RU2693338C1 - Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2693338C1 RU2693338C1 RU2018141172A RU2018141172A RU2693338C1 RU 2693338 C1 RU2693338 C1 RU 2693338C1 RU 2018141172 A RU2018141172 A RU 2018141172A RU 2018141172 A RU2018141172 A RU 2018141172A RU 2693338 C1 RU2693338 C1 RU 2693338C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ignition unit
- pressure
- temperature
- value
- combustion chamber
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 27
- 230000008033 biological extinction Effects 0.000 title claims abstract description 26
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 10
- 239000007858 starting material Substances 0.000 abstract description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/46—Emergency fuel control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях. Способ заключается в том, что измеряют основные параметры, характеризующие работу двигателя и сравнивают с уставками. В момент включения агрегата зажигания запоминают значение частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп и значение температуры за турбиной высокого давления Твдхп, после формирования розжига камеры сгорания и отключения агрегата зажигания, контролируют частоту вращения ротора высокого давления и температуру за турбиной высокого давления. Частоту вращения ротора высокого давления Nвд сравнивают со значением частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд. Температуру за турбиной высокого давления Твд сравнивают со значением температуры Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд. При снижении частоты вращения ротора высокого давления Nвд ниже значения частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд и снижении температуры за турбиной высокого давления Твд ниже значения температуры за турбиной высокого давления Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, формируют признак погасания камеры сгорания. Одновременно выполняют отсечку топлива. Предлагаемый способ позволяет повысить надежность функционирования газотурбинного двигателя за счет снижения вероятности пропуска погасания камеры сгорания, в том числе, при работающем стартере. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях.
Наиболее близким аналогом по технической сущности и принятым за прототип, является способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя (Патент RU №2430252, МПК F02C 9/46, публ. 27.09.2011), заключающийся в том, что измеряют основные параметры, характеризующие работу двигателя - частоту вращения ротора высокого давления, давление за компрессором и температуру за турбиной, сравнивают с уставками и формируют признак погасания.
Недостатком известного способа является низкая надежность функционирования алгоритма контроля погасания камеры сгорания только по производным параметров частоты вращения ротора, давления за компрессором и температуры за турбиной.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа является повышение надежности функционирования газотурбинного двигателя за счет надежной работы алгоритма определения погасания камеры сгорания, например, в случае погасания КС при работающем стартере, когда алгоритм определения погасания по контролю производных не работает.
Техническая проблема определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя решается способом заключающемся в том, что измеряют основные параметры, характеризующие работу двигателя, частоту вращения ротора высокого давления и температуру за турбиной высокого давления, сравнивают с уставками и формируют признак погасания, согласно изобретению, в момент включения агрегата зажигания запоминают значение частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп и значение температуры за турбиной высокого давления Твдхп, после формирования розжига камеры сгорания и отключения агрегата зажигания, контролируют частоту вращения ротора высокого давления и температуру за турбиной высокого давления, частоту вращения ротора высокого давления Nвд сравнивают со значением частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд, температуру за турбиной высокого давления Твд сравнивают со значением температуры Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, при снижении частоты вращения ротора высокого давления Nвд ниже значения частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд и снижении температуры за турбиной высокого давления Твд ниже значения температуры за турбиной высокого давления Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, формируют признак погасания камеры сгорания и одновременно выполняют отсечку топлива.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, в момент включения агрегата зажигания запоминают значение частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп и значение температуры за турбиной высокого давления Твдхп, после формирования розжига камеры сгорания и отключения агрегата зажигания, контролируют частоту вращения ротора высокого давления и температуру за турбиной высокого давления, частоту вращения ротора высокого давления Nвд сравнивают со значением частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд, температуру за турбиной высокого давления Твд сравнивают со значением температуры Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, при снижении частоты вращения ротора высокого давления Nвд ниже значения частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд и снижении температуры за турбиной высокого давления Твд ниже значения температуры за турбиной высокого давления Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, формируют признак погасания камеры сгорания (КС) и одновременно выполняют отсечку топлива, что позволяет определить погасание камеры сгорания на всех этапах запуска двигателя, в том числе и при работающем стартере, когда алгоритм определения погасания КС с использованием производных по частоте вращения ротора и температуре за турбиной не работает и, следовательно, позволяет повысить надежность функционирования газотурбинного двигателя за счет снижения вероятности пропуска погасания КС.
