RU2772674C1 - Способ управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета - Google Patents
Способ управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2772674C1 RU2772674C1 RU2021117274A RU2021117274A RU2772674C1 RU 2772674 C1 RU2772674 C1 RU 2772674C1 RU 2021117274 A RU2021117274 A RU 2021117274A RU 2021117274 A RU2021117274 A RU 2021117274A RU 2772674 C1 RU2772674 C1 RU 2772674C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- gas turbine
- auxiliary gas
- fuel consumption
- turbine engine
- Prior art date
Links
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 title claims abstract description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 25
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 7
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims abstract description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 abstract description 31
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к авиационным вспомогательным газотурбинным двигателям, в частности к способу управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является обеспечение надежного запуска вспомогательного газотурбинного двигателя на высотах до 11000 метров без коррекции законов управления в зависимости от внешних условий. Способ управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета по зависимости 
где 
- заданное значение ускорения ротора турбокомпрессора, a n - фактическое значение частоты вращения ротора турбокомпрессора, с использованием алгоритма диагностирования горячего зависания двигателя, основанного на отслеживании поведения контролируемых системой автоматического управления параметров двигателя. При этом алгоритм диагностирования горячего зависания двигателя состоит из условий 
, где t т - температура газов за турбиной, n тк - частота вращения ротора турбокомпрессора, G т - расход топлива, G т.max – максимальный расход топлива, A 1, A 2, A 3 - константы, определённые для выбранного двигателя, при этом в программе регулятора системы автоматического управления используется алгоритм парирования горячего зависания двигателя, при выполнении которого на первом этапе корректируется значение максимального расхода топлива в камеру сгорания Gт.max, затем производится перемещение дозирующей иглы в положение, соответствующее Gт=Gт.max, с максимальным темпом, далее с заданным темпом производится уменьшение расхода топлива в камеру сгорания вспомогательного газотурбинного двигателя до момента снятия в программе электронного регулятора системы автоматического управления признака горячего зависания двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к авиационным вспомогательным газотурбинным двигателям, в частности к с способу управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета.
Из уровня техники известен способ [1] управления запуском газотурбинного двигателя, в котором расчет дозирования топлива в камеру сгорания на запуске происходит по зависимости 
: если не соблюдается ни одно из условий, то расход топлива в камеру сгорания является постоянным 
а в случае выполнения всех условий в текущем цикле к расходу топлива добавляется заданное значение (ΔGT) 
В рассматриваемом способе режим работы двигателя определяется частотой вращения ротора высокого давления, для обеспечения получения необходимых характеристик газотурбинного двигателя в полете управление расходом топлива происходит по закону 
, дозирование топлива происходит таким образом, чтобы поддержать требуемое значение ускорения ротора двигателя.
Основным недостатком данного способа является то, что его невозможно применить в системе автоматического управления газотурбинного двигателя, на котором отсутствует возможность получения или измерения параметров на входе в двигатель 
и 
ввиду отсутствия этих параметров в потоке передаваемых в систему автоматического управления данных от бортовых систем и ввиду отсутствия установленных на газотурбинном двигателе датчиков давления и температуры воздуха. При отсутствии коррекции программы расхода топлива в камеру сгорания характеристика разгона газотурбинного двигателя соответствует запуску в земных условиях GT=ƒ(nвд), при этом с увеличением высоты полета и падением атмосферного давления существенно изменяются и динамические характеристики газотурбинного двигателя, дорожка запуска смещается выше к зоне неустойчивой работы двигателя, что может привести к увеличению времени запуска, горячему зависанию двигателя или прекращению запуска.
Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является обеспечение надежного запуска вспомогательного газотурбинного двигателя на высотах до 11000 метров без коррекции законов управления в зависимости от внешних условий.
Указанный технический результат достигается тем, что в программе блока управления вспомогательного газотурбинного двигателя реализовывается алгоритм диагностирования горячего зависания двигателя и алгоритм парирования горячего зависания двигателя. Для системы автоматического управления вспомогательного газотурбинного двигателя реализуется упрощенный закон управления расходом топлива без коррекции по параметрам на входе в двигатель 
и 
: GT=const - для розжига камеры сгорания и 
- для осуществления раскрутки ротора.
Для предупреждения горячего зависания двигателя и смягчения его последствий в программу блока управления вспомогательного газотурбинного вводится упреждающий алгоритм, ограничивающий скорость изменения расхода топлива в зависимости от величины рассогласования углового ускорения 
где 
Значения 
выбраны с учетом максимальных потребных темпов изменения расхода топлива в земных условиях и уменьшаются с увеличением значения рассогласования 
предупреждая резкое увеличение расхода топлива при большой величине рассогласования.
