RU2623605C1 - Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя - Google Patents
Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2623605C1 RU2623605C1 RU2016132674A RU2016132674A RU2623605C1 RU 2623605 C1 RU2623605 C1 RU 2623605C1 RU 2016132674 A RU2016132674 A RU 2016132674A RU 2016132674 A RU2016132674 A RU 2016132674A RU 2623605 C1 RU2623605 C1 RU 2623605C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- low
- engine
- speed
- pressure
- pressure rotor
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления турбореактивными двигателями. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель и температуры газов за турбиной низкого давления, регулирование частоты вращения ротора низкого давления, дозирование расхода топлива в камеру сгорания и регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления. Для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках, а регулирование частоты вращения ротора низкого давления производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания и положения направляющих аппаратов компрессора низкого давления, при этом регулирование частоты вращения производят до достижения частоты вращения ротора низкого давления предельно допустимых значений. Изобретение позволяет достичь максимальное значение тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления двухвальными турбореактивными двигателями с регулируемыми направляющими компрессора низкого давления.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является известный способ управления газотурбинным двигателем, в котором измеряют частоту вращения ротора низкого давления (РНД), положение рычага управления двигателем РУД, температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной низкого давления, регулируют частоту вращения ротора низкого давления, дозируют расход топлива в камеру сгорания, регулируют величину угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления.
В известном устройстве поддерживают заданное значение одного из параметров двигателя (частоту вращения РНД, РВД, температуру за турбиной) посредством изменения расхода топлива.
Система, реализующая приведенный выше способ, содержит последовательно соединенные: блок датчиков температуры газов за турбиной низкого давления (дат. Ттв), частоты вращения ротора низкого давления (дат. Nрнд), температуры воздуха на входе в двигатель (дат. Твх), задатчики параметров ГТД (задатчик частоты вращения РНД (Задат. Nрнд), задатчик температуры за турбиной (Задат. Ттв)), блоки регуляторов частоты вращения РНД (рег-р Nрнд) и температуры за турбиной (рег-р Ттв), селектор минимума (MIN) и устройство управления расходом топлива (УУ Gt).
В процессе работы, в зависимости от измеренной датчиком Твх температуры на входе ГТД, задатчиками формируются соответственно заданные Nрнд и Ттв. Блоки регулятора, сравнивая заданные значения с измеренными датчиками, рассчитывают необходимое воздействие на дозатор расхода топлива для поддержания каждого из параметров соответственно. Селектор минимума выбирает минимальное воздействие и подает его на дозатор расхода топлива, который обеспечивает изменение расхода топлива для поддержания заданного задатчиком значения /RU 115832 U1, «НПП «Темп» им. Ф. Короткова, 10.05.2012/.
Если в области максимальных режимов двигателя есть ограничения на диапазон частот вращения компрессора, например, из-за резонансов лопаток, такой способ управления не является оптимальным, так как не позволяет поддерживать частоту вращения ниже или выше области резонанса. Снижение частоты вращения нежелательно из-за потери тяги, возможность повышения частоты вращения ограничена предельно допустимой температурой газов за турбиной.
Задачей предлагаемого изобретения является исключение работы двигателя в зоне резонанса и повышение таким образом ресурса работы при сохранении тяги.
Ожидаемый технический результат заключается в достижении максимального значения тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем РУД, температуры воздуха на входе в двигатель и температуры газов за турбиной низкого давления, регулирование частоты вращения ротора низкого давления, дозирование расхода топлива в камеру сгорания и регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления, по предложению для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках, а регулирование частоты вращения ротора низкого давления производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания и положения направляющих аппаратов компрессора низкого давления, при этом регулирование частоты вращения производят до достижения частоты вращения ротора низкого давления предельно допустимых значений.
Допустимый уровень напряжений - такой уровень напряжений, при котором возможна кратковременная работа в течение 5-10 с, или суммарное время работы за ресурс двигателя не должно превышать 3-5 минут.
Частота вращения ротора низкого давления двигателя определяется расходом топлива. Ограничение по температуре задает максимально допустимое значение расхода топлива и, как следствие, максимальное значение частоты вращения РНД. Достижение заданной частоты вращения выше зоны резонанса достигается за счет управления положением направляющих аппаратов компрессора. Номинальное положение направляющих аппаратов компрессора низкого давления формируется в зависимости от его приведенной частоты вращения. При прикрытии направляющих аппаратов относительно номинального значения частота вращения повышается. Необходимо определить величину прикрытия направляющих аппаратов от номинального положения, которая обеспечит повышение частоты вращения до заданного значения. Рассчитать эту величину для всех условий работы с учетом изменения характеристик по мере выработки ресурса двигателя невозможно. Поэтому задача решается дополнительным регулятором, который прикрывает направляющие аппараты до достижения заданного значения частоты вращения.
