RU2796562C1

RU2796562C1 - Method for control of fuel consumption in combustion chamber at gas turbine engine starting

Info

Publication number: RU2796562C1
Application number: RU2022122537A
Authority: RU
Inventors: Юрий Маркович Зеликин; Виктор Владимирович Королев; Андрей Геннадьевич Синицын
Filing date: 2022-08-22
Publication date: 2023-05-25

Abstract

FIELD: aircrafts.

SUBSTANCE: controlling the operation of gas turbine engines (GTE), mainly in aircrafts. Invention can be used to control the supply of fuel to the GTE in the starting mode. A method is proposed for controlling the fuel flow into the combustion chamber at the start of a gas turbine engine, in which the rotor speed n is measured and the current value of the rotor acceleration (dn/dt)_cur and its specified acceleration (dn/dt)_set are determined, the current acceleration value (dn/dt)_cur with a set (dn/dt)_set, change the fuel flow into the combustion chamber depending on the deviation of the current value of acceleration from the set one. The coefficient K_n is formed depending on the current rotor speed, before starting the combustion chamber at a preselected rotor speed n₀, the value of the current rotor acceleration (dn/dt) is fixed, its deviation from the nominal value is calculated as [(dn/dt) - (dn/dt)_nom], the deviation value is multiplied by the coefficient K_n and the specified rotor acceleration (dn/dt)_setis adjusted by the obtained value. The value of n₀ is chosen equal to the rotor speed, at which the fuel is dispensed into the combustion chamber. When the current rotor speed exceeds a predetermined threshold n_dev, the coefficient K_n is assigned a value equal to zero.

EFFECT: increase of reliability of starting the engine, increasing manufacturability due to the optimal dosing of fuel at startup.

3 cl, 2 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно авиационных, и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД на режиме запуска.The invention relates to the field of controlling the operation of gas turbine engines (GTE), mainly aircraft, and can be used to control the supply of fuel to the GTE in the start mode.

Наиболее близким к заявленному изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя, при котором измеряют частоту вращения ротора и определяют текущее значение ускорения ротора (dn/dt)_тек и его ускорение, необходимое для выхода на режим малого газа за заданное время (dn/dt)_зад, сравнивают текущее значение ускорения (dn/dt)_тек с заданным (dn/dt)_зад, изменяют расход топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего значения ускорения от заданного, отличающийся тем, что предварительно задают требуемое время запуска в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, дополнительно измеряют текущее время от начала запуска, при этом величину ускорения ротора на режиме малого газа, требуемого для реализации заданного времени запуска, непрерывно определяют в процессе запуска до выхода на режим малого газа по формуле: (dn/dt)_зад=(n_зад-n_тек)/(t_зад-t_тек), гдеClosest to the claimed invention in terms of technical essence and the achieved technical result is a method for controlling the fuel flow into the combustion chamber at the start of a gas turbine engine, in which the rotor speed is measured and the current value of the rotor acceleration (dn / dt) _tech and its acceleration necessary to exit are determined. to the idle gas mode for a given time (dn/dt) _set , compare the current value of acceleration (dn/dt) _current with a given (dn/dt) _set , change the fuel flow into the combustion chamber depending on the deviation of the current value of acceleration from the set value, characterized in that the required start time is preliminarily set depending on the temperature and pressure of the air at the engine inlet, the current time from the start of the start is additionally measured, while the amount of rotor acceleration in idle mode required to implement the set start time is continuously determined in the process start before entering the idle gas mode according to the formula: (dn / dt) _set = (n _set -n _current ) / (t _set -t _current ), where

n_зад - частота вращения ротора на режиме малого газа;n _ass - the frequency of rotation of the rotor in idle mode;

n_тек - текущая частота вращения ротора;n _tech - current rotor speed;

t_зад - требуемое время запуска;t _set - the required start time;

t_тек - текущее время от начала запуска.t _current - current time from the start of the launch.

(см. патент РФ №2626181, кл. F02C 9/26, 18.02.2016 - наиболее близкий аналог).(see RF patent No. 2626181, class F02C 9/26, February 18, 2016 - the closest analogue).