Для определения горячего зависания двигателя в программу блока управления вспомогательного газотурбинного двигателя вводится алгоритм, основанный на отслеживании поведения контролируемых системой автоматического управления параметров двигателя, характерного для физических процессов, происходящих в двигателе в момент горячего зависания, и состоит из следующих условий:
Значения констант А1, А2, А3 рассчитываются или определяются экспериментально для каждого типа двигателя.
Для снятия признака горячего зависания двигателя в программу блока управления вспомогательного газотурбинного двигателя вводится алгоритм определения достижения необходимых параметров. Снятие признака происходит только по наличию положительного углового ускорения ротора турбокомпрессора в течение заданного промежутка времени:
Значение константы А4 также рассчитывается или определяется экспериментально для каждого типа двигателя.
При выявлении горячего зависания в системе автоматического управления заложена следующая последовательность действий по его устранению:
а) установить значение максимального расхода топлива Gт.max, соответствующее значению максимального расхода топлива на режиме холостого хода в земных условиях;
б) при положении дозирующей иглы, соответствующем Gт>(Gт.mах, произвести установку дозирующей иглы в положение, соответствующее Gт=Gт.max, с максимальной скоростью перемещения;
в) уменьшать расход топлива с темпом 
до момента снятия признака горячего зависания, где 
- максимальный темп уменьшения расхода топлива при единовременном снятии максимальной нагрузки с двигателя в эксплуатации.
Алгоритм запуска вспомогательного газотурбинного двигателя с применением описанного закона управления представлен на Фиг. 1. В начале запуска происходит розжиг камеры сгорания с последующим управлением раскруткой ротора турбокомпрессора по законам GT=const, 
соответственно. При выявлении горячего зависания каналы управления раскруткой ротора отключаются и начинает работать алгоритм устранения горячего зависания. После устранения горячего зависания вновь включается канал управления раскруткой ротора турбокомпрессора. При повторном диагностировании горячего зависания описанные действия повторяются. Физический смысл алгоритма диагностирования горячего зависания частоты вращения состоит в фиксировании в течение заданного промежутка времени (как правило, не превышающего 1 с) роста температуры газов за турбиной tт, падения частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк при одновременном увеличении расхода топлива GT или нахождении дозирующей иглы на упоре, соответствующем максимальному расходу топлива Gт.max.
Способ управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя реализовывается следующим образом.
Пример.
Для апробации способа выбран вспомогательный газотурбинный двигатель с одновальным двухопорным турбокомпрессором и кольцевой противоточной камерой сгорания, который является составной частью вспомогательной силовой установки воздушного судна. Предварительного для данного типа двигателя проведены летные испытания в составе воздушного судна. Определено, что поддержание системой автоматического управления некорректируемых по параметрам на входе в двигатель 
и 
заданных значений углового ускорения ротора турбокомпрессора с увеличением высоты полета и снижением динамических характеристик двигателя приводит к возникновению горячего зависания двигателя (Фиг. 2), а закон управления ограничением температуры газов tт.max=ƒ(n) вовсе не вступает в работу ввиду низких значений температур газа. С учетом характеристик запуска выбранного двигателя расчетным путем были определены константы А1, А2, А3:
А1=2°С/с,
А2=1,5%/с,
А3=2 кг/ч/с.
Для выбранного двигателя определено, что максимальный расход топлива на режиме холостого хода составляет 
Время подтверждения срабатывания алгоритма выбрано t≥0,4 с.
С учетом принятых значений алгоритм диагностирования горячего зависания частоты вращения примет вид:
Определено условие снятия алгоритма парирования горячего зависания частоты вращения:
В программе блока системы автоматического управления выбранного вспомогательного газотурбинного двигателя реализовывается алгоритм диагностирования и парирования горячего зависания частоты вращения, описанный выше (Фиг. 1).
Для выбранного вспомогательного газотурбинного двигателя проведены повторные летные испытания в составе воздушного судна с реализованным в программе блока системы автоматического управления алгоритмом диагностирования горячего зависания двигателя и алгоритмом парирования горячего двигателя вращения на высотах от 6000 м до 11000 м при скорости полета от 300 км/ч до 500 км/ч. В полете выполнялись запуски на высоте от 6000 м с шагом ΔН=500 м. Всего в полете выполнено более 20 успешных запусков выбранного вспомогательного газотурбинного двигателя.
Способ позволяет обеспечить надежный запуск вспомогательного газотурбинного двигателя на высотах до 11000 метров без коррекции законов управления в зависимости от внешних условий с прохождением зоны горячего зависания и выводом двигателя на режим холостого хода (Фиг. 3).
[1] Мухаммедов Н.А. Обеспечение надежного запуска авиационного ГТД на основе оптимизации характеристик пускового устройства и совершенствования системы управления: автореф. дис. канд. техн. наук: 05.07.05 / Мухаммедов Никита Атамурадович. - Рыбинск, 2016. - 16 с.
Claims (2)
1. Способ управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета по зависимости 
где 
- заданное значение ускорения ротора турбокомпрессора, a n - фактическое значение частоты вращения ротора турбокомпрессора, с использованием алгоритма диагностирования горячего зависания двигателя, основанного на отслеживании поведения контролируемых системой автоматического управления параметров двигателя, отличающийся тем, что алгоритм диагностирования горячего зависания двигателя состоит из условий 
, где t т - температура газов за турбиной, n тк - частота вращения ротора турбокомпрессора, G т - расход топлива, G т.max – максимальный расход топлива, A 1, A 2, A 3 - константы, определённые для выбранного двигателя, при этом в программе регулятора системы автоматического управления используется алгоритм парирования горячего зависания двигателя, при выполнении которого на первом этапе корректируется значение максимального расхода топлива в камеру сгорания Gт.max, затем производится перемещение дозирующей иглы в положение, соответствующее Gт=Gт.max, с максимальным темпом, далее с заданным темпом производится уменьшение расхода топлива в камеру сгорания вспомогательного газотурбинного двигателя до момента снятия в программе электронного регулятора системы автоматического управления признака горячего зависания двигателя.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что снятие признака горячего зависания двигателя происходит по наличию условия 
, где A 4 - константа, определённая для выбранного двигателя.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2772674C1 true RU2772674C1 (ru) | 2022-05-24 |
Family
ID=
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2316663C1 (ru) * | 2006-06-13 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ дозирования топлива на запуске газотурбинного двигателя |
| RU2626181C1 (ru) * | 2016-02-18 | 2017-07-24 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя |
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2316663C1 (ru) * | 2006-06-13 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Способ дозирования топлива на запуске газотурбинного двигателя |
| RU2626181C1 (ru) * | 2016-02-18 | 2017-07-24 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| МУХАММЕДОВ Н.А. Обеспечение надежного запуска авиационного ГТД на основе оптимизации характеристик пускового устройства и совершенствования системы управления: автореф. дис. канд. техн. наук: 05.07.05 / Мухаммедов Никита Атамурадович. - Рыбинск, 2016, стр. 15-18. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10125691B2 (en) | Bowed rotor start using a variable position starter valve | |
| US7584618B2 (en) | Controlling air flow to a turbine shroud for thermal control | |
| US5107674A (en) | Control for a gas turbine engine | |
| US7440838B2 (en) | Torque based air per cylinder and volumetric efficiency determination | |
| EP2250359B1 (en) | Cetane number estimation method | |
| US7904234B2 (en) | Method for determining fuel volatility and consequently performing cold starting of an internal combustion engine | |
| CN102325985B (zh) | 内燃机的控制装置 | |
| US20110100326A1 (en) | Engine Control Unit | |
| JPWO2016084188A1 (ja) | 内燃機関の制御装置および制御方法 | |
| US10598040B2 (en) | Method, system and computer program for monitoring a turbomachine start-up sequence by monitoring the speed of the high-pressure spool | |
| EP3184786A1 (en) | Controlling device for internal combustion engines | |
| US8042520B2 (en) | Engine startup fuel pressure control systems and methods | |
| US20110295485A1 (en) | Fault analysis method and fault analysis device for an internal combustion engine | |
| US8146569B2 (en) | Control systems and methods for newly assembled engines | |
| RU2432561C2 (ru) | Способ контроля технического состояния газотурбинной установки | |
| RU2772674C1 (ru) | Способ управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета | |
| US8090522B2 (en) | Air pressure control systems and methods for turbocharger systems | |
| US10578010B2 (en) | Control device for an internal combustion engine | |
| CN102678353A (zh) | 基于燃料挥发性控制燃料喷射 | |
| CN110873000B (zh) | 内燃机的控制装置及控制方法 | |
| RU2482024C2 (ru) | Способ управления силовой установкой вертолета | |
| RU2798129C1 (ru) | Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа | |
| RU2310100C2 (ru) | Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора | |
| RU2379535C2 (ru) | Способ контроля топливной системы газотурбинного двигателя | |
| KR100527702B1 (ko) | 디젤엔진의 연료량 보상 장치 및 그 방법 |