RU2739658C1 - Система топливопитания газотурбинного двигателя - Google Patents

Система топливопитания газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2739658C1
RU2739658C1 RU2020120086A RU2020120086A RU2739658C1 RU 2739658 C1 RU2739658 C1 RU 2739658C1 RU 2020120086 A RU2020120086 A RU 2020120086A RU 2020120086 A RU2020120086 A RU 2020120086A RU 2739658 C1 RU2739658 C1 RU 2739658C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
fuel
measuring device
pump
output
Prior art date
Application number
RU2020120086A
Other languages
English (en)
Inventor
Оскар Соломонович Гуревич
Анатолий Иванович Гулиенко
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
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 унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2020120086A priority Critical patent/RU2739658C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2739658C1 publication Critical patent/RU2739658C1/ru

Links

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
    • F02C9/30—Control of fuel supply characterised by variable fuel pump output
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04C—ROTARY-PISTON, OR OSCILLATING-PISTON, POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; ROTARY-PISTON, OR OSCILLATING-PISTON, POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04C14/00—Control of, monitoring of, or safety arrangements for, machines, pumps or pumping installations
    • F04C14/08—Control of, monitoring of, or safety arrangements for, machines, pumps or pumping installations characterised by varying the rotational speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D15/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к системам топливопитания и может быть использовано для питания топливом авиационных газотурбинных двигателей. Система содержит насос подачи топлива с электроприводом, вычислительный модуль, регулятор частоты вращения насоса, систему управления высшего уровня, датчик температуры топлива и мерное устройство с постоянной площадью проходного сечения, снабженное датчиком перепада давления на мерном устройстве. Электропривод включает в себя электродвигатель и блок управления частотой его вращения. Датчик температуры топлива установлен на выходе насоса, первый вход вычислительного модуля связан с системой управления высшего уровня, которая формирует требуемое значение массового расхода топлива, второй вход вычислительного модуля связан с выходом датчика температуры топлива, первый вход регулятора частоты вращения насоса связан с выходом вычислительного модуля, а выход регулятора связан с входом блока управления частотой вращения электродвигателя. Мерное устройство установлено за датчиком температуры топлива, выход насоса сообщен с входом мерного устройства, выход датчика перепада давления на мерном устройстве связан со вторым входом регулятора частоты вращения насоса, а вычислительный модуль выполнен с возможностью определения требуемого значения перепада давления на мерном устройстве. Технический результат - повышение точности определения расхода топлива при его подаче в ГТД. 1 ил.