На надежность запуска двигателя существенно влияет погрешность дозирования расхода топлива и нестабильность полноты сгорания при низкой температуре воздуха на входе в двигатель. Контроль ускорения ротора турбокомпрессора позволяет исключить влияние этих факторов и обеспечить защиту компрессора от срыва на запуске. Однако, указанный способ управления не учитывает, что значительное время запуска, а именно от момента запуска камеры сгорания (КС) до момента отключения пускового устройства, ускорение ротора определяется как расходом топлива в КС так и мощностью пускового устройства.The reliability of starting the engine is significantly affected by the error in dosing the fuel consumption and the instability of the completeness of combustion at low air temperatures at the engine inlet. Controlling the acceleration of the turbocharger rotor eliminates the influence of these factors and ensures that the compressor is not stalled at startup. However, this control method does not take into account that a significant start time, namely from the moment the combustion chamber (CC) is started to the moment the starting device is turned off, the acceleration of the rotor is determined both by the fuel consumption in the CC and the power of the starting device.

Мощность применяемых для запуска авиационных ГТД пусковых устройств существенно зависит от условий эксплуатации. Например, мощность турбостартеров зависит от давления и температуры воздуха. Как следствие, создаваемое пусковым устройством ускорение ротора может изменяться в зависимости от случайных факторов на (30…40)% процентов. Влияние пускового устройства на ускорение ротора необходимо учитывать при регулировании ускорения ротора воздействием на расход топлива.The power of starting devices used to launch aircraft gas turbine engines significantly depends on the operating conditions. For example, the power of turbo starters depends on air pressure and temperature. As a result, the acceleration of the rotor created by the starting device can vary depending on random factors by (30 ... 40)% percent. The influence of the starting device on the acceleration of the rotor must be taken into account when controlling the acceleration of the rotor by influencing the fuel consumption.

В результате анализа данного способа управления необходимо отметить, что при разбросе параметров пусковых устройств и дозаторов указанный способ старается стабилизировать время запуска двигателя. Так при снижении мощности пускового устройства указанный способ управления будет повышать избытки топлива в ГТД и снижать располагаемые запасы газодинамической устойчивости (ГДУ) двигателя, что может привести к неустойчивой работе компрессора.As a result of the analysis of this control method, it should be noted that with a spread in the parameters of starting devices and dispensers, this method tries to stabilize the engine start time. So, when the power of the starting device is reduced, this control method will increase excess fuel in the gas turbine engine and reduce the available reserves of gas-dynamic stability (GDU) of the engine, which can lead to unstable operation of the compressor.

Предлагаемый способ управления позволяет исключить основные влияющие на стабильность запуска факторы и обеспечить надежный запуск в заданном диапазоне внешних условий. Исключается необходимость индивидуальной настройки запуска при приемосдаточных испытаниях двигателя или при замене пусковых агрегатов двигателя в эксплуатации.The proposed control method makes it possible to eliminate the main factors influencing launch stability and ensure reliable launch in a given range of external conditions. Eliminates the need for individual startup settings during engine acceptance tests or when replacing engine starting units in operation.

Техническим результатом предлагаемого способа управления является повышение надежности запуска двигателя, повышение технологичности за счет оптимального дозирования топлива на запуске.The technical result of the proposed control method is to increase the reliability of starting the engine, increasing manufacturability due to the optimal dosing of fuel at startup.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в известном способе управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя, при котором измеряют частоту вращения ротора n и определяют текущее значение ускорения ротора (dn/dt)_тек и его заданное ускорение (dn/dt)_зад, сравнивают текущее значение ускорения (dn/dt)_тек с заданным (dn/dt)_зад, изменяют расход топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего значения ускорения от заданного, согласно предложению формируют коэффициент К_n в зависимости от текущей частоты вращения ротора, до запуска камеры сгорания при заранее выбранной частоте вращения ротора n₀ фиксируют значение текущего ускорения ротора (dn/dt), рассчитывают величину его отклонения от номинального [(dn/dt)-(dn/dt)_ном], умножают величину отклонения на коэффициент К_n и корректируют на полученную величину заданное ускорение ротора (dn/dt)_зад.The specified technical result is achieved due to the fact that in the known method of controlling the fuel flow into the combustion chamber at the start of a gas turbine engine, in which the rotor speed n is measured and the current value of the rotor acceleration (dn/dt) _current and its specified acceleration (dn/dt) are determined ) _set , compare the current acceleration value (dn/dt) _current with the specified (dn/dt) _set , change the fuel consumption in the combustion chamber depending on the deviation of the current acceleration value from the set value, according to the proposal, the coefficient K _n is formed depending on the current frequency before starting the combustion chamber at a preselected rotor speed n ₀ fix the value of the current acceleration of the rotor (dn/dt), calculate the value of its deviation from the nominal [(dn/dt)-(dn/dt) _nom ], multiply the value of the deviation by the coefficient K _n and adjust the specified rotor acceleration (dn/dt) _ass by the obtained value.