На фиг. 1 представлена блок-схема газотурбинного двигателя. Узлы газотурбинного двигателя показаны схематично: компрессор высокого давления 1, агрегат зажигания 2, камера сгорания 3, турбина высокого давления 4, ротор высокого давления 5.
На фиг. 2 представлена функциональная схема осуществления предлагаемого способа, где А, Б, В, Г, Д, Е, Ж, З - логические блоки.
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя осуществляется следующим образом (фиг. 1, фиг. 2). В момент включения агрегата зажигания запоминают в блоке А значение частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп и в блоке Б запоминают значение температуры за турбиной высокого давления Твдхп. В блоке В происходит сложение частоты вращения ротора высокого давления, зафиксированной в момент включения агрегата зажигания, и первой наперед заданной величины ΔNвд. В блоке Г происходит сложение температуры за турбиной высокого давления, зафиксированной в момент включения агрегата зажигания, и второй наперед заданной величины ΔТвд. Контролируется частота вращения ротора высокого давления и температура за турбиной высокого давления. В блоке Д частота вращения ротора высокого давления Nвд сравнивается с результатом сложения частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания и первой наперед заданной величины ΔNвд из блока В. В блоке Е температура за турбиной высокого давления Твд сравнивается с результатом сложения температуры за турбиной высокого давления Твдхп до включения агрегата зажигания и второй наперед заданной величины ΔТвд из блока Г. Блок Ж (логическое «и») отслеживает одновременное наличие признака розжига и признака отключенного агрегата зажигания и передает сигнал на блок З. При выполнении условия Nвд≤Nвдхп+ΔNвд об/мин с блока Д передается сигнал на блок З, При выполнении условия Твд≤Твдхп+ΔТвд°С с блока Е передается сигнал на блок З. Блок З (логическое «и») при одновременном наличии сигналов с блоков Д, Е и Ж формирует информационный сигнал признака погасания камеры сгорания и одновременно (параллельно) команду на отсечку топлива.
Установленные условия (уставки) для газотурбинного двигателя:
Твд≤Твдхп+ΔТвд°С,
Nвд≤Nвдхп+ΔNвд об/мин, где
Nвд - частота вращения ротора высокого давления;
Nвдхп - частота вращения ротора высокого давления в момент включения агрегата зажигания, перед розжигом;
ΔNвд - первая наперед заданная величина, определяется для каждого типа двигателя, задается в диапазоне от 400 до 600 об/мин.
Твд - температура за турбиной высокого давления;
Твдхп - температура за турбиной высокого давления в момент включения агрегата зажигания, перед розжигом;
ΔТвд - вторая наперед заданная величина, определяется для каждого типа двигателя, задается в диапазоне от 50 до 70°С.
Газотурбинные двигатели с низкоэмиссионными камерами сгорания, характеризующиеся низким содержанием вредных выбросов и высокой степенью сгорания топлива, работают с так называемой «бедной смесью», то есть соотношение подаваемого в КС топлива и воздуха существенно меньше идеального стехиометрического соотношения топливо-окислитель. Это приводит к тому, что в процессе запуска и при работе двигателя вблизи «малого газа» КС работает неустойчиво. Погасание камеры сгорания происходит при прекращении увеличения расхода топлива в процессе разгона или при длительной работе на «малом газу», вызванной технологической необходимостью, пропуск момента погасания камеры сгорания может привести к выдаче от системы управления управляющего воздействия на увеличение расхода топлива по обратной связи по параметрам двигателя (например, по частоте вращения ротора), что может повлечь за собой повторное воспламенение топлива в КС и физическое ее повреждение, а также повреждение выхлопной шахты двигателя.
Для своевременного определения момента погасания камеры сгорания применяется способ, в котором измеряются основные параметры, характеризующие работу двигателя, такие как частота вращения ротора высокого давления и температура за турбиной высокого давления, полученные величины сравниваются с установленными условиями работы для конкретного двигателя (уставками) и при значениях, когда не выполняются установленные условия, формируют признак погасания камеры сгорания.
Предлагаемый способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя реализован в системах автоматического управления газотурбинных установок из состава газоперекачивающих агрегатов и газотурбинных электростанций различных мощностей.
Таким образом, предлагаемый способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить надежность функционирования газотурбинного двигателя за счет снижения вероятности пропуска погасания камеры сгорания, в том числе при работающем стартере газотурбинного двигателя.
