃料控制系统
CN111664011B (zh) * 2019-03-07 2023-11-21 劳斯莱斯有限公司 燃料控制系统

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2641981C2 (ru) Интеллектуальный способ управления с прогнозирующей способностью контроля выбросов
MX2018003059A (es) Sistema y metodo para mejorar el funcionamiento de motores de combustion que emplean combustibles primarios y secundarios.
RU2014115622A (ru) Способ эксплуатации двигателя с датчиком влажности
RU2015142449A (ru) Способ и система управления кислородным датчиком регулируемого напряжения
RU2569466C1 (ru) Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата
RU2017113814A (ru) Способ определения режима выбросов
WO2014189593A3 (en) Capacity control of turbine by the use of a reheat combustor in multishaft engine
UA103413C2 (en) Gas-turbine engine
RU2013143479A (ru) Цифровая электронная система управления с встроенной полной термогазодинамической математической моделью газотурбинного двигателя и авиационный газотурбинный двигатель
BR112015017838A2 (pt) sistema de controle de motor de combustão interna
RU2578012C1 (ru) Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя
US9732961B2 (en) Online estimation of specific gravity of gas fuel
RU2665567C1 (ru) Способ управления форсажной камерой сгорания
RU2602705C1 (ru) Способ управления основной камерой сгорания газотурбинного двигателя
RU2592562C1 (ru) Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя
RU2660214C1 (ru) Способ испытаний газотурбинного двигателя
Dursun et al. Modeling of performance and thermodynamic metrics of a conceptual turboprop engine by comparing different machine learning approaches
CY1124589T1 (el) Βαλβιδα ελεγχου ροης αεριων και θορυβου και συστημα καυσαεριου
Beccari et al. Calibration of a knock prediction model for the combustion of gasoline-LPG mixtures in spark ignition engines
RU2708474C2 (ru) Система управления форсажной камерой сгорания
RU2015147249A (ru) Способ и система управления двигетелем с системой рециркуляции отработавших газов и турбонагревателем
CN103443436A (zh) 气体发动机的控制装置
RU2665011C2 (ru) Способ и система регулирования рабочей температуры устройства создания давления наддува транспортного средства и транспортное средство, содержащее систему для регулирования температуры
RU2389008C1 (ru) Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой
RU2016144143A (ru) Устройство управления и способ управления для управления двигателем внутреннего сгорания

Legal Events

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

Effective date: 20171007