Description

Изобретение относится к системам топливопитания и может быть использовано для питания топливом авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).
Известна система топливопитания газотурбинного двигателя (RU 2194181, 2002), содержащая насос подачи топлива с электроприводом, вычислительный модуль, регулятор частоты вращения насоса и датчик температуры топлива, где электропривод включает в себя электродвигатель и блок управления частотой его вращения, датчик температуры топлива установлен на выходе насоса, при этом один из входов вычислительного модуля связан с выходом датчика температуры топлива, вход регулятора частоты вращения насоса связан с выходом вычислительного модуля, а выход регулятора связан с входом блока управления частотой вращения электродвигателя.
Известна система топливопитания газотурбинного двигателя (US 8666632, 2014), содержащая насос подачи топлива с электроприводом, вычислительный модуль и регулятор частоты вращения насоса, при этом вход регулятора частоты вращения насоса связан с выходом вычислительного модуля, а выход регулятора связан с входом блока управления частотой вращения электродвигателя.
Общим недостатком перечисленных систем топливопитания является наличие дополнительного гидромеханического дозирующего устройства или датчика расхода, что усложняет систему и снижает ее надежность.
Известна система топливопитания газотурбинного двигателя (US 6182438, 2001), содержащая насос подачи топлива с электроприводом, вычислительный модуль, систему управления высшего уровня, датчик температуры топлива и мерное устройство, снабженное датчиком перепада давления на мерном устройстве, где электропривод содержит электродвигатель и блок управления частотой его вращения, датчик температуры топлива установлен на выходе насоса, при этом первый вход вычислительного модуля связан с системой управления высшего уровня, а второй вход вычислительного модуля связан с выходом датчика температуры топлива.
Недостатком известной системы является отсутствие регулятора частоты вращения насоса, обеспечивающего необходимый расход топлива на всех режимах работы двигателя, что ограничивает область применения системы только режимом запуска двигателя с использованием характеристики насоса, снятой непосредственно перед запуском. Для работы известной системы требуется также клапан переключения и трубопровод возврата топлива в насос, которые усложняют систему и снижают ее надежность. На переходных режимах работы двигателя источником дополнительной погрешности при реализации требуемого расхода топлива являются отличия в пропускной способности мерного устройства (жиклера) и форсунок двигателя.
Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является система топливопитания газотурбинного двигателя (RU 2588315, 2016), содержащая насос подачи топлива с электроприводом, вычислительный модуль, регулятор частоты вращения насоса, систему управления высшего уровня и датчик температуры топлива, где электропривод включает в себя электродвигатель и блок управления частотой его вращения, датчик температуры топлива установлен на выходе насоса, при этом первый вход вычислительного модуля связан с системой управления высшего уровня, которая формирует требуемое значение массового расхода топлива, второй вход вычислительного модуля связан с выходом датчика температуры топлива, вход регулятора частоты вращения насоса связан с выходом вычислительного модуля, а выход регулятора связан с входом блока управления частотой вращения электродвигателя.
Недостатком известной системы является то, что текущее значение расхода топлива определяется с использованием экспериментальной зависимости расхода топлива от частоты вращения электродвигателя и величины тока в его обмотках, измеряемых с помощью соответствующих датчиков. При отказе одного из датчиков система становится не работоспособной, и подача топлива прекращается.
Кроме того, расходная характеристика насоса определяется однократно в экспериментальных условиях, т.е. в условиях, отличных от условий реальной работы двигателя. В процессе эксплуатации она может искажаться из-за износа деталей насоса, изменения температуры топлива и окружающей среды и других факторов, что увеличивает погрешность расчетного определения расхода топлива при эксплуатации и, в итоге, ведет к несанкционированному изменению параметров ГТД (в частности, тяги).
Согласно требованиям к системам регулирования и топливопитания авиационных ГТД погрешность расхода топлива должна быть не более ±2-3% (Энциклопедия, т. IV-21 «Самолеты и вертолеты», книга 3 «Авиационные двигатели», глава 3.2 «Вопросы теории САУ ГТД», Машиностроение, Москва, 2010, стр. 376) в различных условиях эксплуатации двигателя, включая износ качающих узлов, засорение форсунок камеры сгорания и т.п.
Техническая проблема, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в низкой надежности и отказоустойчивости системы топливопитания на установившихся режимах работы двигателя.
Технический результат, достигаемый при осуществлении заявленного изобретения, заключается в повышении точности определения расхода топлива при его подаче в ГТД.
Технический результат достигается за счет того, что система топливопитания газотурбинного двигателя содержит насос подачи топлива с электроприводом, вычислительный модуль, регулятор частоты вращения насоса, систему управления высшего уровня и датчик температуры топлива, где электропривод включает в себя электродвигатель и блок управления частотой его вращения, датчик температуры топлива установлен на выходе насоса, при этом первый вход вычислительного модуля связан с системой управления высшего уровня, которая формирует требуемое значение массового расхода топлива, второй вход вычислительного модуля связан с выходом датчика температуры топлива, первый вход регулятора частоты вращения насоса связан с выходом вычислительного модуля, а выход регулятора связан с входом блока управления частотой вращения электродвигателя, при этом система дополнительно содержит мерное устройство с постоянной площадью проходного сечения, снабженное датчиком перепада давления на мерном устройстве, причем мерное устройство установлено за датчиком температуры топлива, выход насоса сообщен со входом мерного устройства, выход датчика перепада давления на мерном устройстве связан со вторым входом регулятора частоты вращения насоса, а вычислительный модуль выполнен с возможностью определения требуемого значения перепада давления на мерном устройстве.
Существенность отличительных признаков, составляющих изобретение, подтверждается тем, что:
- наличие в системе мерного устройства с постоянной площадью проходного сечения, установленного за датчиком температуры топлива, где выход насоса сообщен со входом мерного устройства, обеспечивает стабильность его характеристик в эксплуатации;
- снабжение мерного устройства датчиком перепада давления, выход которого связан со вторым входом регулятора частоты вращения насоса, обеспечивает возможность замкнутого регулирования расхода топлива с требуемой погрешностью;
- наличие насоса подачи топлива с электроприводом, вычислительного модуля, регулятора частоты вращения насоса, системы управления высшего уровня и датчика температуры топлива, где электропривод включает в себя электродвигатель и блок управления частотой его вращения, датчик температуры топлива установлен на выходе насоса, при этом первый вход вычислительного модуля связан с системой управления высшего уровня, которая формирует требуемое значение массового расхода топлива, второй вход вычислительного модуля связан с выходом датчика температуры топлива, первый вход регулятора частоты вращения насоса связан с выходом вычислительного модуля, выход регулятора связан с входом блока управления частотой вращения электродвигателя, а вычислительный модуль выполнен с возможностью определения требуемого значения перепада давления на мерном устройстве, позволяет при отказе датчика перепада давления перейти на программное регулирование подачи топлива в ГТД и повысить точность определения его расхода.
Настоящее изобретение поясняется иллюстрацией, где на фигуре изображена принципиальная схема системы топливопитания газотурбинного двигателя.
Система топливопитания газотурбинного двигателя содержит насос 1 подачи топлива с электроприводом 2, вычислительный модуль 3, регулятор 4 частоты вращения насоса 1, систему 5 управления высшего уровня, датчик 6 температуры топлива, установленный на выходе насоса 1, и мерное устройство 7 с постоянной площадью проходного сечения, установленное за датчиком 6 температуры топлива и снабженное датчиком 8 перепада давления на мерном устройстве 7. Электропривод 2 включает в себя электродвигатель 9 и блок 10 управления частотой его вращения. К электроприводу 2 подведено напряжение питания (Uпит).
Первый вход вычислительного модуля 3 связан с системой 5 управления высшего уровня, второй вход вычислительного модуля 3 связан с выходом датчика 6 температуры топлива, а выход вычислительного модуля 3 - с первым входом регулятора 4 частоты вращения насоса 1, выход которого связан с входом блока 10 управления частотой вращения электродвигателя 9, выход насоса 1 сообщен со входом мерного устройства 7, выход датчика 8 перепада давления на мерном устройстве 7 связан со вторым входом регулятора 4 частоты вращения насоса 1.
Система 5 управления высшего уровня формирует требуемое значение массового расхода топлива, а вычислительный модуль 3 выполнен с возможностью определения требуемого значения перепада давления на мерном устройстве 7.
Мерное устройство 7 может быть выполнено в виде калиброванной шайбы с сечением в соответствии с ГОСТ 8.586.1-2005. В частности, в качестве мерного устройства 7 могут быть использованы форсунки камеры сгорания в системе топливопитания и управления ГТД, а в качестве датчика 8 перепада давления на форсунках - устройства, определяющие разность давлений перед форсунками и в камере сгорания (за компрессором высокого давления), имеющиеся в составе систем управления ГТД.
В качестве регулятора 4 частоты вращения насоса 1 может быть использован пропорционально-интегрально-дифференциальный (ПИД) регулятор или регулятор иного типа.