Величину n₀ выбирают равной частоте вращения ротора, при которой осуществляется начало дозирования топлива в камеру сгорания.The value of n ₀ is chosen equal to the rotor speed, at which the fuel is dispensed into the combustion chamber.

При превышении текущей частотой вращения ротора заранее выбранного порога n_откл коэффициенту К_n присваивают значение, равное нулю.When the current rotor speed exceeds a predetermined threshold n _off, the coefficient K _n is assigned a value equal to zero.

Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлены:The essence of the claimed invention is illustrated by graphic materials, which show:

фиг. 1 - схема системы управления ГТД, реализующая заявленный способ,fig. 1 is a diagram of a gas turbine engine control system that implements the claimed method,

фиг. 2 - зависимость коэффициента K_n от частоты вращения ротора турбокомпрессора (ТК). На графике n₀ - частота вращения ротора ТК, при которой начинается подача топлива в КС, n_откл - частота вращения ротора ТК, при которой происходит отключение пускового устройства.fig. 2 - dependence of the coefficient K _n on the frequency of rotation of the rotor of the turbocharger (TC). On the graph n ₀ - the frequency of rotation of the TC rotor, at which the fuel supply to the COP begins, n _off - the frequency of rotation of the TC rotor, at which the starting device is turned off.

Система управления содержит блок 1 датчиков измерения параметров работы ГТД 2, а именно: температуры (Т_вх) и давления (Р_вх) воздуха на входе в двигатель, частоты вращения ротора ТК (n).The control system contains a block 1 of sensors for measuring the operation parameters of the gas turbine engine 2, namely: temperature (T _in ) and pressure (P _in ) of air at the engine inlet, rotor speed TC (n).

Система содержит блок 3 вычисления приведенной частоты вращения ротора ТК (n_пр), задатчик 4 заданного ускорения ротора ТК (dn/dt)_зад. К входам блока 3 вычисления приведенной частоты вращения ротора ТК подключены сигналы датчиков Т_вх и n. Выход блока 3 подключен к первому входу задатчика 4, ко второму входу которого подключен сигнал датчика давления воздуха на входе в ГТД.The system includes a block 3 for calculating the reduced speed of the rotor TC (n _PR ), the generator 4 given the acceleration of the rotor TC (dn/dt) _ass . To the inputs of block 3 for calculating the reduced speed of the rotor TK connected to the signals of the sensors T _in and n. The output of block 3 is connected to the first input of the master 4, to the second input of which the signal of the air pressure sensor at the GTE inlet is connected.

Система содержит блок 5 дифференцирования, пороговое устройство 6 и задатчик 7 коэффициента К_n. К входам каждого из блоков подключен сигнал датчика частоты вращения ротора ТК (n).The system includes a differentiation block 5, a threshold device 6 and a coefficient generator 7 K _n . The signal of the rotor speed sensor TK (n) is connected to the inputs of each of the blocks.

Система содержит задатчик 8 номинального ускорения ротора ТК, создаваемого пусковым устройством, в момент подачи топлива в КС ГТД - (dn/dt)_ПУном. Система также содержит элемент памяти 9, сумматор 10 и мультипликатор 11.The system contains a generator 8 of the nominal acceleration of the TC rotor, created by the starting device, at the time of fuel supply to the COP GTE - (dn/dt) _PUnom . The system also contains a memory element 9, an adder 10 and a multiplier 11.