Сущность заявленного изобретения поясняется фиг. 1 и фиг. 2.
На фиг. 1 представлена схема системы регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя.
На фиг. 2 представлена зависимость заданного значения частоты вращения от температуры на входе в двигатель.
Система регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя (фиг. 1) оснащена датчиками измерения параметров его работы, задатчиками измеряемых параметров и регуляторами параметров ГТД:
1 - газотурбинный двигатель,
2 - датчик температуры газов за турбиной низкого давления,
3 - датчик частоты вращения ротора низкого давления,
4 - датчик температуры воздуха на входе в двигатель,
5 - датчик положения направляющих аппаратов (НА),
6 - задатчик температуры газов за турбиной низкого давления,
7 - задатчик частоты вращения ротора низкого давления,
8 - блок формирования приведенной частоты вращения ротора низкого давления,
9 - задатчик положения направляющих аппаратов (НА),
10 - ограничитель температуры газов (Тг) за турбиной низкого давления,
11 - регулятор частоты вращения ротора низкого давления,
12 - управляемый ключ,
13 - суммирующий усилитель,
14 - компаратор,
15 - регулятор положения направляющих аппаратов (НА),
16 - селектор минимума,
17 - дозатор топлива
18 - привод направляющих аппаратов компрессора.
Заданный режим работы двигателя поддерживается регулятором частоты вращения компрессора низкого давления 11, который сравнивает заданное задатчиком 7 и измеренное датчиком 3 значения частоты вращения и формирует управляющий сигнал на дозатор топлива 17.
Задатчик 7 формирует заданное значение в зависимости от измеренной датчиком 4 температуры на входе в двигатель ниже или выше области резонанса. Зависимость заданного значения частоты вращения от температуры на входе в двигатель выбирается расчетным путем из условия достижения оптимальных параметров двигателя, характер зависимости представлен на чертеже 1.
Ограничитель температуры газов за турбиной 10 сравнивает заданное задатчиком 6 и измеренное датчиком 2 значения температуры газов за турбиной и формирует выходной сигнал управления дозатором на снижение расхода топлива при превышении максимально допустимого значения температуры газов. Снижение расхода происходит до тех пор, пока температура не снизится до допустимого значения.
Селектор минимума 16 выбирает меньшее из выходных сигналов регулятора частоты вращения 11 и ограничителя температуры газов 10 значение и подает его на вход дозатора топлива 17. При этом, пока температуры газов за турбиной ниже заданного задатчиком 6 максимально допустимого значения, расход выходной сигнал селектора минимума 16 равен выходу регулятора частоты вращения 11. При этом обеспечивается поддержание заданного задатчиком частоты вращения 7 значение частоты. При достижении максимального значения температуры газов селектор минимума выбирает выходной сигнал ограничителя температуры газов 10, и частота вращения начинает снижаться ниже заданного задатчиком частоты 7 значения.
Блок формирования приведенной частоты вращения компрессора низкого давления 8 в зависимости от сигналов датчиков частоты вращения 3 и температуры воздуха на входе в двигатель 2 формирует сигнал приведенной частоты вращения nпр в соответствии с зависимостью:
n - значение физической частоты вращения,
nпр - значение приведенной частоты вращения,
Твх - значение температуры воздуха на входе в двигатель.
Задатчик положения направляющих аппаратов 9 в зависимости от приведенной частоты вращения РНД формирует заданное значение положения направляющих аппаратов. Регулятор положения направляющих аппаратов 15 сравнивает заданное задатчиком 9 и измеренное датчиком положения 5 фактическое положения направляющих аппаратов и формирует сигнал управления на привод направляющих аппаратов 18 для поддержания заданного положения.
Если выход селектора минимума 16 равен выходу регулятора частоты вращения 11, входы компаратора 14 равны, и его выходной сигнал равен логическому нулю. При этом ключ 12 разомкнут, и выход суммирующего усилителя 13 равен его входу. При этом направляющие аппараты устанавливаются в положение, формируемое задатчиком 9.
Если температура газов за турбиной достигла максимального значения и выход селектора минимума 16 равен выходу ограничителя температуры 10, разность выходных сигналов селектора минимума 16 и регулятора частоты вращения 11 становится положительной. При этом на выходе компаратора 14 формируется логический сигнал, равный 1. Этот сигнал поступает на управляющий вход управляемого ключа 12, который замыкается и подает положительный выходной сигнал регулятора частоты вращения на вычитающий вход суммирующего усилителя 13. Заданное значение положения направляющих аппаратов снижается, и регулятор положения 15 прикрывает направляющие аппараты. В результате частота вращения компрессора повышается до тех пор, пока не достигнет заданного задатчиком частоты 7 значения.
Предлагаемый способ регулирования позволяет исключить работу двигателя в зоне резонанса, достичь максимальное значение тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий.