Блок 10 управления частотой вращения по электрическим линиям связан с электродвигателем 9, ротор которого соединен рессорой 11 с валом насоса 1. Топливо поступает в насос 1 из бака, затем из насоса 1 оно поступает к датчику 6 температуры топлива, далее к мерному устройству 7 и ГТД. Гидравлические связи на фигуре показаны сплошными линиями со стрелками, а электрические - квадратными точками со стрелками.
В качестве электропривода 2 может быть использован вентильный электропривод с постоянными магнитами на роторе. Его отказоустойчивость обеспечивается резервированием датчиков электропривода 2, использованием многофазного электродвигателя 9 и двухканального блока управления 10.
Система топливопитания газотурбинного двигателя работает следующим образом.
В процессе работы насоса 1 из системы 5 управления высшего уровня на первый вход вычислительного модуля 3 поступает требуемое значение массового расхода G топлива, а на второй его вход - измеренное датчиком 6 значение температуры ТИЗМ топлива. При определении требуемого значения перепада давления ΔРТРБ на мерном устройстве 7 сначала вычисляется значение плотности ρ топлива по заранее введенной в вычислительный модуль 3 зависимости от измеренного значения температуры ТИЗМ топлива, например:
Figure 00000001
где k0, k1 - коэффициенты аппроксимации.
Далее рассчитывается требуемое значение перепада давления ΔРТРБ на мерном устройстве 7 по известной зависимости от требуемого значения массового расхода G топлива, заранее введенного в память вычислительного модуля 3 значения площади сечения μF мерного устройства 7 и рассчитанного значения плотности ρ топлива:
Figure 00000002
Рассчитанное требуемое значение перепада давления ΔРТРБ на мерном устройстве 7 поступает на первый вход регулятора 4 частоты вращения насоса 1, а измеренное датчиком 8 значение перепада давления ΔРИЗМ на мерном устройстве 7 - на второй вход регулятора 4 частоты вращения насоса 1.
Регулятор 4 частоты вращения насоса 1 определяет величину рассогласования между требуемым значением перепада давления ΔРТРБ на мерном устройстве 7 и измеренным значением ΔРИЗМ. После коррекции величины рассогласования по величине производной и использования других операций для обеспечения нужного качества переходных процессов (изменение коэффициентов ПИД-регулятора, введение зоны нечувствительности и др.) формируется сигнал управления UЭП, который с выхода регулятора 4 поступает на вход блока управления 10 частотой вращения электродвигателя 9. Блок управления 10 отрабатывает сигнал управления и реализует требуемую частоту вращения электродвигателя 9 и насоса 1.
Изменение частоты вращения насоса 1 приводит к изменению величины расхода топлива через него и, следовательно, к изменению величины перепада давления на мерном устройстве 7. Таким образом, процесс работы системы реализует замкнутое регулирование расхода топлива и продолжается до тех пор, пока значения требуемого и измеренного перепадов давлений не совпадут с заданной погрешностью, которая определяется погрешностью датчика 8 перепада давления и составляет 1-2%.
Компенсация возможной инерционности датчика 6 температуры топлива производится в вычислительном модуле 3 путем использования, например, известного уравнения:
Figure 00000003
где
Т - компенсированное значение температуры топлива;
τИЗМ - постоянная времени датчика температуры;
dTИЗМ/dt - производная измеренного значения температуры.
В вычислительном модуле 3 имеется резервная характеристика системы в виде зависимости сигнала управления UЭП с выхода регулятора 4 частоты вращения насоса 1 от ΔРТРБ. При отказе датчика 8 перепада давления система реализует программное регулирование расхода топлива. При этом на первый вход вычислительного модуля 3 поступает требуемое значение массового расхода G топлива, а на второй его вход - измеренное датчиком 6 значение температуры ТИЗМ топлива и вычисляется значение плотности ρ топлива по заранее введенной в вычислительный модуль 3 зависимости. Далее рассчитывается требуемое значение ΔРТРБ перепада давления на мерном устройстве 7 по известной зависимости от требуемого значения массового расхода G, заранее введенного в память вычислительного модуля 3 значения площади сечения μF мерного устройства 7 и рассчитанного значения плотности ρ топлива. Рассчитанное требуемое значение ΔРТРБ используется в резервной характеристике системы для определения величины сигнала управления UЭП, поступающего на вход блока управления 10 частотой вращения электродвигателя 9.
Таким образом, система топливопитания ГТД помимо выполнения функции подачи топлива позволяет регулировать величину расхода топлива без использования характеристик насосов, клапанов постоянного перепада и других гидромеханических устройств, что подтверждает достижение заявленного технического результата - повышения точности определения расхода топлива при его подаче в ГТД. Как следствие, обеспечивается повышение надежности системы топливопитания ГТД, в том числе на установившихся и переходных режимах работы двигателя.
Заявленная система топливопитания может также найти применение в двигателях стационарных энергоустановок и других объектах, где требуется обеспечить подачу топлива и его дозирование.