К функциональному входу элемента памяти 9 подключен выход блока 5 дифференцирования. К управляющему входу элемента памяти 9 подключен выход порогового устройства 6. Выход элемента памяти 9 подключен к первому входу сумматор 10, ко второму (инвертирующему) входу которого подключен выход задатчика 8. Выход сумматора 10 подключен к первому входу мультипликатора 11, к второму входу которого подключен выход задатчика 7.To the functional input of the memory element 9 is connected to the output of the block 5 differentiation. The output of the threshold device 6 is connected to the control input of the memory element 9. The output of the memory element 9 is connected to the first input of the adder 10, to the second (inverting) input of which the output of the generator 8 is connected. The output of the adder 10 is connected to the first input of the multiplier 11, to the second input of which is connected master output 7.

Система содержит сумматор 12, к первому входу которого подключен выход задатчика 4 заданного ускорения ротора ТК, а к второму входу подключен выход мультипликатора 11. Выход сумматора 12 подключен к первому входу сумматора 13, к второму (инвертирующему) входу которого подключен выход блока 5 дифференцирования. Выход сумматора 13 подключен к входу регулятора 14 ускорения ротора ТК. Выход регулятора 14 через ключ 15 подключен к системе дозирования топлива 16 в камеру сгорания (на фиг. не показана) ГТД 2. Ключ 15 управляется сигналом порогового устройства 6.The system contains an adder 12, to the first input of which is connected the output of the setpoint 4 of the given acceleration of the rotor TK, and the output of the multiplier 11 is connected to the second input. The output of the adder 12 is connected to the first input of the adder 13, to the second (inverting) input of which the output of the differentiation block 5 is connected. The output of the adder 13 is connected to the input of the regulator 14 of the acceleration of the rotor TC. The output of the regulator 14 through the key 15 is connected to the fuel dosing system 16 into the combustion chamber (not shown in Fig.) GTE 2. The key 15 is controlled by the signal of the threshold device 6.

Система может быть скомпонована из известных блоков и элементов.The system can be assembled from known blocks and elements.

В качестве датчиков могут быть использованы стандартные датчики контроля параметров работы ГТД, например, терморезистивные датчики температуры, резистивные датчики давлений, индуктивные датчики частот вращения роторов.As sensors, standard sensors for monitoring the operation parameters of gas turbine engines can be used, for example, thermoresistive temperature sensors, resistive pressure sensors, inductive rotor speed sensors.

Используемые в системе блок дифференцирования 5, пороговое устройство 6, сумматоры 10, 12 и 13, мультипликатор 11, ключ 15 являются стандартными. Вторые входы сумматоров 10 и 13 являются инвертирующим.Differentiation unit 5, threshold device 6, adders 10, 12 and 13, multiplier 11, key 15 used in the system are standard. The second inputs of adders 10 and 13 are inverting.

Пороговое устройство 6 формирует на своем выходе сигнал логической единицы при превышении сигнала на своем входе заранее выбранного порога. Порог срабатывания выбирается проектировщиком двигателя и численно равен частоте вращения ротора турбокомпрессора при которой надо начинать процесс запуска камеры сгорания - n₀.The threshold device 6 generates a logical unit signal at its output when the signal at its input exceeds a preselected threshold. The response threshold is chosen by the engine designer and is numerically equal to the rotational speed of the turbocharger rotor at which it is necessary to start the process of starting the combustion chamber - n ₀ .

Ключ 15 является нормально разомкнутым.Key 15 is normally open.

Блок 3 вычисления приведенной частоты вращения ротора ТК является функциональным преобразователем, реализующим следующую известную функцию расчета приведенного параметра:Block 3 for calculating the reduced rotor speed of the TC is a functional converter that implements the following well-known function for calculating the reduced parameter:

где

Where

U_вых - выходной сигнал функционального преобразователя (в настоящей системе - n_пр),U _out - the output signal of the functional converter (in this system - n _pr ),

U₁ - сигнал на первом входе функционального преобразователя (в настоящей системе - температуры воздуха на входу в ГТД Т_вх),U ₁ - signal at the first input of the functional converter (in this system - air temperature at the inlet to the gas turbine engine T _in ),

U₂ - сигнал на втором входе функционального преобразователя (в настоящей системе - частоты вращения ротора ТК n).U ₂ - signal at the second input of the functional converter (in the present system - rotor speed TC n).