Claims (1)
- Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что измеряют основные параметры, характеризующие работу двигателя, частоту вращения ротора высокого давления и температуру за турбиной, сравнивают с уставками и формируют признак погасания, отличающийся тем, что в момент включения агрегата зажигания запоминают значение частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп и значение температуры за турбиной высокого давления Твдхп, после формирования розжига камеры сгорания и отключения агрегата зажигания, контролируют частоту вращения ротора высокого давления и температуру за турбиной высокого давления, частоту вращения ротора высокого давления Nвд сравнивают со значением частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд, температуру за турбиной высокого давления Твд сравнивают со значением температуры Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, при снижении частоты вращения ротора высокого давления Nвд ниже значения частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд и снижении температуры за турбиной высокого давления Твд ниже значения температуры за турбиной высокого давления Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, формируют признак погасания камеры сгорания и одновременно выполняют отсечку топлива.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018141172A RU2693338C1 (ru) | 2018-11-22 | 2018-11-22 | Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018141172A RU2693338C1 (ru) | 2018-11-22 | 2018-11-22 | Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2693338C1 true RU2693338C1 (ru) | 2019-07-02 |
Family
ID=67252178
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018141172A RU2693338C1 (ru) | 2018-11-22 | 2018-11-22 | Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2693338C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2781671C1 (ru) * | 2022-05-19 | 2022-10-17 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Способ диагностики погасания малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя на запуске |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2403454C1 (ru) * | 2009-07-02 | 2010-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ защиты газотурбинного двигателя при помпаже на запуске |
| RU2430252C1 (ru) * | 2010-03-23 | 2011-09-27 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственная фирма "Система-Сервис" | Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей |
| RU2578012C1 (ru) * | 2015-03-23 | 2016-03-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя |
-
2018
- 2018-11-22 RU RU2018141172A patent/RU2693338C1/ru active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2403454C1 (ru) * | 2009-07-02 | 2010-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ защиты газотурбинного двигателя при помпаже на запуске |
| RU2430252C1 (ru) * | 2010-03-23 | 2011-09-27 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственная фирма "Система-Сервис" | Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей |
| RU2578012C1 (ru) * | 2015-03-23 | 2016-03-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2781671C1 (ru) * | 2022-05-19 | 2022-10-17 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Способ диагностики погасания малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя на запуске |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11300054B2 (en) | Fuel flow control system and method for engine start | |
| JP4688916B2 (ja) | ガスエンジンの制御装置 | |
| JP2002129991A (ja) | 内燃機関のバルブタイミング制御装置 | |
| US10480426B2 (en) | Method of controlling gas engine and gas engine drive system | |
| KR101385247B1 (ko) | 내연 기관의 작동 상태를 조정하기 위한 방법 및 장치 | |
| KR101662374B1 (ko) | 내연 기관의 제어 | |
| RU2693338C1 (ru) | Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
| KR101575329B1 (ko) | 디젤 엔진 차량의 냉시동 제어 장치 및 방법 | |
| KR20160092973A (ko) | 오토 엔진의 작동 방법 | |
| KR101601091B1 (ko) | 터보차저를 구비한 엔진의 제어 장치 및 이를 이용한 제어 방법 | |
| KR101656128B1 (ko) | 내연 기관의 제어 | |
| US6836720B2 (en) | Offload control of turboalternator with rich burn quick quench lean burn combustor to prevent blowout of combustor | |
| CN114718736A (zh) | 一种适用于不同环境下的燃气轮机最佳点火位置调控方法 | |
| RU2781671C1 (ru) | Способ диагностики погасания малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя на запуске | |
| US20130104561A1 (en) | Active fuel control on gas turbine shutdown sequence | |
| JP4738426B2 (ja) | ガスエンジンの制御方法及び装置 | |
| JP3382019B2 (ja) | ガスエンジンの制御装置 | |
| JP3939197B2 (ja) | ガスタービン装置の起動方法及びガスタービン装置 | |
| JP6485129B2 (ja) | 天然ガスエンジン及びその運転方法 | |
| RU2773081C2 (ru) | Способ определения зажигания газотурбинного двигателя | |
| JP2000064838A (ja) | パイロット着火ガスエンジン | |
| RU2472958C2 (ru) | Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя | |
| RU2403454C1 (ru) | Способ защиты газотурбинного двигателя при помпаже на запуске | |
| WO2016148083A1 (ja) | エンジンの制御装置およびエンジン | |
| RU2379535C2 (ru) | Способ контроля топливной системы газотурбинного двигателя |