RU2569466C1 - Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата - Google Patents
Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата Download PDFInfo
- 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
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:
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)
- 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.
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)
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)
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 |
-
2014
- 2014-10-06 RU RU2014140275/06A patent/RU2569466C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
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)
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 |