Задатчик 4 является стандартным и реализует выбранную заранее известную зависимость: (dn/dt)_зад=f(Рвх, n_пр).The setter 4 is standard and implements a pre-selected known dependence: (dn/dt) _set =f(Pin, n _CR ).

Задатчик 7 является стандартным и реализует выбранную заранее зависимость: K_n=f(n). Пример зависимости показан на фиг. 2.The setter 7 is standard and implements a pre-selected dependence: K _n =f(n). An example of a dependency is shown in Fig. 2.

Задатчик 8 является стандартным задатчиком постоянного значения. Значением, формируемое задатчиком 8, численно соответствует ускорению ротора ТК, создаваемому пусковым устройством в момент начала подачи топлива в ГТД, при нормальных условиях.Setpoint 8 is a standard constant value setpoint. The value generated by the generator 8 numerically corresponds to the acceleration of the TC rotor, created by the starting device at the moment of the start of fuel supply to the gas turbine engine, under normal conditions.

Элемент памяти 9 выбран таким образом, что он обновляет в своей памяти значение сигнала на своем функциональном входе, пока на его управляющем входе сигнал логического нуля. При поступлении на его управляющий вход сигнала логической единицы обновление прекращается и он «помнит» последнее полученное значение.The memory element 9 is selected in such a way that it updates in its memory the value of the signal at its functional input, while its control input signal is a logical zero. When a logical unit signal arrives at its control input, the update stops and it “remembers” the last received value.

В качестве регулятора 14 может быть выбран стандартный ПИД регулятор с подключенным к его выходу интегратором.A standard PID controller with an integrator connected to its output can be selected as controller 14.

Система работает следующим образом.The system works as follows.

Все время работы системы сигнал с датчика частоты вращения ротора ТК дифференцируется на блоке 5, таким образом, выходом блока 5 является текущее ускорение ротора ТК (dn/dt)_тек.All the time the system is running, the signal from the TC rotor speed sensor is differentiated at block 5, so the output of block 5 is the current acceleration of the TC rotor (dn / dt) _tech .

Текущее ускорение ротора ТК запоминается элементом памяти 9. Выходной сигнал элемента памяти обозначим как (dn/dt)₀.The current acceleration of the TC rotor is stored by the memory element 9. Let's denote the output signal of the memory element as (dn/dt) ₀ .

Блок 3 по сигналу датчиков Т_вх и n формирует сигнал приведенной частоты вращения ротора ТК n_пр. В соответствии с этим сигналом и с учетом давления воздуха на входе в двигатель (Р_вх) задатчик 4 формирует заданное ускорение ротора ТК (dn/dt)_зад.Block 3 on the signal of the sensors T _in and n generates a signal of the reduced speed of the rotor TC n _PR . In accordance with this signal and taking into account the air pressure at the engine inlet (P _in ) the generator 4 generates a given acceleration of the rotor TC (dn/dt) _ass .

Момент, создаваемый пусковым устройством, снижается с ростом частоты вращения ротора ТК, так же снижается и ускорение ротора ТК, создаваемое пусковым устройством.The moment created by the starting device decreases with an increase in the frequency of rotation of the TC rotor, and the acceleration of the TC rotor created by the starting device also decreases.

Для учета этого эффекта задатчик 7 формирует зависимость K_n=f(n), вид которой представлен на фиг. 2. Она определяется расчетным путем по моментным характеристикам пускового устройства и представляет собой зависимость относительного ускорения, создаваемого пусковым устройством, от частоты вращения. За 1 принято ускорение, создаваемое пусковым устройством в момент подачи топлива в КС ГТД. При частоте вращения ротора ТК равной n_откл происходит отключение стартера, он перестает влиять на процесс запуска двигателя, и К_n=0. Частота вращения ротора ТК n_откл, при которой происходит отключение стартера, является известной заранее и зависит от характеристик стартера и двигателя.To take into account this effect, the master 7 generates the dependence K _n =f(n), the form of which is shown in Fig. 2. It is determined by calculation according to the moment characteristics of the starting device and represents the dependence of the relative acceleration created by the starting device on the rotational speed. For 1, the acceleration created by the starting device at the moment of fuel supply to the GTE CS is taken. When the rotor speed TC is equal to n _off , the starter is turned off, it ceases to influence the process of starting the engine, and K _n \u003d 0. The frequency of rotation of the rotor TK n _off at which the starter is turned off is known in advance and depends on the characteristics of the starter and engine.

Выходом сумматора 10 является величина отклонения ускорения ротора ТК, создаваемого конкретным пусковым устройством при текущих условиях запуска (температуры и давления атмосферного воздуха) от номинального:The output of the adder 10 is the value of the deviation of the acceleration of the TC rotor, created by a specific starting device under the current starting conditions (temperature and pressure of atmospheric air) from the nominal:

Δ(dn/dt)₀=(dn/dt)_ПУном-(dn/dt)₀ Δ(dn/dt) ₀ =(dn/dt) _Pnom -(dn/dt) ₀

На мультипликаторе 11 это отклонение умножается на коэффициент K_n, сформированный задатчиком 7.On the multiplier 11, this deviation is multiplied by the coefficient K _n formed by the generator 7.

Заданное задатчиком 4 ускорение корректируется на сумматоре 12 на величину, формируемой мультипликатором 11 по сигналам блоков 7 и 10:The acceleration set by the master 4 is corrected at the adder 12 by the value generated by the multiplier 11 according to the signals of blocks 7 and 10:

Δ(dn/dt)=K_n⋅Δ(dn/dt)₀.Δ(dn/dt)=K _n ⋅Δ(dn/dt) ₀ .

Сигнал на выходе мультипликатора 11 представляет собой оценку отклонения ускорения, создаваемого пусковым устройством при текущей частоте вращения ротора ТК, от номинального (при нормальных условиях, создаваемого пусковым устройством с номинальными характеристиками).The signal at the output of the multiplier 11 is an estimate of the deviation of the acceleration created by the starting device at the current speed of the TC rotor from the nominal one (under normal conditions, created by the starting device with nominal characteristics).

Скорректированное на сумматоре 12 заданное ускорение ротора ТК сравнивается с текущим на сумматоре 13 и сигнал невязки поступает в регулятор 14 ускорения ротора ТК. Регулятор 14 формирует заданный расход топлива для снижения данной невязки до 0 и тем самым поддержания заданного скорректированного ускорения ротора ТК. При этом пока ключ 15 разомкнут, данный сигнал заданного расхода топлива не поступает в систему дозирования 16 и фактической подачи расхода топлива в КС ГТД не происходит.Corrected on the adder 12 specified acceleration of the rotor TC is compared with the current on the adder 13 and the residual signal is fed to the controller 14 of the acceleration of the rotor TC. The regulator 14 generates a given fuel consumption to reduce this discrepancy to 0 and thereby maintain a given corrected acceleration of the rotor TC. At the same time, while the key 15 is open, this signal of the specified fuel consumption does not enter the dosing system 16 and the actual supply of fuel consumption to the GTE CS does not occur.

На остановленном двигателе частота вращения ротора ТК, измеряемая датчиком ниже порога срабатывания порогового устройства 6, на выходе порогового устройства формируется сигнал логического нуля, в соответствии с которым ключ 15 размыкается и топливо в КС не дозируется.With the engine stopped, the TC rotor speed, measured by the sensor below the threshold of operation of the threshold device 6, at the output of the threshold device, a logical zero signal is generated, according to which the key 15 opens and fuel is not dosed into the CS.

Так же в соответствии с данным сигналом элемент памяти 9 обновляет сохраненное значение текущего ускорения ротора ТК (dn/dt)₀.Also, in accordance with this signal, the memory element 9 updates the stored value of the current acceleration of the rotor TC (dn/dt) ₀ .

Для запуска двигателя включается пусковое устройство, которое раскручивает ротор ТК.To start the engine, the starting device is turned on, which spins the TC rotor.

При превышении частотой вращения ротора ТК порога срабатывания порогового устройства 6, последний формирует на своем выходе сигнал логической единицы, в соответствии с которым замыкается ключ 15 и начинается подача топлива в КС ГТД. Одновременно с этим элемент памяти 9 перестает обновлять сохраненное значение. Таким образом, выходом элемента памяти 9 является величина, численно равная ускорению ротора в момент начала дозирования топлива (dn/dt)₀.When the TC rotor speed exceeds the operating threshold of the threshold device 6, the latter generates a logical unit signal at its output, in accordance with which the key 15 closes and the fuel supply to the GTE CS begins. At the same time, the memory element 9 ceases to update the stored value. Thus, the output of the memory element 9 is a value numerically equal to the acceleration of the rotor at the start of fuel dosing (dn/dt) ₀ .

В таблице ниже представлено сравнение трех запусков двигателя с разными характеристиками пусковых устройств. В таблице представлены сигналы блоков системы в момент подачи топлива в КС ГТД. В соответствии с выбранной характеристикой задатчика 7 при частоте ротора ТК равной моменту подачи топлива в КС K_n=1. Примем, что номинальное ускорение ротора ТК в момент подачи топлива в КС ГТД равно 1 (значение задатчика 8).The table below compares three engine starts with different starter specifications. The table shows the signals of the system blocks at the moment of fuel supply to the GTE CS. In accordance with the selected characteristic of the generator 7 at the frequency of the rotor TC equal to the moment of fuel supply to the COP K _n =1. We assume that the nominal acceleration of the TC rotor at the time of fuel supply to the GTE CS is equal to 1 (setter value 8).

Как видно из таблицы, при изменении мощности пускового устройства величина невязки, в соответствии с которой регулятор 14 будет дозировать в ГТД расход топлива, не изменяется. Таким образом, система обеспечивает одинаковые избытки топлива, а значит сохранение запасов ГДУ двигателя вне зависимости от мощности пускового устройства.As can be seen from the table, when the power of the starting device changes, the residual value, according to which the regulator 14 will dose the fuel consumption in the gas turbine engine, does not change. Thus, the system provides the same excess fuel, which means the preservation of the reserves of the engine's GDU, regardless of the power of the starting device.

При этом за счет выбранной формы зависимости К_n от частоты вращения ротора ТК (характеристика задатчика 7) система учитывает ускорение, создаваемое пусковым устройством, весь процесс запуска двигателя, сопровождаемый работой пускового устройства.At the same time, due to the chosen form of the dependence of K _n on the rotor speed TK (characteristic of the master 7), the system takes into account the acceleration created by the starting device, the entire process of starting the engine, accompanied by the operation of the starting device.

Предлагаемый способ управления позволяет исключить влияние разброса характеристик пусковых устройств на устойчивость запуска ГТД, что позволяет исключить настройку процесса запуска двигателя при приемосдаточных испытаниях и после замены пусковых устройств в эксплуатации, тем самым обеспечивается повышение технологичности двигателя.The proposed control method makes it possible to eliminate the influence of the spread in the characteristics of starting devices on the stability of starting a gas turbine engine, which makes it possible to exclude the setting of the engine starting process during acceptance tests and after replacement of starting devices in operation, thereby increasing the manufacturability of the engine.

Claims

1. A method for controlling the fuel flow into the combustion chamber at the start of a gas turbine engine, in which the rotor speed n is measured and the current value of the rotor acceleration (dn / dt) _current and its specified acceleration (dn / dt) _set are determined, the current acceleration value (dn /dt) _current with a given (dn/dt) _set , change the fuel consumption in the combustion chamber depending on the deviation of the current acceleration value from the set one, characterized in that the coefficient K _n is formed depending on the current rotor speed, before starting the combustion chamber at a pre-selected rotor speed n ₀ , the value of the current acceleration of the rotor (dn/dt) is fixed, its deviation from the nominal value is calculated [(dn/dt)-(dn/dt) _nom ], the deviation value is multiplied by the coefficient K _n and corrected by value obtained given rotor acceleration (dn/dt) _set .

2. The method of controlling the fuel flow into the combustion chamber at the start of the gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the value of n ₀ is chosen equal to the rotor speed at which fuel is dispensed into the combustion chamber.

3. A method for controlling the fuel flow into the combustion chamber at the start of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that when the current rotor speed exceeds a predetermined threshold n _off , the coefficient K _n is assigned a value equal to zero.