Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя

Авторы патента:

F02C9/26 - управление топливоподачей (F02C 9/48 имеет преимущество; клапаны системы топливоподачи F02C 7/232)

Владельцы патента RU 2779807:

Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") (RU)

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно, авиационных и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД с многозонной камерой сгорания (КС). Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, согласно которому формируют суммарный расход топлива в камеру сгорания двигателя для поддержания заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора и управляют расходом топлива через два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя. Для первого дозатора задают максимальное и номинальное значение ограничения расхода топлива. Дополнительно задают минимальное значение ограничения расхода топлива для первого дозатора, расход топлива через первый дозатор формируют как разность суммарного расхода топлива в двигатель и текущего расхода топлива через второй дозатор. Расход топлива через первый дозатор ограничивают: снизу - минимальным значением ограничения, сверху - максимальным значением ограничения. Расход топлива во второй дозатор формируют как сумму двух величин, первая из которых определяется интегрированием разности расхода топлива через первый дозатор до его ограничения и номинального значения ограничения расхода топлива через первый дозатор, а вторая формируется как разность расхода топлива через первый дозатор до и после его ограничения. Техническим результатом изобретения является повышение точности поддержания частоты вращения ротора. 1 ил.

Известен способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, согласно которому формируют суммарный расход топлива в камеру сгорания двигателя для поддержания заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора и управляют расходом топлива через, по крайней мере, два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя, для первого дозатора задают максимальное и номинальное значение ограничения расхода топлива, а для второго - минимальное, дополнительно измеряют давление за компрессором двигателя, причем при давлении за компрессором ниже заданного порога осуществляют подачу топлива только через первый дозатор, при повышении давления за компрессором выше заданного порога, осуществляют подачу топлива и во второй дозатор с расходом не ниже минимально заданного расхода через второй дозатор, при превышении максимального установленного расхода топлива через первый дозатор, расход топлива ограничивают максимальным значением и повышают расход во второй дозатор на величину разности между текущим значением расхода в первый дозатор и максимальным допустимым значением, после начала подачи топлива во второй дозатор плавно снижают расход в первый дозатор до номинального значения, и, одновременно, увеличивают расход во второй дозатор, при снижении суммарного расхода топлива ниже заданного порога второй дозатор отключают и подачу топлива осуществляют только через первый дозатор (см. патент РФ №2474711, кл. F02C 9/26, 17.08.2011).

В результате анализа данного способа управления необходимо отметить, что в первый коллектор камеры сгорания дозируется постоянный расход топлива, а поддержание заданного значения частоты вращения ротора обеспечивается воздействием на расход во второй коллектор.

Точность поддержания частоты вращения определяется статической и динамической точностью дозирования топлива. Из-за трения в узлах дозаторов их характеристики имеют нелинейности типа «зона нечувствительности» или «гистерезис», которые увеличиваются при износе и загрязнении дозатора по мере выработки ресурса и вносят погрешность дозирования топлива. Абсолютное значение погрешности дозирования пропорционально максимальному расходу топлива через дозатор.

Кратность изменения расхода современных двигателей может достигать 50:

- минимальный расход топлива в КС ГТД (например, на режимах запуска ОКС),

- максимальный расход топлива в КС ГТД (например, на режимах сверхзвукового полета у земли).

Для обеспечения данной кратности предусматривается не менее двух топливных коллекторов, первый из которых дозирует топливо в диапазон изменения расхода до 10% от максимального, второй на 8÷90%. Смещение дозирующего элемента при изменении расхода на 1% на уровне 10% требует в 5 раз большего смещения, чем при том же изменении расхода на уровне 30%, что непосредственно отражается на точности поддержания заданного расхода. Таким образом, погрешность дозирования топлива через второй дозатор в несколько раз хуже, чем через первый.

Погрешность дозирования приводит к нестабильности поддержания частоты вращения, которая может превышать 1% по частоте вращения.

Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности поддержания частоты вращения ротора.

Указанная цель достигается за счет того, что в способе регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, согласно которому формируют суммарный расход топлива в камеру сгорания двигателя для поддержания заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора и управляют расходом топлива через два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя, для первого дозатора задают максимальное и номинальное значение ограничения расхода топлива, новым является то, что дополнительно задают минимальное значение ограничения расхода топлива для первого дозатора, расход топлива через первый дозатор формируют как разность суммарного расхода топлива в двигатель и текущего расхода топлива через второй дозатор, расход топлива через первый дозатор ограничивают: снизу - минимальным значением ограничения, сверху - максимальным значением ограничения; расход топлива во второй дозатор формируют как сумму двух величин, первая из которых определяется интегрированием разности расхода топлива через первый дозатор до его ограничения и номинального значения ограничения расхода топлива через первый дозатор, а вторая формируется как разность расхода топлива через первый дозатор до и после его ограничения.

Сущность заявленного изобретения поясняется фигурой, на которой представлена схема системы регулирования подачи топлива в КС ГТД, реализующей заявленный способ.

Система регулирования подачи топлива в КС ГТД (на фигуре не показана) содержит регулятор 1 режима работы двигателя (РРД), формирующий суммарный расход топлива в КС ГТД, подключенную к первому входу первого суммирующего усилителя 2, выход которого подключен к ограничителю 3 минимального и максимального уровня.

Система содержит задатчик 4 номинального ограничения расхода топлива через первый дозатор КС, подключенный к первому входу второго суммирующего усилителя 5, ко второму входу которого подключен выход первого суммирующего усилителя 2. Выход второго суммирующего усилителя 5 подключен к блоку 6 интегрирования, выход которого подключен к первому входу третьего суммирующего усилителя 7 и к второму входу первого суммирующего усилителя 2. К второму и третьему входам третьего суммирующего усилителя 7 подключены выход первого суммирующего усилителя 2 и выход ограничителя 3 соответственно.

Выход ограничителя 3 также подключен к входу первого дозатора 8 топлива в КС ГТД.

Выход третьего суммирующего усилителя 7 подключен к входу второго дозатора 9 топлива в КС ГТД.

Система может быть скомпонована из известных блоков.

В качестве регулятора 1 режимов работы ГТД может быть использован стандартный ПИД-регулятор частоты вращения ротора турбокомпрессора (ТК).

Суммирующие усилители 2, 5, 7 являются стандартными, коэффициенты усиления равны единице, при этом:

второй вход суммирующего усилителя 2 является инвертирующим;

первый вход суммирующего усилителя 5 является инвертирующим;

третий вход суммирующего усилителя 7 является инвертирующим.

Ограничитель 3 минимального и максимального уровня является стандартным, при этом минимальный уровень ограничения выбирается равным минимальному расходу топлива через первый дозатор КС, а максимальный - максимальному расходу топлива через первый дозатор КС.

Задатчик 4 является стандартным задатчиком постоянного значения. Выходного значение задатчика 4 выбирается в середине диапазона между минимальным и максимальным расходами топлива через первый дозатор КС.

Блок интегрирования 6 является стандартным. Постоянная времени интегратора Т выбирается таким образом, чтобы частота среза интегратора была в (3÷5) раз ниже полосы рабочих частот регулятора режимов работы ГТД.

Система работает следующим образом.

На всех режимах работы ГТД регулятором 1 формируется суммарный расход топлива в КС ГТД для поддержания заданного режима работы.

Суммарный расход топлива поступает на первый вход первого суммирующего усилителя 2, на второй вход которого поступает значение интеграла блока 6 интегрирования. Сумматор 2 формирует заданный расход топлива через первый дозатор в КС ГТД. Блок 3 ограничения ограничивает данную величину и формирует расход топлива который будет отдозирован первым дозатором 8 в КС ГТД.

Второй суммирующий усилитель 5 определяет невязку между номинальным ограничением расхода топлива в первый коллектор КС формируемым задатчиком 4, и заданным расходом топлива через первый дозатор в КС, формируемым суммирующим усилителем 2. Блок 6 интегрирования интегрирует данную величину и формирует заданный расход топлива через второй дозатор 9 в КС ГТД.

В любой момент времени сумма расходов через дозаторы 8 и 9 должна быть равна суммарному заданному значению расхода. Для выполнения данного требования величина расхода, сформированная блоком интегрирования 6, должна быть скорректирована на величину невязки между заданным расходом и его фактическим ограниченным значением Данное действие выполняется на суммирующем усилителе 7.

Таким образом, суммирующий усилитель 7 формирует расход топлива который будет отдозирован вторым дозатором 9 в КС ГТД.

Система стремится поддержать расход топлива через первый дозатор 8 на уровне, заданным задатчиком 4 номинального ограничения. При постоянном (или медленно меняющемся) суммарном расходе топлива в КС ГТД, формируемом регулятором 1, блок интегрирования 6 будет изменять значение своего интеграла до тех пор, пока не станет равным и на выходе суммирующего усилителя 5 не установится значение равное нулю. При этом если ограничитель 3 не вступает в работу, расход через второй дозатор 9 численно равен значению интеграла блока 6. При плавном изменении режима работы ГТД расход через первый дозатор 8 поддерживается в диапазоне между ограничениями установленными блоком 3 и к окончанию переходного процесса устанавливается на уровень, заданный задатчиком 4.

При приемистости двигателя регулятор 1 быстро увеличивает суммарный расход топлива в КС ГТД, при этом блок интегрирования 6 не успевает менять свой сигнал в соответствии с темпом изменения расхода, при этом на суммирующем усилителе 2 формируется величина, превышающая максимальное ограничение блока 3. Заданный расход топлива через первый дозатор будет ограничен блоком 3. Невязка между величинами расходов (сформированной суммирующим усилителем 2) и (сформированной блоком 3) поступит в второй дозатор 9 минуя интеграл 6 (через суммирующий усилитель 7). При окончании приемистости суммарный расход топлива, формируемый регулятором 1, перестанет меняться, а интегратор блока 6 продолжит увеличивать свое значение до тех пор, пока расход через первый дозатор 1 не станет равен его номинальному ограничению, формируемого задатчиком 4.

При сбросе режима поведение системы аналогично, за исключением того, что заданный расход топлива через первый дозатор будет ограничением минимальным значением ограничения блока 3.

Система в любой момент времени поддерживает баланс расходов: расход, формируемый регулятором 1, численно равен сумме расходов, отдозированных дозаторами 8 и 9. При этом поддержание заданной частоты вращения на установившихся режимах и при плавном ее изменении обеспечивается изменением расхода топлива через первый дозатор. Дозирование топлива через первый дозатор в ограниченном диапазоне расходов может быть обеспечено с более высокой точностью, чем дозирование той же величины через второй дозатор, что позволяет поддерживать стабильное значение частоты вращения с отклонением от заданного значения не более 0,05%.

Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, согласно которому формируют суммарный расход топлива в камеру сгорания двигателя для поддержания заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора и управляют расходом топлива через два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя, для первого дозатора задают максимальное и номинальное значение ограничения расхода топлива, отличающийся тем, что дополнительно задают минимальное значение ограничения расхода топлива для первого дозатора, расход топлива через первый дозатор формируют как разность суммарного расхода топлива в двигатель и текущего расхода топлива через второй дозатор, расход топлива через первый дозатор ограничивают: снизу - минимальным значением ограничения, сверху - максимальным значением ограничения; расход топлива во второй дозатор формируют как сумму двух величин, первая из которых определяется интегрированием разности расхода топлива через первый дозатор до его ограничения и номинального значения ограничения расхода топлива через первый дозатор, а вторая формируется как разность расхода топлива через первый дозатор до и после его ограничения.

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к авиационным вспомогательным газотурбинным двигателям, в частности к способу управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является обеспечение надежного запуска вспомогательного газотурбинного двигателя на высотах до 11000 метров без коррекции законов управления в зависимости от внешних условий.

Дозатор топлива для газотурбинной установки // 2772165

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, а именно к устройствам управления подачей газообразного топлива в камеру сгорания наземной газотурбинной установки. Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение надежности и точности дозирования топлива.

Сжигающее устройство газотурбинной установки // 2771040

Изобретение относится к сжигающему устройству газотурбинной установки. Сжигающее устройство газотурбинной установки содержит пилотную горелку, пилотный клапан регулирования подачи топлива, который регулирует расход топлива, подаваемого в пилотную горелку, основную горелку для горения предварительно приготовленной смеси, расположенную на внешней периферийной стороне пилотной горелки, множество основных клапанов регулирования подачи топлива, которые регулируют расходы топлива, индивидуальным образом подаваемого во множество секторов горелки, на которые разделена основная горелка в окружном направлении, и контроллер, выполненный с возможностью управления пилотным клапаном регулирования подачи топлива и множеством основных клапанов регулирования подачи топлива, при этом контроллер выполнен с возможностью управления множеством основных клапанов регулирования подачи топлива таким образом, что, когда топливо подлежит подаче во все из множества секторов горелки, возникает различие в расходе топлива между по меньшей мере одним сектором горелки и другими секторами горелки среди множества секторов горелки.

Способ управления газовой турбиной и считываемый компьютером носитель хранения для выполнения такого способа // 2749287

Описан контроллер (50) для газовой турбины, выполненной с возможностью подачи нагрузки L. Газовая турбина содержит средство подачи топлива, выполненное с возможностью подачи топлива с расходом топлива FF в камеру сгорания.

Система регулирования газотурбинного двигателя // 2746082

Система регулирования газотурбинного двигателя относится к двигателестроению, преимущественно к системам подачи криогенного топлива в газотурбинный двигатель для наземного базирования и транспортных средств. Задачи изобретения: расширение диапазона и надежности системы регулирования режимов работы газотурбинного двигателя с замкнутой системой подачи криогенного топлива путем изменения суммарного подогрева газообразного криогенного топлива, подаваемого в газовую турбину турбонасосного агрегата.

Контроллер для газовой турбины, газовая турбина, способ управления газовой турбиной и машиночитаемый носитель данных // 2737489

Описан контроллер (50) для газовой турбины. Газовая турбина выполнена с возможностью подавать нагрузку L.

Способ управления подачей топлива в газотурбинный двигатель и система для его осуществления // 2730581

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) и регулирования подачей топлива на всех режимах работы ГТД. Техническим результатом настоящей группы изобретений является снижение подогрева топлива в топливном тракте и снижение отборов мощности от ротора ГТД путем поддержания минимального необходимого давления топлива за насосом с регулируемой производительностью.

Способ контроля технического состояния насоса топливорегулирующей системы газотурбинного двигателя // 2725919

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для диагностирования технического состояния насоса топливорегулирующей системы газотурбинного двигателя (ГТД). Способ диагностирования насоса топливорегулирования ГТД заключается в том, что на выбранной частоте вращения привода насоса по показаниям датчика расхода (4), установленного в линии выхода насоса и показаниям датчика перепада давлений (2) на насосе определяют эталонное значение производительности насоса при действующем перепаде давлений на насосе.

Система управления расходом топлива в газотурбинный двигатель // 2705694

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления авиационными ГТД для регулирования расхода топлива в КС. Техническим результатом настоящего изобретения является повышение надежности системы дозирования топлива, повышение полноты сгорания топлива и снижение вредных выбросов.

Система топливопитания основной камеры сгорания газотурбинного двигателя // 2704055

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к системе топливопитания основной камеры сгорания газотурбинного двигателя и топливному коллектору для распыливания жидкого топлива. Задачей изобретения является сохранение длительного горения на одной или нескольких дежурных форсунках при отсечках подачи топлива в коллектор для последующего восстановления горения без использования системы воспламенения.