Claims (1)

  1. Система топливопитания газотурбинного двигателя, содержащая насос подачи топлива с электроприводом, вычислительный модуль, регулятор частоты вращения насоса, систему управления высшего уровня и датчик температуры топлива, где электропривод включает в себя электродвигатель и блок управления частотой его вращения, датчик температуры топлива установлен на выходе насоса, при этом первый вход вычислительного модуля связан с системой управления высшего уровня, которая формирует требуемое значение массового расхода топлива, второй вход вычислительного модуля связан с выходом датчика температуры топлива, первый вход регулятора частоты вращения насоса связан с выходом вычислительного модуля, а выход регулятора связан с входом блока управления частотой вращения электродвигателя, отличающаяся тем, что дополнительно содержит мерное устройство с постоянной площадью проходного сечения, снабженное датчиком перепада давления на мерном устройстве, при этом мерное устройство установлено за датчиком температуры топлива, выход насоса сообщен с входом мерного устройства, выход датчика перепада давления на мерном устройстве связан со вторым входом регулятора частоты вращения насоса, а вычислительный модуль выполнен с возможностью определения требуемого значения перепада давления на мерном устройстве.
RU2020120086A 2020-06-17 2020-06-17 Система топливопитания газотурбинного двигателя RU2739658C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020120086A RU2739658C1 (ru) 2020-06-17 2020-06-17 Система топливопитания газотурбинного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020120086A RU2739658C1 (ru) 2020-06-17 2020-06-17 Система топливопитания газотурбинного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2739658C1 true RU2739658C1 (ru) 2020-12-28

Family

ID=74106399

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020120086A RU2739658C1 (ru) 2020-06-17 2020-06-17 Система топливопитания газотурбинного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2739658C1 (ru)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2322599C2 (ru) * 2006-05-10 2008-04-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Система топливопитания газотурбинного двигателя
RU2588315C1 (ru) * 2015-02-10 2016-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Насос-дозатор
RU2622683C1 (ru) * 2016-08-12 2017-06-19 Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливопитания газотурбинного двигателя

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2322599C2 (ru) * 2006-05-10 2008-04-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Система топливопитания газотурбинного двигателя
RU2588315C1 (ru) * 2015-02-10 2016-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Насос-дозатор
RU2622683C1 (ru) * 2016-08-12 2017-06-19 Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливопитания газотурбинного двигателя

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3284932B1 (en) Fuel pump health detection
US7762080B2 (en) Fuel metering pump calibration method
US5303541A (en) Closed loop fuel control method
US8291886B2 (en) Actuator flow compensated direct metering fuel control system and method
US2947141A (en) Fuel feed and power control system for gas turbine engines
US8483988B2 (en) Temperature estimation apparatus for aeroplane gas turbine engine
US8127548B2 (en) Hybrid electrical/mechanical turbine engine fuel supply system
US20110041510A1 (en) Fuel control apparatus for gas turbine engine
US8731798B2 (en) Temperature estimation apparatus for aeroplane gas turbine engine
EP1723328A2 (en) Fuel control on apu's
JP2011503432A (ja) タービンエンジン燃料供給回路における高圧ポンプの監視
US5406784A (en) Method of operating a gas turbine and a process and apparatus for fuel control for gas turbines
US20210388773A1 (en) Fuel metering system
CA3128334C (en) Fuel supply control device
JP2016205371A (ja) 航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置
EP3862553A1 (en) Metering pump system
CN114051555A (zh) 确定用于在飞行器发动机的燃料供给回路中计量燃料的燃料密度的方法
RU2739658C1 (ru) Система топливопитания газотурбинного двигателя
RU2316663C1 (ru) Способ дозирования топлива на запуске газотурбинного двигателя
JP6633962B2 (ja) 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置
EP3712415A1 (en) Fuel supply control device
US20090094974A1 (en) Fuel feed circuit for an aircraft engine
RU2351787C2 (ru) Способ управления газотурбинным двигателем
Tudosie Aircraft dual-shaft jet engine with indirect action fuel flow controller
RU2542631C1 (ru) Система управления положением направляющих аппаратов компрессора двухвального газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210804