Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления

Авторы патента:

F02C9/28 - системы регулирования, чувствительные к параметрам установки и окружающей среды, например к температуре, давлению, скорости ротора (F02C 9/30- F02C 9/38,F02C 9/44 имеют преимущество)

Владельцы патента RU 2634997:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями с форсажной камерой сгорания. Для формирования заданного значения положения распределительного золотника используют регулятор с пропорционально-интегральным законом регулирования и с переменным в зависимости от приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора коэффициентом усиления. На режимах запуска форсажной камеры сгорания увеличивают коэффициент усиления регулятора и обнуляют накопленное интегратором значение. Описана также система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат - повышение качества управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания путем повышения быстродействия системы за счет переключения структуры регулятора и изменения коэффициента усиления регулятора в зависимости от режима работы ГТД. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Известен способ управления ГТД с ФКС, заключающийся в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем (РУД) и расходу топлива в основную камеру (ОКС) сгорания (основной расход топлива) управляют расходом топлива в ФКС, по положению РУД и перепаду давлений на турбине формируют заданное положение створок критического сечения реактивного сопла (PC) двигателя, сравнивают его с измеренным положением створок PC, по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на привод створок PC, причем дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями положения створок PC, если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую по результатам сдаточных испытаний двигателя, ограничивают темп изменения расхода топлива в ФКС.

Система для реализации способа содержит последовательно соединенные блок датчиков, задатчик форсажных режимов работы двигателя, первый сумматор, первый электрогидропреобразователь, дозатор форсажного топлива, второй вход первого сумматора подключен к блоку датчиков. Система также содержит последовательно соединенные задатчик положения PC, второй сумматор, второй электрогидропреобразователь, золотник управления гидроцилиндрами привода PC, задатчик положения PC и второй вход сумматора подключены к блоку датчиков, выход второго сумматора подключен к задатчику форсажных режимов.

В процессе работы системы по измеренным с помощью блока датчиков температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению РУД и расходу топлива в ОКС сгорания задатчик форсажных режимов формируют заданное положение дозатора, которое в первом сумматоре сравнивается с фактическим положением, измеренным с помощью блока датчиков. По величине рассогласования, поступающей в первый электрогидропреобразователь, формируется управляющее воздействие на дозатор, с помощью которого изменяется расход топлива в ФКС.

По измеренным положению РУД и перепаду давлений на турбине задатчик положения PC формирует заданное положение створок PC.

Значение заданного положения створок PC поступает во второй сумматор, где сравнивается с измеренным значением положения створок. По величине рассогласования между заданным и измеренным значениями второй электрогидропреобразователь осуществляет управление гидроцилиндрами привода створок PC с помощью золотника.

При работе системы и исправных элементах контура управления PC (электрогидропреобразователя, золотника) фактическое положение створок PC отличается от заданного практически только на динамических режимах. Так как заданное положение створок PC изменяется достаточно плавно, то величина рассогласования между заданным и фактическим положением в динамически отлаженной системе не превышает конкретной величины заранее заданного допуска. Однако в эксплуатации возникают ситуации, когда величина рассогласования в отдельные моменты может превышать эту величину (например, при «затираниях» гидроцилиндров привода PC, в момент резкого увеличения потребного расхода топлива, когда инерционность топливного насоса не позволяет мгновенно увеличить располагаемый расход, и т.д.). При этом возникает дисбаланс между расходом воздуха двигателя и расходом топлива в ФКС. Чтобы избежать этого, величина рассогласования между заданным и фактическим положением створок PC с выхода второго сумматора подается в задатчик форсажных режимов для контроля. При превышении наперед заданной величины, определяемой при сдаточных испытаниях двигателя, задатчик начинает ограничивать темп изменения расхода форсажного топлива /RU 2387857 С2, F02C 9/28, 27.04.2010/ /1/.

В результате анализа известных способа и системы необходимо отметить, что они обладают недостаточным быстродействием на дроссельных режимах работы, а парирование отклонений параметров работы газогенератора (ГГ) от установившихся при розжиге ФКС происходит за счет ограничения темпа изменения расхода топлива в ФКС, а следовательно, за счет увеличения времени форсажной приемистости.

Наиболее близкими к заявленной группе изобретений по технической сущности и достигаемому техническому результату являются способ и система управления ГТД с ФКС, причем способ заключается в том, что в процессе работы двигателя посредством датчиков измеряют параметры работы двигателя, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования управляют положением распределительного золотника, управляющего гидроцилиндрами, регулирующими положение створок критического сечения PC двигателя, при запуске двигателя распределительный золотник перемещают в нейтральное положение, на дроссельных режимах работы двигателя определяют приведенную частоту вращения ротора турбокомпрессора и положение гидроцилиндра PC и по результатам сравнения данных сигналов получают управляющий сигнал, в соответствии с которым регулируют положение распределительного золотника для поддержания заданной площади PC, на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, которое сравнивают с заданным значением, и по величине ошибки, полученной в результате сравнения, формируют заданное значение положения распределительного золотника, а при останове двигателя распределительный золотник перемещают в положение для полного раскрытия PC.

Система для реализации способа содержит задатчик, элемент сравнения, регулятор положения гидроцилиндров PC, последовательно соединенные электрогидравлический преобразователь и распределительный золотник управления гидроцилиндрами PC с датчиком положения гидроцилиндра PC и датчиками двигательных параметров: частоты вращения ротора турбокомпрессора (ТК), температуры на входе в двигатель, давлений в двух сечениях двигателя и датчиком положения РУД. Система также содержит датчик положения распределительного золотника PC, второй и третий задатчик, второй и третий элементы сравнения, усилитель, логический блок, переключатель, делитель, регулятор отношения давлений в двух сечениях двигателя, блок вычисления приведенной частоты вращения ротора ТК, первый и второй входы которого связаны с датчиками температуры на входе в двигатель и частоты вращения ротора ТК соответственно, а выход связан с первым задатчиком, выход которого связан с первым входом первого элемента сравнения, второй вход которого связан с датчиком положения гидроцилиндра PC, а выход - с регулятором положения гидроцилиндров PC, вход второго задатчика связан с датчиком температуры на входе в двигатель, а выход связан с первым входом второго элемента сравнения, второй вход которого связан с выходом делителя, а выход связан со входом регулятора отношения давлений в двух сечениях двигателя, со входом третьего задатчика связан второй выход логического блока, при этом выходы третьего задатчика, регулятора положения гидроцилиндров PC, регулятора отношений давлений в двух сечениях двигателя и первый выход логического блока связаны со входами переключателя, выход которого связан с первым входом третьего элемента сравнения, второй вход которого соединен с датчиком положения распределительного золотника, а выход - через усилитель с последовательно соединенными электрогидроусилителем и распределительным золотником, управляющим положением гидроцилиндров PC, при этом входы логического блока соединены с датчиками положения РУД и частоты вращения ротора ТК, а входы делителя - с датчиками давления в двух заданных сечениях двигателя /RU 2466287 C1, F02C 9/28, 10.11.2012/ /2/.

В результате анализа данных способа и системы необходимо отметить, что система обладает недостаточным быстродействием на дроссельных режимах работы, так как не учитывает изменения степени влияния площади критического сечения PC на отношение давлений в двух заданных сечениях двигателя. Снижение быстродействия приводит к увеличению ошибок регулируемых параметров и ухудшению динамического качества системы в целом. Также снижается область устойчивого безопасного запуска форсажной камеры сгорания.

Задачей данного изобретения является повышение точности поддержания заданного отношения давления в двух заданных сечениях двигателя на дроссельных режимах работы и парирование негативного влияния процесса воспламенения топлива в форсажной камере сгорания на параметры работы двигателя.

Техническим результатом заявленной группы изобретений является повышение качества управления ГТД с ФКС путем повышения быстродействия системы за счет переключения структуры регулятора и изменения коэффициента усиления регулятора в зависимости от режима работы ГТД.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, заключающемся в том, что в процессе работы двигателя посредством датчиков измеряют приведенную частоту вращения ротора турбокомпрессора, параметры работы двигателя, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования управляют положением распределительного золотника, управляющего гидроцилиндрами, регулирующими положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя, на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, которое сравнивают с заданным значением, и по величине ошибки, полученной в результате сравнения, формируют заданное значение положения распределительного золотника, новым является то, что для формирования заданного значения положения распределительного золотника используют регулятор с пропорционально-интегральным законом регулирования и с переменным в зависимости от приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора коэффициентом усиления, а на режимах запуска форсажной камеры сгорания увеличивают коэффициент усиления регулятора и обнуляют накопленное интегратором значение.

В системе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, содержащей первый задатчик формирования заданного значения отношения давлений в заданных сечениях двигателя, первый, второй и третий суммирующие усилители, электрогидроусилитель, связанный входом с выходом третьего суммирующего усилителя, а выходом - с распределительным золотником, управляющим положением гидроцилиндров реактивного сопла двигателя, датчик положения золотника, связанный со вторым входом третьего суммирующего усилителя, делитель, блок формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, датчики давления за компрессором и за турбиной, связанные с входами делителя, датчики частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель, подключенные к входам блока формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, причем датчик температуры дополнительно подключен к входу первого задатчика, а также датчик положения рычага управления двигателем, новым является то, что система оснащена вторым задатчиком - расхода топлива в форсажную камеру сгорания, первым и вторым усилителями с переменным коэффициентом усиления, интегратором, выход первого задатчика подключен к первому входу первого суммирующего усилителя, выход которого связан с первым входом первого усилителя с переменным коэффициентом усиления, выход которого связан с первым входом второго усилителя с переменным коэффициентом усиления, а его выход связан с первыми входами второго суммирующего усилителя и интегратора, выход интегратора связан со вторым входом второго суммирующего усилителя, а выход последнего - с первым входом третьего суммирующего усилителя, выход делителя связан со вторым входом первого суммирующего усилителя, выход блока формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора связан со вторым входом первого усилителя с переменным коэффициентом усиления, причем система оснащена последовательно соединенными первым пороговым устройством, счетчиком и вторым пороговым устройством, выход которого подключен ко вторым входам второго усилителя с переменным коэффициентом усиления и интегратора, а вход первого порогового устройства связан с выходом задатчика расхода топлива в форсажную камеру сгорания, входы которого связаны с датчиками положения рычага управления двигателем и температуры воздуха на входе в двигатель.

Сущность заявленной группы изобретений поясняется графическими материалами.

Фиг. 1 - схема системы управления ГТД с ФКС, реализующей заявленный способ;

Фиг. 2 - график зависимости коэффициента усиления регулятора от приведенной частоты вращения ротора ТК.

Система управления ГТД с ФКС содержит первый задатчик 1 формирования заданного значения отношения давлений в заданных сечениях, выход которого подключен к первому входу первого суммирующего усилителя 2, выход которого подключен к первому входу первого усилителя 3 с переменным коэффициентом усиления. Выход первого усилителя 3 с переменным коэффициентом усиления подключен к первому входу второго усилителя 4 с переменным коэффициентом усиления, выход которого, в свою очередь, связан с первым входом второго суммирующего усилителя 5 и с первым (основным) входом интегратора 6. Выход интегратора 6 подключен ко второму входу второго суммирующего усилителя 5.

Выход второго суммирующего усилителя 5 подключен к первому входу третьего суммирующего усилителя 7, который через электрогидроусилитель 8 связан с распределительным золотником 9, управляющим положением гидроцилиндров 10 PC ГТД 11.

Положение распределительного золотника 9 отслеживается датчиком 12 положения, который подключен ко второму входу третьего суммирующего усилителя 7.

Система также содержит второй задатчик 13, а именно задатчик расхода топлива в ФКС, выход задатчика подключен к входу первого порогового устройства 14, выход которого подключен к счетчику 15, который, в свою очередь, подключен ко второму пороговому устройству 16. Выход второго порогового устройства 16 связан со вторым входом второго усилителя 4 с переменным коэффициентом усиления для управления коэффициентом усиления данного усилителя и со вторым входом интегратора 6 для управления его накопленным значением.

Система оснащена блоком 17 формирования приведенной частоты вращения ротора ТК, выход которого подключен ко второму входу усилителя 3.

Параметры ГТД 11 в процессе его работы отслеживаются датчиками, условно представленными на графических материалах в виде блока 18.

Для обеспечения управления в системе используются показания следующих датчиков: давления в двух заданных сечениях ГТД, например за компрессором - (Р_к) и за турбиной - (Р_т); частоты вращения ротора турбокомпрессора - (N_тк); температуры воздуха на входе в ГТД - (Т_вх), положения РУД (α_РУД). РУД обозначен позицией 19.

Датчики (Р_к) и (Р_т) соединены с входами делителя 20, выход которого связан со вторым входом первого суммирующего усилителя 2.

Датчик (Т_вх) связан с входом первого задатчика 1 и с первым входом блока 17 формирования приведенной частоты вращения ротора, со вторым входом которого связан датчик частоты вращения ротора (N_тк).

К входам второго задатчика 13 расхода топлива в ФКС подключены датчик положения РУД, температуры на входе в ГТД (Т_вх) и давления за компрессором (Р_к).

Заданные сечения двигателя выбираются исходя из решения задачи управления: обеспечение заданного режима работы компрессоров двигателя при изменении расхода топлива в форсажную камеру сгорания. Задача может решаться путем регулирования степени расширения газов на турбине, в этом случае первый датчик давления измеряет давление за компрессором, второй - за турбиной. Возможно решение задачи путем поддержания степени сжатия компрессора, в этом случае один датчик изменяет давление на входе в двигатель, второй - за компрессором.

В данном патенте будет рассмотрено устройство, решающую задачу путем регулирования степени расширения газов на турбине.

Заявленная система скомпонована из известных блоков и элементов.

Суммирующие усилители (2, 5, 7), усилители с переменным коэффициентом усиления (3, 4), интегратор 6, первое пороговое устройство 14, второе пороговое устройство 16, счетчик 15, делитель 20 являются стандартными.

Интегратор 6 выполнен таким образом, что при наличии сигнала логической единицы на его втором входе значение, накопленное интегратором, обнуляется, при отсутствии сигнала интегратор интегрирует сигнал на своем первом основном входе.

Усилители (3, 4) с переменным коэффициентом усиления могут быть реализованы на известных матричных устройствах реализации произвольных функциональных зависимостей. Усилитель усиливает сигнал, приходящий на его первый вход, коэффициент усиления изменяется в зависимости от величины сигнала на его втором входе.

Первое пороговое устройство 14 выбрано таким образом, что при входном сигнале, большем и равном порогу срабатывания, устройство формирует на своем выходе сигнал логической единицы, а при сигнале меньше порога - логического нуля.

Второе пороговое устройство 16 выбрано таким образом, что при входном сигнале, большем первого порога срабатывания и меньшем второго порога, устройство формирует на своем выходе сигнал логической единицы, в остальных случаях - логического нуля.

Счетчик 15 выбран таким образом, что накапливает значение при наличии сигнала логической единицы на его входе, при отсутствии сигнала значение, накопленное счетчиком, обнуляется.

В качестве первого 1 и второго 13 задатчиков, а также блока 17 формирования приведенной частоты вращения могут быть использованы известные матричные устройства реализации произвольных функциональных зависимостей.

В качестве датчиков блока 18, а также датчика 12 положения распределительного золотника могут быть использованы стандартные датчики контроля параметров работы ГТД, например индуктивные датчики частоты вращения, термоэлектрические и терморезистивные датчики температуры, резистивные или емкостные датчики давлений, стандартные линейные дифференциальные трансформаторы для измерения линейных или угловых перемещений.

Заявленный способ посредством приведенной выше системы осуществляют следующим образом.

В процессе работы ГТД первый задатчик 1 формирования заданного значения отношения давлений в заданных сечениях двигателя по показаниям датчика температуры на входе в ГТД (Т_вх) по известной зависимости (например, ) формирует заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя, которое определяет заданную степень расширения газа на турбине.

Делитель 20 по показаниям датчиков давлений в заданных сечениях двигателя, например за компрессором (Р_к) и за турбиной (Р_т), формирует фактическую степень расширения газа на турбине (π_Т).

Первый суммирующий усилитель 2 по сигналам первого задатчика 1 и делителя 20 формирует значение рассогласования между заданной и фактической степенью расширения газа на турбине.

Сформированное первым суммирующим усилителем 2 значение рассогласования между заданной и фактической степенью расширения газа на турбине усиливается усилителем 3, а затем 4, усиленный сигнал интегрируется интегратором 6, затем усиленный сигнал суммируется на суммирующем усилителе 5 со своим проинтегрированным значением. Таким образом, реализуется пропорционально-интегральный закон регулирования параметра π_Т. Фактически совокупность блоков 3, 4, 5, 6 является регулятором параметра π_Т.

В случае снижения приведенной частоты вращения ротора ТК падает и степень влияния величины изменения площади критического сечения PC на параметр π_Т, поэтому коэффициент усиления регулятора параметра π_Т должен быть переменным по режиму работы ГТД, что обеспечивается усилителем 3.

Блок 17 формирования приведенной частоты вращения ротора ТК ГТД по показаниям датчика температуры на входе в двигатель (Т_вх) и датчика частоты вращения ротора (N_тк) формирует значение приведенной частоты вращения ротора по зависимости

Коэффициент усиления усилителя 3 формируется в соответствии с сигналом блока 17, например, по зависимости, представленной на фиг. 2.

Необходимо отметить, и это весьма важно, что особые требования по быстродействию регулирования параметра π_Т предъявляются на режимах запуска форсажной камеры сгорания. За время заполнения коллектора (порядка 300 мс) необходимо увеличить площадь критического сечения PC на 5…10% для повышения запасов газодинамической устойчивости компрессора. Во время розжига пускового коллектора (0,06 с) необходимо обеспечить парирование отклонения параметров работы двигателя (в частности, π_Т) и не допустить смещения рабочей точки на характеристике компрессора к помпажной границе.

Поэтому на режимах запуска форсажной камеры сгорания необходимо увеличивать коэффициент усиления регулятора. Так же целесообразным является отключение интегрального канала в регуляторе для исключения возможности накопления значения интеграла в переходном процессе при розжиге пускового коллектора. Эти функции обеспечиваются блоком 4 и цепью элементов 14, 15, 16.

Параллельно второй задатчик 13, используя показания датчиков Р_к, положения РУД и Т_вх, по известной зависимости (например, ) формирует заданный расход в ФКС ГТД 11, согласно которому регуляторы расхода форсажного топлива (не показаны) обеспечивают расход в ФК ГТД. Это осуществляется следующим образом. Первый пороговый элемент 14 формирует на своем выходе сигнал логической единицы, если в ФК ГТД подается топливо, и логического нуля, если не подается.

При поступлении сигнала логической единицы на вход счетчика 15 он начинает отсчитывать время с момента начала подачи топлива в ФКС. Второе пороговое устройство 16 формирует на своем выходе сигнал логической единицы согласно настройкам порогов срабатывания. В частности, сигнал логической единицы может быть сформирован с 1 по 300 мс с момента начала подачи топлива в ФКС, что соответствует времени заполнения пускового коллектора.

На время заполнения пускового коллектора ФКС накопленное значение интегратора 6 обнуляется, а коэффициент усиления второго усилителя 4 увеличивается до максимально допустимого значения. Таким образом, на режимах запуска ФКС реализуется пропорциональный закон регулирования, а коэффициент усиления регулятора параметра π_Т на данном режиме работы дополнительно увеличен.

Посредством третьего суммирующего усилителя 7, ЭГУ 8 и датчика 12 положения распределительного золотника распределительный золотник 9 позиционируется в заданное положение, сформированное регулятором параметра π_Т. Смещение распределительного золотника 9 приводит к перемещению гидроцилиндра 10 PC и изменению площади критического сечения PC, давления за турбиной низкого давления и параметра π_Т.

Группа изобретений позволяет повысить качество регулирования заданной степени расширения газов на турбине на всех режимах работы ГТД, включая дроссельные, за счет использования регулятора параметра π_Т с переменным коэффициентом усиления и пропорционально-интегральным законом регулирования, что обеспечивает возможность безопасного запуска ФКС по режиму работы двигателя. Заявленная группа изобретений также позволяет кратковременно повысить быстродействие регулятора до максимально возможного (граничного) на время, когда это необходимо, в частности при запуске ФКС.

1. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, заключающийся в том, что в процессе работы двигателя посредством датчиков измеряют приведенную частоту вращения ротора турбокомпрессора, параметры работы двигателя, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования управляют положением распределительного золотника, управляющего гидроцилиндрами, регулирующими положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя, на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, которое сравнивают с заданным значением, и по величине ошибки, полученной в результате сравнения, формируют заданное значение положения распределительного золотника, отличающийся тем, что для формирования заданного значения положения распределительного золотника используют регулятор с пропорционально-интегральным законом регулирования и с переменным в зависимости от приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора коэффициентом усиления, а на режимах запуска форсажной камеры сгорания увеличивают коэффициент усиления регулятора и обнуляют накопленное интегратором значение.

2. Система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, содержащая первый задатчик формирования заданного значения отношения давлений в заданных сечениях двигателя, первый, второй и третий суммирующие усилители, электрогидроусилитель, связанный входом с выходом третьего суммирующего усилителя, а выходом - с распределительным золотником, управляющим положением гидроцилиндров реактивного сопла двигателя, датчик положения золотника, связанный со вторым входом третьего суммирующего усилителя, делитель, блок формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, датчики давления за компрессором и за турбиной, связанные с входами делителя, датчики частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель, подключенные к входам блока формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, причем датчик температуры дополнительно подключен к входу первого задатчика, а также датчик положения рычага управления двигателем, отличающаяся тем, что система оснащена вторым задатчиком - расхода топлива в форсажную камеру сгорания, первым и вторым усилителями с переменным коэффициентом усиления, интегратором, выход первого задатчика подключен к первому входу первого суммирующего усилителя, выход которого связан с первым входом первого усилителя с переменным коэффициентом усиления, выход которого связан с первым входом второго усилителя с переменным коэффициентом усиления, а его выход связан с первыми входами второго суммирующего усилителя и интегратора, выход интегратора связан со вторым входом второго суммирующего усилителя, а выход последнего - с первым входом третьего суммирующего усилителя, выход делителя связан со вторым входом первого суммирующего усилителя, выход блока формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора связан со вторым входом первого усилителя с переменным коэффициентом усиления, причем система оснащена последовательно соединенными первым пороговым устройством, счетчиком и вторым пороговым устройством, выход которого подключен ко вторым входам второго усилителя с переменным коэффициентом усиления и интегратора, а вход первого порогового устройства связан с выходом задатчика расхода топлива в форсажную камеру сгорания, входы которого связаны с датчиками положения рычага управления двигателем, температуры воздуха на входе в двигатель и давления за компрессором.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией сопла. Предварительно при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде выводят двигатель на максимальный режим при постоянном значении диаметра критического сечения сопла, затем изменяют площадь критического сечения сопла до диаметра, превышающего минимальный диаметр на 0,1…0,2%, измеряют степень расширения на турбинах и вводят ее в регулятор двигателя в качестве программы поддержания заданной степени расширения на турбине на форсажных режимах работы двигателя.

Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления // 2631974

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. Система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания оснащена делителем, селектором максимума, блоком контроля исправности датчиков давлений, а также пороговым устройством и регулятором отношения давлений в заданных сечениях двигателя, входом связанным с выходом переключателя, а выходом с первым входом усилителя, второй вход которого связан с датчиком положения распределительного золотника.

Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя // 2630068

Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования заданного значения, по меньшей мере, одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета летательного аппарата, содержащий: этап, на котором получают текущее значение, по меньшей мере, одной рабочей переменной двигателя, этап, на котором извлекают из предварительно установленной таблицы значение декремента для по меньшей мере одного указанного параметра, связанного с текущим значением по меньшей мере одной указанной рабочей переменной двигателя, и этап, на котором регулируют заданное значение по меньшей мере одного указанного параметра посредством применения к нему значения декремента, извлекаемого из таблицы.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя // 2627627

Изобретение относится к электронно-гидромеханическим системам автоматического управления турбореактивными двигателями. Измеряют давление газа за турбиной низкого давления, определяют отношение давлений за компрессором и за турбиной низкого давления, для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя // 2623849

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем, температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором, и регулирование частоты вращения ротора низкого давления путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных и направляющих аппаратов компрессора низкого давления, а также критического сечения реактивного сопла.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя // 2623605

Изобретение может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления турбореактивными двигателями. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель и температуры газов за турбиной низкого давления, регулирование частоты вращения ротора низкого давления, дозирование расхода топлива в камеру сгорания и регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя // 2620737

Способ относится к регулированию авиационного турбореактивного двигателя (ТРД). Предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды.

Турбомашина, содержащая насос питания топливом с электрическим приводом, и способ питания топливом турбомашины // 2610360

Турбомашина для летательного аппарата, содержащая вал турбомашины и насосный модуль (100), содержащий конструктивный корпус (9), насосный вал (11), связанный с валом (1) турбомашины, насос (3) питания топливом турбомашины, установленный на упомянутом насосном валу (11) и внутри конструктивного блока (9), и электрическое устройство (5), установленное на упомянутом насосном валу (11) и выполненное с возможностью вращения упомянутого насосного вала (11) для приведения в действие насоса (3) питания или с возможностью быть приведенным во вращение упомянутым насосным валом (11) для электрического питания агрегата (8) турбомашины, при этом электрическое устройство содержит элементы ротора (51), установленные на наружной периферии подвижной части (32) насоса питания, и элементы статора (52), установленные на внутренней периферии конструктивного корпуса.

Система и способ автонастройки системы сгорания топлива газовой турбины // 2608802

Изобретение относится к энергетике. Способ автонастройки системы сгорания топлива газовой турбины включает выбор первой настроечной кривой из множества настроечных кривых для газовой турбины, разбалансировку стабильной рабочей точки газовой турбины путем изменения одного или более рабочих параметров на основе заранее заданного набора команд, определение настроечных параметров и их сохранение, в то время как текущую рабочую точку газовой турбины возвращают на упомянутую первую настроечную кривую, и формирование резервной копии настроечных параметров для восстановления стабильной рабочей точки.

Способ снижения выбросов вредных веществ в газотурбинном двигателе // 2596901

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано для регулирования газотурбинного двигателя. В способе снижения выбросов вредных веществ дополнительно измеряют давление топлива в дежурной Рт1 и основной Рт2 зонах горения, вычисляют отношение Рт1/Рт2, сравнивают измеренные величины выбросов вредных веществ с предельно допустимыми значениями и корректируют соотношения давлений Рт1/Рт2 путем уменьшения подачи топлива в дежурную зону горения до снижения уровня выбросов вредных веществ на 1-2% ниже предельно допустимых значений.

Способ управления газовой турбиной при частичных нагрузках // 2637152

Изобретение относится к электроэнергетике, может быть использовано в системах автоматического регулирования высокоскоростных генерирующих агрегатов, присоединенных с помощью преобразователя частоты к энергосистеме и направлено на снижение расхода топлива в газовой турбине при производстве электроэнергии. В известном способе регулирования газовой турбины при работе с частичными нагрузками, включающем получение задания величины мощности газовой турбины, измерение скорости вращения вала газовой турбины в режиме реального времени, для заданной величины мощности по графику зависимости скорости вращения от мощности газовой турбины по критерию минимального расхода топлива определяют уставку скорости вращения вала газовой турбины, сравнивают с ней текущее значение скорости вращения и формируют команду на изменение подачи топлива и воздуха в камеру сгорания газовой турбины для достижения значения уставки по скорости вращения. 1 ил.

Вычислитель турбомашины летательного аппарата // 2637286

Изобретение относится к вычислителю турбомашины летательного аппарата, содержащему металлический корпус в форме параллелепипеда с размещенной в нем электронной схемой, в которую встроены канал регулирования и канал контроля. Корпус согласно изобретению содержит первую полость с установленной в ней первой электронной платой для управления каналом регулирования и независимую от первой полости вторую полость с установленной в ней второй электронной платой для управления каналом контроля, причем указанные электронные платы выполнены в двух плоскостях, ориентированных под углом 90° друг к другу. Технический результат – устранение причин всех отказов общего типа, обеспечивая высокую гибкость. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя // 2637801

Изобретение относится к электронным системам контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, осуществляющим регистрацию информации о его параметрах и проводящим анализ его технического состояния. Система снабжена излучателем энергии, комплектом приемников энергии, входным устройством, анализатором помех, режекторным фильтром, вычитателем, памятью, при этом цифровой блок управления соединен с памятью, радиомодуль приема и диспетчеризации информации соединен с вычитателем, выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя связаны по радиоканалам с входом входного устройства, который соединен с входами анализатора помех и режекторного фильтра, выход анализатора помех соединен со вторым входом режекторного фильтра, выход которого соединен с входом вычитателя, выход которого соединен с входом радиомодуля приема и диспетчеризации информации, а второй вход вычитателя соединен с выходом памяти, вход которой соединен с одним из выходов цифрового блока управления, другой выход которого соединен с излучателем энергии, который по радиоканалу связан с комплектом приемников энергии, выходы которых соединены с входами комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя. Технический результат: повышение надежности и помехозащищенности электронной системы контроля и диагностики, увеличение межремонтного ресурса элементов системы. 2 ил.

Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата // 2638417

Настоящее изобретение относится к области контроля тяги газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя для приведения в движение летательного аппарата. Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата с помощью вычислителя, размещенного на указанном аппарате, при изменении заданного значения тяги (N1CONS) указанного турбореактивного двигателя, фактическая тяга (N1EFF) турбореактивного двигателя изменяется во время переходной фазы для достижения желаемого данного значения тяги (N1CONS), причем способ содержит этап обработки заданного значения тяги (N1CONS) с помощью функции фильтрации и модели переходной фазы таким образом, чтобы получить смоделированную тягу (N1MOD), этап измерения фактической фазы (N1EFF), этап сравнения указанной смоделированной тяги (N1MOD) с указанной фактической тягой (N1EFF) для определения отклонения (Δ) тяги, этап сравнения указанного отклонения (Δ) тяги с порогом (S) сигнализации и этап передачи сигнала тревоги в случае превышения указанного порога (S) сигнализации, способ, в котором на данной итерации смоделированная ранее тяга известна, модель переходной фазы предоставляет постоянную времени на основании смоделированной ранее тяги, функция фильтрации предоставляет смоделированную тягу (N1MOD) на основании полученной постоянной времени, смоделированной ранее тяги и заданного значения тяги (N1CONS). 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя // 2639409

Изобретение относится к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета. При осуществлении способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, затем по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной. Технический результат - сохранение ресурсных показателей двигателя при эксплуатации самолета в учебных целях. 1 табл.

Изменяемое регулирование предельной мощности газовых турбин // 2640874

Группа изобретений относится к способу эксплуатации газотурбинной установки, газотурбинной установке и носителю данных. В способе предусмотрены этап определения, по меньшей мере, одного эксплуатационного параметра газотурбинной установки и этап определения предельной величины мощности в зависимости от, по меньшей мере, одного определенного эксплуатационного параметра, причем, по меньшей мере, один эксплуатационный параметр газотурбинной установки включает в себя давление окружающей среды и увеличение предельной величины мощности происходит при повышении давления окружающей среды. Технический результат изобретений - повышение точности и гибкости согласования предельной величины мощности для регулирования газотурбинной установки с изменяющимися условиями окружающей среды. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Средства управления для турбины с множеством камер сгорания // 2641776

Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием. Реакционная камера выполнена с возможностью приема текучей среды, содержащей окисляемое топливо, через входное отверстие. Окислительный реактор выполнен с возможностью поддержания процесса беспламенного окисления. Система также включает в себя камеру сгорания со входным отверстием и выходным отверстием. Входное отверстие камеры сгорания находится в гидравлическом сообщении с выходным отверстием реакционной камеры. Камера сгорания выполнена с возможностью приема текучей среды из реакционной камеры и избирательного нагрева текучей среды. Также представлены способ запуска постепенного окисления в газовой турбине и вариант системы для постепенного окисления топлива. Изобретение позволяет обеспечить улучшенное управление процессом окисления топлива. 3 н. и 28 з.п. ф-лы, 21 ил.

Система управления газотурбинным двигателем // 2641786

Изобретение относится к способу эксплуатации газотурбинного двигателя. Способ включает этапы регулирования подачи жидкого топлива к горелке с высокой выходной мощностью для обеспечения высокой выходной мощности при наличии предельной температуры на входе в турбину и регулирования подачи жидкого топлива к горелке с низкой выходной мощностью для обеспечения низкой выходной мощности при наличии предельного давления в жидкотопливном коллекторе. Технический результат изобретения – устранение сажи в системе сжигания топлива, устранение необходимости в разборке, очистке и ремонте горелок после краткого периода работы на жидком топливе при низких нагрузках, создание усовершенствованного переключения между подачей газообразного и жидкого топлива, уменьшение выбросов из двигателя. 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ эксплуатации газовой турбины ниже порога ее номинальной выходной мощности // 2645184

Способ эксплуатации газовой турбины ниже порога ее номинальной выходной мощности, при котором определяют нижнее значение порога мощности газовой турбины в качестве мощностного параметра, ниже которого дальнейшее понижение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности приводит к выходу газовой турбин за пределы диапазона частичных нагрузок в соответствии с нормой выброса окиси углерода. Устанавливают заданное пороговое значение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности, пороговое значение ниже номинальной мощности газовой турбины. Эксплуатируют газовую турбину с отдаваемой выходной мощностью выше заданного порогового значения (p2) с постоянной усредненной температурой отработавших газов или с высчитанной на этой основе выходной величиной. Для понижения отдаваемой выходной мощности газовой турбины входные направляющие лопатки компрессора газовой турбины оставляют закрытыми. Снижают заданное значение отдаваемой выходной мощности газовой турбины при переходе отдаваемой выходной мощности ниже порогового значения. Температуру отработавших газов газовой турбины повышают с продолжением снижения мощности газовой турбины и снижают до достижения максимального значения температуры отработавших газов. Заданное пороговое значение выбирают таким образом, чтобы повышение температуры происходило в максимально протяженном режиме частичной нагрузки в соответствии с нормой выброса окиси углерода. Изобретение направлено на эксплуатацию газовой турбины со сравнительно высокой производительностью в соответствии с нормой выброса окиси углерода. 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Турбоэжекторный двигатель и способ его регулирования // 2645373

Турбоэжекторный двигатель, состоящий из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, смесительного теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства. В каналах высокого и низкого давлений газового эжектора на входе в камеру смешения расположены сопловые аппараты, в канале низкого давления газового эжектора размещена заслонка, лопатки турбины охлаждаются воздухом, к которому подмешивается топливо, вода. Способ регулирования турбоэжекторного двигателя заключается в использовании закона регулирования nпр = const (постоянная приведенная частота вращения компрессора) во всем эксплуатационном диапазоне применения летательного аппарата, а также - гиперфорсированного режима - повышение тяги двигателя за счет подачи жидкости (воды, жидкого воздуха, жидкого кислорода, керосина в количестве не более 3% от расхода воздуха) на вход в компрессор на скоростях полета более четырех чисел Маха. Применение турбоэжекторных двигателей позволит увеличить скорость и высоту полета самолета-разгонщика до М ~ 7 и Н ~ 40 км, при которых первая ступень РКС становится ненужной. Это позволит повысить мощность второй ступени РКС в разы и, соответственно, увеличить полезную нагрузку в десятки раз. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.