Claims (4)
- Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя, включающий измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем РУД, температуры воздуха на входе в двигатель и температуры газов за турбиной низкого давления, регулирование частоты вращения ротора низкого давления, дозирование расхода топлива в камеру сгорания и регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления,
- отличающийся тем, что
- для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках,
- а регулирование частоты вращения ротора низкого давления производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания и положения направляющих аппаратов компрессора низкого давления, при этом регулирование частоты вращения производят до достижения частоты вращения ротора низкого давления предельно допустимых значений.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016132674A RU2623605C1 (ru) | 2016-08-09 | 2016-08-09 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016132674A RU2623605C1 (ru) | 2016-08-09 | 2016-08-09 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2623605C1 true RU2623605C1 (ru) | 2017-06-28 |
Family
ID=59312288
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016132674A RU2623605C1 (ru) | 2016-08-09 | 2016-08-09 | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2623605C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2696516C1 (ru) * | 2018-10-10 | 2019-08-02 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора |
| RU2778417C1 (ru) * | 2021-07-07 | 2022-08-18 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессоров высокого и низкого давления |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4794755A (en) * | 1987-05-14 | 1989-01-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Back-up control system for F101 engine and its derivatives |
| RU2350787C2 (ru) * | 2007-04-13 | 2009-03-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Высокопроизводительный малошумящий компрессор низкого давления газотурбинного двигателя с высокой степенью двухконтурности |
| RU97455U1 (ru) * | 2010-04-16 | 2010-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Устройство управления положением направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя |
| RU2422682C1 (ru) * | 2009-12-30 | 2011-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (ФГУП "НПЦ газотурбостроения "Салют") | Система управления положением направляющих аппаратов компрессора двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU115832U1 (ru) * | 2011-12-14 | 2012-05-10 | Российская Федерация, от имени котрой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации | Система управления газотурбинным двигателем |
-
2016
- 2016-08-09 RU RU2016132674A patent/RU2623605C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4794755A (en) * | 1987-05-14 | 1989-01-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Back-up control system for F101 engine and its derivatives |
| RU2350787C2 (ru) * | 2007-04-13 | 2009-03-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Высокопроизводительный малошумящий компрессор низкого давления газотурбинного двигателя с высокой степенью двухконтурности |
| RU2422682C1 (ru) * | 2009-12-30 | 2011-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (ФГУП "НПЦ газотурбостроения "Салют") | Система управления положением направляющих аппаратов компрессора двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU97455U1 (ru) * | 2010-04-16 | 2010-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Устройство управления положением направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя |
| RU115832U1 (ru) * | 2011-12-14 | 2012-05-10 | Российская Федерация, от имени котрой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации | Система управления газотурбинным двигателем |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2696516C1 (ru) * | 2018-10-10 | 2019-08-02 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора |
| RU2778417C1 (ru) * | 2021-07-07 | 2022-08-18 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессоров высокого и низкого давления |
| RU2781456C1 (ru) * | 2021-12-16 | 2022-10-12 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя |
| RU2786969C1 (ru) * | 2022-02-24 | 2022-12-26 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ управления подачей топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4831820B2 (ja) | ガスタービン出力学習回路及びこれを備えたガスタービンの燃焼制御装置 | |
| US9133772B2 (en) | Fuel system | |
| US10890117B2 (en) | Fluid supply system for turbine engine, including an adjustable flow pump and a fluid metering device | |
| JP2011058494A (ja) | サージマージン制御 | |
| WO2016035416A1 (ja) | 制御装置、システム及び制御方法、並びに動力制御装置、ガスタービン及び動力制御方法 | |
| US9303566B2 (en) | Method for optimizing the control of a free turbine power package for an aircraft, and control for implementing same | |
| US10550716B2 (en) | Gas turbine inlet guide vane control device, system and control method | |
| EP2902606B1 (en) | Method for operating a gas turbine at part load | |
| RU2623849C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя | |
| US20100256888A1 (en) | Method and system for actively tuning a valve | |
| RU2623605C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя | |
| JPS63131844A (ja) | 内燃機関の回転数制御装置 | |
| RU2627627C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя | |
| RU2395704C1 (ru) | Система управления газотурбинным двигателем | |
| KR20130090832A (ko) | 터빈 엔진의 조절 장치 및 방법과 항공기 | |
| EP2846021A1 (en) | Two-shaft gas turbine | |
| RU2422682C1 (ru) | Система управления положением направляющих аппаратов компрессора двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| JP6267087B2 (ja) | 動力制御装置、ガスタービン及び動力制御方法 | |
| WO2009016665A1 (en) | Device and method for regulating the exhaust temperature of a gas turbine | |
| RU2634997C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления | |
| RU2730568C1 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем | |
| RU2691287C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| RU112725U1 (ru) | Система управления положением направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя | |
| EP1990521A1 (en) | Pressure dynamics reduction within a gas turbine engine | |
| RU2774564C1 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |