RU2802908C2 - Method for controlling exhaust gas temperature of gas turbine engine - Google Patents
Method for controlling exhaust gas temperature of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2802908C2 RU2802908C2 RU2021129536A RU2021129536A RU2802908C2 RU 2802908 C2 RU2802908 C2 RU 2802908C2 RU 2021129536 A RU2021129536 A RU 2021129536A RU 2021129536 A RU2021129536 A RU 2021129536A RU 2802908 C2 RU2802908 C2 RU 2802908C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- electric motor
- temperature
- housing
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеField of technology to which the invention relates
Данное изобретение относится к общей области авиационных газотурбинных двигателей.This invention relates to the general field of aircraft gas turbine engines.
Уровень техникиState of the art
В настоящее время при взлете летательного аппарата, содержащего газотурбинный двигатель, который является холодным, например, во время первого цикла газотурбинного двигателя за день, современный газотурбинный двигатель может встретиться с пиком температуры отработавших газов.Currently, upon takeoff of an aircraft containing a gas turbine engine that is cold, for example during the turbine engine's first cycle of the day, a modern gas turbine engine may encounter a peak in exhaust gas temperature.
Действительно, когда газотурбинный двигатель достигает своей взлетной тяги, температура отработавших газов может достичь температурного пика, что способствует разрушению газотурбинного двигателя. Кроме того, чтобы учитывать это явление, между максимальной температурой, которую нельзя превышать, и расчетной температурой, на которую рассчитана работа газотурбинного двигателя, предусмотрен запас, который отрицательно сказывается на производительности газотурбинного двигателя.Indeed, when a gas turbine engine reaches its takeoff thrust, the exhaust gas temperature can reach a temperature peak, which contributes to the destruction of the gas turbine engine. In addition, to account for this phenomenon, there is a margin between the maximum temperature that must not be exceeded and the design temperature at which the gas turbine engine is designed to operate, which adversely affects the performance of the gas turbine engine.
Кроме того, это явление температурного пика отработавших газов появляется на каждом цикле, но проявляется наиболее сильно, когда газотурбинный двигатель является холодным.Additionally, this exhaust gas temperature peak phenomenon appears at every cycle, but is most severe when the gas turbine engine is cold.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the invention
Данное изобретение призвано предложить решение вышеупомянутой проблемы.The present invention is intended to provide a solution to the above problem.
Первым объектом изобретения является способ регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя, при этом способ содержит следующие этапы:The first object of the invention is a method for regulating the temperature of exhaust gases of a gas turbine engine, the method comprising the following steps:
- регулирование впрыска топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, чтобы газотурбинный двигатель создавал целевую тягу;- regulation of fuel injection into the combustion chamber of a gas turbine engine so that the gas turbine engine produces the target thrust;
- регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя на вал, приводимый во вращение турбиной, при этом электрический двигатель активируют, когда зазор между корпусом и лопатками турбины превышает пороговое значение.- regulating the supply of mechanical power from the electric motor to the shaft driven by the turbine, wherein the electric motor is activated when the gap between the housing and the turbine blades exceeds a threshold value.
Заявитель заметил, что перегрев газотурбинного двигателя вызывается явлением временного увеличения зазора в вершине лопаток турбины, в частности, турбины высокого давления. Увеличение зазора происходит по причине разности теплового расширения между корпусом и лопатками турбины. Действительно, корпус турбины имеет термическую инерцию, которая, как правило, меньше, чем термическая инерция дисков турбины. Это увеличение зазора между корпусом и вершиной лопаток турбины отрицательно влияет на производительность турбины, что приводит к увеличению расхода топлива, при этом увеличение расхода топлива вызывает повышение температуры отработавших газов газотурбинного двигателя при данной тяге.The applicant noted that overheating of a gas turbine engine is caused by the phenomenon of a temporary increase in the gap at the tip of the turbine blades, in particular, high pressure turbines. The increase in the gap occurs due to the difference in thermal expansion between the casing and the turbine blades. Indeed, the turbine housing has a thermal inertia, which is usually less than the thermal inertia of the turbine disks. This increase in the clearance between the housing and the tip of the turbine blades negatively affects the performance of the turbine, which leads to an increase in fuel consumption, and the increase in fuel consumption causes an increase in the exhaust gas temperature of the gas turbine engine at a given thrust.
Предпочтительно изобретение относится к способу регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя летательного аппарата в фазе взлета указанного летательного аппарата.Preferably, the invention relates to a method for regulating the temperature of the exhaust gases of a gas turbine engine of an aircraft during the take-off phase of said aircraft.
Согласно возможному отличительному признаку, регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя осуществляют, определяя температуру отработавших газов газотурбинного двигателя, при этом электрический двигатель подает механическую мощность на вал, приводимый во вращение турбиной, когда температура газотурбинного двигателя достигает заранее определенного порогового значения.According to a possible feature, control of the supply of mechanical power from the electric motor is carried out by determining the temperature of the exhaust gases of the gas turbine engine, wherein the electric motor supplies mechanical power to a shaft driven by the turbine when the temperature of the gas turbine engine reaches a predetermined threshold value.
Согласно возможному отличительному признаку, подача механической мощности на вал, приводимый во вращение турбиной, меняется в зависимости от превышения температуры отработавших газов газотурбинного двигателя по отношению к заранее определенному пороговому значению. Таким образом, подача механической мощности может быть тем больше, чем больше температура отработавших газов газотурбинного двигателя превышает заранее определенное пороговое значение.According to a possible feature, the supply of mechanical power to the shaft driven by the turbine varies depending on the temperature of the exhaust gases of the gas turbine engine exceeding a predetermined threshold value. Thus, the mechanical power delivery can be greater the more the exhaust gas temperature of the gas turbine engine exceeds a predetermined threshold value.
Согласно возможному отличительному признаку, температуру отработавших газов газотурбинного двигателя определяют на основании впрыска топлива в камеру сгорания.According to a possible feature, the exhaust gas temperature of a gas turbine engine is determined based on fuel injection into the combustion chamber.
Согласно возможному отличительному признаку, температуру отработавших газов газотурбинного двигателя определяют посредством измерения при помощи датчика.According to a possible feature, the exhaust gas temperature of the gas turbine engine is determined by measurement using a sensor.
Согласно возможному отличительному признаку, регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя осуществляют, определяя зазор между корпусом и лопатками турбины, при этом электрический двигатель подает механическую мощность на вал, приводимый во вращение турбиной, когда зазор между корпусом и лопатками турбины достигает порогового значения.According to a possible feature, control of the supply of mechanical power from the electric motor is carried out by determining the gap between the casing and the turbine blades, wherein the electric motor supplies mechanical power to the shaft driven by the turbine when the gap between the casing and the turbine blades reaches a threshold value.
Согласно возможному отличительному признаку, подача механической мощности на вал, приводимый во вращение турбиной, меняется в зависимости от превышения зазора между корпусом и лопатками турбины по отношению к пороговому значению. Таким образом, подача механической мощности может быть тем больше, чем больше зазор между корпусом и лопатками турбины превышает пороговое значение.According to a possible feature, the supply of mechanical power to the shaft driven by the turbine varies depending on the excess of the gap between the casing and the turbine blades in relation to a threshold value. Thus, the supply of mechanical power can be greater, the larger the gap between the casing and the turbine blades exceeds a threshold value.
Согласно возможному отличительному признаку, зазор между корпусом и лопатками турбины определяют посредством измерения при помощи датчика.According to a possible feature, the gap between the casing and the turbine blades is determined by measuring with a sensor.
Согласно возможному отличительному признаку, зазор между корпусом и лопатками турбины определяют на основании модели, построенной при помощи параметров двигателя, измеряемых системой контроля. Так, согласно возможному отличительному признаку, зазор между корпусом и лопатками турбины определяют на основании температуры воздуха в турбине (температура проточного тракта) и температуры корпуса турбины.According to a possible feature, the clearance between the casing and the turbine blades is determined based on a model constructed using engine parameters measured by the control system. Thus, according to a possible distinguishing feature, the gap between the casing and the turbine blades is determined based on the temperature of the air in the turbine (flow path temperature) and the temperature of the turbine casing.
Согласно другому возможному отличительному признаку, зазор между корпусом и лопатками турбины определяют на основании температуры корпуса турбины и температуры диска турбины.According to another possible feature, the clearance between the casing and the turbine blades is determined based on the temperature of the turbine casing and the temperature of the turbine disk.
Согласно возможному отличительному признаку, регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя осуществляют, измеряя тягу, создаваемую газотурбинным двигателем, при этом электрический двигатель подает механическую мощность на вал, приводимый во вращение турбиной, когда тяга, создаваемая газотурбинным двигателем, достигает пороговое значение.According to a possible feature, control of the supply of mechanical power from the electric motor is accomplished by measuring the thrust generated by the gas turbine engine, wherein the electric motor supplies mechanical power to a shaft driven by the turbine when the thrust generated by the gas turbine engine reaches a threshold value.
Согласно возможному отличительному признаку, электрический двигатель активируют в течение времени, составляющего от 100 секунд до 400 секунд.According to a possible feature, the electric motor is activated for a period of time ranging from 100 seconds to 400 seconds.
Вторым объектом изобретения является газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий:The second object of the invention is a gas turbine engine for an aircraft, containing:
- турбину, которая находится на выходе камеры сгорания и соединена с валом, при этом турбина содержит корпус и множество лопаток;- a turbine, which is located at the outlet of the combustion chamber and is connected to the shaft, the turbine comprising a housing and a plurality of blades;
- устройство впрыска топлива, выполненное с возможностью впрыскивать топливо в камеру сгорания;- a fuel injection device configured to inject fuel into the combustion chamber;
- устройство вычисления тяги, выполненное с возможностью вычислять тягу, создаваемую газотурбинным двигателем;- a thrust calculation device configured to calculate the thrust generated by the gas turbine engine;
- электрический двигатель, соединенный с валом;- electric motor connected to the shaft;
- систему контроля, соединенную с устройством вычисления тяги, с устройством впрыска топлива и с электрическим двигателем, при этом система контроля выполнена с возможностью осуществления способа согласно любому из предыдущих отличительных признаков.- a control system connected to a thrust calculation device, a fuel injection device and an electric motor, wherein the control system is configured to implement a method according to any of the previous features.
Согласно возможному отличительному признаку, газотурбинный двигатель является двухвальным и двухконтурным, при этом турбина является турбиной высокого давления, и вал является валом высокого давления.According to a possible feature, the gas turbine engine is a twin-shaft and dual-circuit engine, wherein the turbine is a high-pressure turbine and the shaft is a high-pressure shaft.
Третьим объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий газотурбинный двигатель согласно любому из предыдущих отличительных признаков.The third object of the invention is an aircraft comprising a gas turbine engine according to any of the previous features.
Краткое описание чертежейBrief description of drawings
Другие отличительные признаки и преимущества данного изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания со ссылками на прилагаемые чертежи, иллюстрирующие неограничивающий пример осуществления.Other features and advantages of the present invention will become more apparent from the following description taken with reference to the accompanying drawings illustrating a non-limiting embodiment.
На фиг. 1 схематично показан газотурбинный двигатель для летательного аппарата;In fig. 1 schematically shows a gas turbine engine for an aircraft;
на фиг. 2 представлено сравнение изменения температуры отработавших газов известного газотурбинного двигателя и заявленного газотурбинного двигателя.in fig. 2 shows a comparison of the change in exhaust gas temperature of a known gas turbine engine and the claimed gas turbine engine.
Осуществление изобретенияCarrying out the invention
На фиг. 1 схематично показан авиационный двухвальный и двухконтурный газотурбинный двигатель 1, содержащий от входа к выходу по направлению прохождения воздушного потока вентилятор 2, компрессор 3 низкого давления (НД), компрессор 4 высокого давления (ВД), турбину 6 высокого давления (ВД) и турбину 7 низкого давления (НД). Вместе с тем, изобретение можно применять для газотурбинного двигателя, имеющего другую конструкцию.In fig. 1 schematically shows an aviation twin-shaft and double-circuit gas turbine engine 1, containing from inlet to outlet in the direction of air flow a fan 2, a low-pressure (LP) compressor 3, a high-pressure (HP) compressor 4, a high-pressure (HP) turbine 6 and a turbine 7 low pressure (LP). However, the invention can be applied to a gas turbine engine having a different design.
Турбина 6 высокого давления соединена с компрессором 4 высокого давления через вал 8 высокого давления, и турбина 7 низкого давления соединена с компрессором 3 низкого давления через вал 9 низкого давления.The high-pressure turbine 6 is connected to the high-pressure compressor 4 through the high-pressure shaft 8, and the low-pressure turbine 7 is connected to the low-pressure compressor 3 through the low-pressure shaft 9.
Турбина 6 высокого давления содержит множество лопаток 61, окруженных корпусом 62. Лопатки 61 содержат вершину, находящуюся напротив корпуса 62, при этом между вершиной 61 лопатки и указанным корпусом 62 имеется зазор.The high-pressure turbine 6 includes a plurality of blades 61 surrounded by a housing 62. The blades 61 have a tip opposite the housing 62, with a gap between the tip 61 of the blade and said housing 62.
Также газотурбинный двигатель 1 содержит электрический двигатель 10, соединенный с валом 8 высокого давления, при этом электрический двигатель 10 обеспечивает приведение во вращение указанного вала 8 высокого давления. Например, электрический двигатель 10 может быть расположен в коробке приводов агрегатов (AGB или “accessory gearbox” согласно англо-саксонской терминологии) газотурбинного двигателя 1. Электрический двигатель 10 питается, например, от батареи 11.Also, the gas turbine engine 1 contains an electric motor 10 connected to a high-pressure shaft 8, wherein the electric motor 10 drives said high-pressure shaft 8 into rotation. For example, the electric motor 10 may be located in the accessory gearbox (AGB or “accessory gearbox” in Anglo-Saxon terminology) of the gas turbine engine 1. The electric motor 10 is powered, for example, by a battery 11.
Газотурбинный двигатель 1 содержит устройство 12 впрыска топлива, которое позволяет впрыскивать топливо в камеру 5 сгорания. Устройство 12 впрыска топлива может, в частности, содержать насос, соединенный с топливным баком.The gas turbine engine 1 includes a fuel injection device 12 that allows fuel to be injected into the combustion chamber 5. The fuel injection device 12 may in particular comprise a pump connected to the fuel tank.
Газотурбинный двигатель 1 содержит также устройство 13 вычисления тяги, которое выполнено с возможностью вычислять тягу, создаваемую газотурбинным двигателем 1 во время его работы. Тягу, создаваемую газотурбинным двигателем 1, можно вычислять, например, на основании скорости вращения вентилятора 2, полного давления на входе в газотурбинный двигатель 1, полной температуры на входе в газотурбинный двигатель 1 и разности между температурой наружного воздуха и стандартной атмосферой (ISA от “International Standard Atmosphere”). Тягу, создаваемую газотурбинным двигателем 1, можно также вычислять на основании давления воздуха в вентиляторе 2 и давления воздуха в турбине 7 низкого давления. Так, устройство 13 вычисления тяги может содержать множество датчиков, распределенных в газотурбинном двигателе 1 или на летательном аппарате, чтобы измерять физические величины, позволяющие вычислять тягу, создаваемую летательным аппаратом.The gas turbine engine 1 also includes a thrust calculation device 13, which is configured to calculate the thrust generated by the gas turbine engine 1 during its operation. The thrust produced by the gas turbine engine 1 can be calculated, for example, based on the rotation speed of the fan 2, the total inlet pressure of the gas turbine engine 1, the total inlet temperature of the gas turbine engine 1, and the difference between the outside air temperature and the standard atmosphere (ISA from International Standard Atmosphere". The thrust generated by the gas turbine engine 1 can also be calculated based on the air pressure in the fan 2 and the air pressure in the low pressure turbine 7. Thus, the thrust calculation device 13 may include a plurality of sensors distributed in the gas turbine engine 1 or on the aircraft to measure physical quantities allowing the thrust produced by the aircraft to be calculated.
Газотурбинный двигатель 1 содержит систему 14 контроля, соединенную с электрическим двигателем 10, с устройством 12 впрыска топлива и с устройством 13 вычисления тяги. Система 14 контроля может быть также соединена с батареей 11. Система 14 контроля обеспечивает контроль электрического двигателя 10 и устройства 12 впрыска топлива, и система 14 контроля получает значение тяги, вычисляемое устройством 13 вычисления тяги. Согласно возможному варианту, электрическую мощность, необходимую для работы электрического двигателя, получают от электрического источника, который расположен в летательном аппарате, то есть за пределами газотурбинного двигателя 1. Этот электрический источник в летательном аппарате может, например, содержать вспомогательную силовую установку (APU от “Auxiliary Power Unit” согласно англо-саксонской терминологии).The gas turbine engine 1 contains a control system 14 connected to an electric motor 10, a fuel injection device 12 and a thrust calculation device 13. The control system 14 may also be connected to the battery 11. The control system 14 monitors the electric motor 10 and the fuel injection device 12, and the control system 14 receives the thrust value calculated by the thrust calculation device 13. According to a possible embodiment, the electrical power required to operate the electric motor is obtained from an electrical source that is located in the aircraft, that is, outside the gas turbine engine 1. This electrical source in the aircraft may, for example, comprise an auxiliary power unit (APU). Auxiliary Power Unit” according to Anglo-Saxon terminology).
Система 14 контроля выполнена с возможностью осуществлять способ регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя 1. Для этого система 14 контроля может содержать память, в которой записан способ, и процессор для исполнения записанного в памяти способа.The control system 14 is configured to implement a method for regulating the temperature of the exhaust gases of the gas turbine engine 1. For this purpose, the control system 14 may comprise a memory in which the method is stored, and a processor for executing the method recorded in the memory.
Способ регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя 1 содержит следующие этапы:The method for regulating the temperature of exhaust gases of a gas turbine engine 1 contains the following steps:
- регулирование впрыска топлива в камеру 12 сгорания, чтобы газотурбинный двигатель 1 создавал целевую тягу;- regulation of fuel injection into the combustion chamber 12 so that the gas turbine engine 1 creates the target thrust;
- регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя 10 на вал 8 высокого давления, при этом электрический двигатель 10 активируют, когда зазор между вершинами лопаток 61 и корпусом 62 превышает пороговое значение. Пороговое значение зазора может, например, составлять 0,6 мм.- regulating the supply of mechanical power from the electric motor 10 to the high-pressure shaft 8, wherein the electric motor 10 is activated when the gap between the tips of the blades 61 and the housing 62 exceeds a threshold value. The gap threshold value may, for example, be 0.6 mm.
Этапы способа осуществляют одновременно.The stages of the method are carried out simultaneously.
Действительно, заявитель установил, что, если зазор между лопатками 61 и корпусом 62 является слишком большим и производительность турбины 6 высокого давления падает, предпочтительнее подавать механическую мощность через электрический двигатель 10, чем впрыскивать больше топлива в камеру 5 сгорания, чтобы компенсировать потерю производительности.Indeed, the applicant has found that if the gap between the blades 61 and the housing 62 is too large and the performance of the high pressure turbine 6 drops, it is preferable to supply mechanical power through the electric motor 10 rather than inject more fuel into the combustion chamber 5 to compensate for the loss of performance.
Способ регулирования представляет наибольший интерес для фазы взлета летательного аппарата и, в частности, во время первого запуска газотурбинного двигателя в течение дня. Таким образом, значение целевой тяги может быть равно взлетной тяге.The control method is of greatest interest during the take-off phase of the aircraft and, in particular, during the first start-up of the gas turbine engine during the day. Thus, the target thrust value can be equal to the takeoff thrust.
Подачу механической мощности от электрического двигателя 10 можно осуществлять в течение времени, составляющего от 100 секунд до 400 секунд, или составляющего от 100 секунд до 300 секунд, или составляющего от 200 секунд до 300 секунд. Действительно, заявитель заметил, что зазор между корпусом 62 и лопатками 61 стремится к увеличению в течение времени, в основном составляющего 400 секунд, при этом величина зазора достигает пика в начале и постепенно уменьшается в дальнейшем.The mechanical power can be supplied from the electric motor 10 for a time of 100 seconds to 400 seconds, or 100 seconds to 300 seconds, or 200 seconds to 300 seconds. Indeed, the applicant has observed that the gap between the housing 62 and the blades 61 tends to increase over a period of time generally amounting to 400 seconds, with the amount of the gap peaking at the beginning and gradually decreasing thereafter.
Такой способ можно осуществлять в соответствии с тремя возможными вариантами.This method can be carried out in accordance with three possible options.
Согласно первому возможному варианту, превышение порогового значения зазора между лопатками 61 и корпусом 62 обнаруживают, используя температуру отработавших газов газотурбинного двигателя 1 (температура EGT от “exhaust gas temperature”). Действительно, заявитель заметил связь между температурой отработавших газов газотурбинного двигателя 1 и зазором между лопатками 61 и корпусом 62, при этом слишком высокая температура отработавших газов газотурбинного двигателя 1 связана с превышением расхода топлива, вызванным увеличением зазора между лопатками 61 и корпусом 62.According to the first possible option, exceeding a threshold value of the gap between the blades 61 and the housing 62 is detected using the exhaust gas temperature of the gas turbine engine 1 (EGT temperature from “exhaust gas temperature”). Indeed, the applicant noticed a relationship between the exhaust gas temperature of the gas turbine engine 1 and the gap between the blades 61 and the housing 62, while the excessively high exhaust gas temperature of the gas turbine engine 1 is associated with excess fuel consumption caused by an increase in the gap between the blades 61 and the housing 62.
Таким образом, согласно первому варианту, регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя 10 осуществляет система 14 контроля, определяя температуру отработавших газов газотурбинного двигателя 1, при этом система 14 контроля подает команду на подачу механической мощности от электрического двигателя 10 на вал 8 высокого давления, когда температура отработавших газов газотурбинного двигателя 1 достигает заранее определенного порогового значения. Регулирование электрического двигателя 10 системой 14 контроля происходит в замкнутом контуре.Thus, according to the first option, control of the supply of mechanical power from the electric motor 10 is carried out by the control system 14, determining the temperature of the exhaust gases of the gas turbine engine 1, while the control system 14 issues a command to supply mechanical power from the electric motor 10 to the high pressure shaft 8 when the exhaust gas temperature of the gas turbine engine 1 reaches a predetermined threshold value. Regulation of the electric motor 10 by the control system 14 occurs in a closed loop.
Температуру отработавших газов газотурбинного двигателя 1 можно определять на основании впрыска топлива в камеру сгорания, используя физическую модель, которая введена в систему контроля и которая дает температуру отработавших газов в зависимости от впрыскиваемого топлива.The exhaust gas temperature of the gas turbine engine 1 can be determined based on fuel injection into the combustion chamber using a physical model that is input into the control system and which gives the exhaust gas temperature depending on the injected fuel.
Температуру отработавших газов газотурбинного двигателя 1 можно также определять, измеряя температуру отработавших газов при помощи температурного датчика, находящегося в выпускном корпусе газотурбинного двигателя 1, при этом указанный температурный датчик соединен с системой 14 контроля. Согласно другой альтернативе, температурный датчик может находиться в направляющем аппарате низкого давления или на уровне направляющего аппарата низкого давления. Направляющий аппарат низкого давления образован неподвижными лопаточными колесами турбины 7 низкого давления.The exhaust gas temperature of the gas turbine engine 1 can also be determined by measuring the exhaust gas temperature using a temperature sensor located in the exhaust housing of the gas turbine engine 1, which temperature sensor is connected to the control system 14. According to another alternative, the temperature sensor may be located in the low pressure guide vane or at the level of the low pressure guide vane. The low-pressure guide vane is formed by the fixed blade wheels of the low-pressure turbine 7.
Согласно второму возможному варианту, регулирование при помощи системы 14 контроля подачи механической мощности от электрического двигателя 10 осуществляют, определяя зазор между корпусом 62 и лопатками 61 турбины 6 высокого давления, при этом система 14 контроля активирует подачу механической мощности от электрического двигателя 10 на вал 8 высокого давления, когда зазор между корпусом и лопатками турбины достигает порогового значения. Система 14 контроля осуществляет регулирование электрического двигателя 10 в замкнутом контуре.According to the second possible option, regulation using the control system 14 for the supply of mechanical power from the electric motor 10 is carried out by determining the gap between the housing 62 and the blades 61 of the high-pressure turbine 6, while the control system 14 activates the supply of mechanical power from the electric motor 10 to the high-pressure shaft 8 pressure when the gap between the housing and the turbine blades reaches a threshold value. The control system 14 regulates the electric motor 10 in a closed loop.
Зазор между лопатками 61 и корпусом 62 можно определять при помощи датчика, установленного на турбине 6 высокого давления, который измеряет расстояние между вершиной лопаток 16 и корпусом 62.The clearance between the blades 61 and the housing 62 can be determined using a sensor mounted on the high pressure turbine 6, which measures the distance between the tip of the blades 16 and the housing 62.
Зазор между корпусом 62 и лопатками 61 можно также определять на основании температуры воздуха на уровне турбины 6 высокого давления (температура проточного тракта) и температуры корпуса 62, что позволяет определить разность теплового расширения между диском турбины 6 высокого давления и корпусом 62.The clearance between the housing 62 and the blades 61 can also be determined based on the air temperature at the level of the high-pressure turbine 6 (flow path temperature) and the temperature of the housing 62, which allows the difference in thermal expansion between the disk of the high-pressure turbine 6 and the housing 62 to be determined.
Согласно другому возможному решению, зазор между лопатками 61 и корпусом 62 можно определять на основании температуры корпуса 62 и температуры диска турбины 6 высокого давления, что позволяет определить разность теплового расширения между диском турбины 6 высокого давления и корпусом 62.According to another possible solution, the gap between the blades 61 and the housing 62 can be determined based on the temperature of the housing 62 and the temperature of the high-pressure turbine disk 6, which allows the difference in thermal expansion between the high-pressure turbine disk 6 and the housing 62 to be determined.
Согласно третьему возможному варианту, регулирование подачи механической мощности осуществляют в открытом контуре, а не в закрытом контуре, как в первом варианте и во втором варианте. В третьем варианте система 14 контроля подает команду в электрический двигатель 10 на подачу механической мощности на вал 8 высокого давления, когда тяга, создаваемая газотурбинным двигателем 1, достигает порогового значения.According to the third possible option, the control of the mechanical power supply is carried out in an open loop, and not in a closed loop, as in the first option and in the second option. In the third embodiment, the control system 14 commands the electric motor 10 to supply mechanical power to the high pressure shaft 8 when the thrust generated by the gas turbine engine 1 reaches a threshold value.
Подачу механической мощности на вал 8 высокого давления, когда создаваемая тяга достигает порогового значения, осуществляют в соответствии с профилем, который определяют заранее и который записан в системе 14 контроля. Согласно предпочтительному варианту, профиль подачи механической мощности предусмотрен таким образом, чтобы учитывать наихудший случай, когда на производительность газотурбинного двигателя 1 отрицательно влияет увеличение зазора между корпусом 62 и лопатками 61.The supply of mechanical power to the high pressure shaft 8, when the generated thrust reaches a threshold value, is carried out in accordance with a profile that is determined in advance and which is recorded in the control system 14. According to a preferred embodiment, the mechanical power delivery profile is designed to take into account a worst-case scenario where the performance of the gas turbine engine 1 is adversely affected by increasing the clearance between the casing 62 and the blades 61.
Предпочтительно, система 14 контроля активирует электрический двигатель 10 для подачи механической мощности, когда тяга, создаваемая газотурбинным двигателем 1, достигает целевого значения, в частности, значения взлетной тяги.Preferably, the control system 14 activates the electric motor 10 to supply mechanical power when the thrust generated by the gas turbine engine 1 reaches a target value, in particular the takeoff thrust value.
Действительно, заявитель заметил, что зазор между корпусом 62 и лопатками 61 стремится к увеличению в конце ускорения газотурбинного двигателя 1, при этом максимум зазора наступает примерно через 1 минуту после конца ускорения.Indeed, the applicant has observed that the gap between the housing 62 and the blades 61 tends to increase at the end of the acceleration of the gas turbine engine 1, with the maximum gap occurring approximately 1 minute after the end of the acceleration.
Как показано на фиг. 2, где представлена разность изменения температуры отработавших газов между известным газотурбинным двигателем и заявленным газотурбинным двигателем, изобретение позволяет уменьшить или даже устранить пик температуры выходных газов газотурбинного двигателя 1 во время первого взлета летательного аппарата.As shown in FIG. 2, which shows the difference in the temperature change of the exhaust gases between the known gas turbine engine and the inventive gas turbine engine, the invention makes it possible to reduce or even eliminate the peak temperature of the exhaust gases of the gas turbine engine 1 during the first takeoff of the aircraft.
В описанном выше примере выполнения наблюдаемый зазор является зазором турбины 6 высокого давления, и электрический двигатель 10 подает механическую мощность на вал 8 высокого давления, однако изобретение можно также применять на турбине 7 низкого давления, при этом электрический двигатель 10 подает механическую мощность на вал 9 низкого давления.In the embodiment described above, the observed gap is the gap of the high pressure turbine 6, and the electric motor 10 supplies mechanical power to the high pressure shaft 8, however, the invention can also be applied to the low pressure turbine 7, with the electric motor 10 supplying mechanical power to the low pressure shaft 9 pressure.
Claims (19)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1902699 | 2019-03-15 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2021129536A RU2021129536A (en) | 2023-04-11 |
| RU2802908C2 true RU2802908C2 (en) | 2023-09-05 |
Family
ID=
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2292472C2 (en) * | 2001-04-06 | 2007-01-27 | Вольво Аэро Корпорейшн | Gas-turbine engine, method of braking and transport facility with gas-turbine drive |
| EP1990519B1 (en) * | 2007-05-08 | 2013-07-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method of operating a gas turbine engine |
| RU2645392C2 (en) * | 2013-06-28 | 2018-02-21 | Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани | Systems and methods for controlling flow of exhaust gas in gas turbine systems with recirculation of exhaust gas |
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2292472C2 (en) * | 2001-04-06 | 2007-01-27 | Вольво Аэро Корпорейшн | Gas-turbine engine, method of braking and transport facility with gas-turbine drive |
| EP1990519B1 (en) * | 2007-05-08 | 2013-07-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method of operating a gas turbine engine |
| RU2645392C2 (en) * | 2013-06-28 | 2018-02-21 | Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани | Systems and methods for controlling flow of exhaust gas in gas turbine systems with recirculation of exhaust gas |
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 | |
| US10174678B2 (en) | Bowed rotor start using direct temperature measurement | |
| US20140373552A1 (en) | Method and system for starting up an aircraft turbomachine by real-time regulation of air flow | |
| US11466621B2 (en) | Adaptive thermal management system for aircraft fuel system | |
| US10934972B2 (en) | Stability margin and clearance control using power extraction and assist of a gas turbine engine | |
| US20110056210A1 (en) | Surge margin regulation | |
| EP2937522A1 (en) | Control of a gas turbine engine | |
| CN113906204A (en) | Method for regulating the acceleration of a turbomachine | |
| US20160245172A1 (en) | Two-Shaft Gas Turbine, and Control System and Control Method of the Gas Turbine | |
| US12078101B2 (en) | Method for regulating a turbomachine comprising a temporary power-increasing device | |
| RU2316663C1 (en) | Method of metering out of fuel at starting of gas-turbine engine | |
| RU2802908C2 (en) | Method for controlling exhaust gas temperature of gas turbine engine | |
| JP7399978B2 (en) | How to control the temperature of turbomachinery exhaust gas | |
| US10267326B2 (en) | Variable vane scheduling | |
| US12000290B2 (en) | Control method and unit for controlling the clearance of a high-pressure turbine to reduce the effect of EGT overshoot | |
| RU2329388C1 (en) | Method of gas turbine engine protection | |
| RU2310100C2 (en) | Method to protect gas-turbine engine from unstable operation of compressor | |
| US11982189B2 (en) | Warm start control of an active clearance control for a gas turbine engine | |
| EP4119775A1 (en) | Active clearance control system and method for an aircraft engine | |
| US12025060B2 (en) | Method and system for operating an engine to prevent high power engine surges | |
| RU2021129536A (en) | METHOD FOR CONTROLLING EXHAUST GAS TEMPERATURE OF GAS TURBINE ENGINE | |
| RU2013620C1 (en) | Starting speed control method for cross-compound gas-turbine engine | |
| RU2427721C1 (en) | Control method of fuel flow at start of gas turbine unit | |
| RU2472974C2 (en) | Method of gas turbine engine protection |