СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПЛОЩАДЬЮ КРИТИЧЕСКОГО СЕЧЕНИЯ РЕАКТИВНОГО СОПЛА ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2012 года по МПК F02K1/18 

Описание патента на изобретение RU2443890C1

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой двухконтурных газотурбинных двигателей (ГТД) летательных аппаратов за счет регулирования площади критического сечения реактивного сопла ГТД.

Известен способ регулирования двухконтурного турбореактивного двигателя путем поддержания заданной степени повышения давления воздуха в вентиляторе изменением площади сечения реактивного сопла, причем для обеспечения оптимальных характеристик двигателя измеряют степень повышения давления воздуха в компрессоре и задают степень повышения давления в вентиляторе как функцию от степени повышения давления в компрессоре (см. а.с. СССР №410669, кл. F02K 1/64, 2005 г.).

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что при его реализации площадь сечения реактивного сопла изменяется в зависимости от степени повышения давления воздуха в компрессоре, что не позволяет эффективно регулировать работу ГТД, так как заданная степень повышения давления воздуха в компрессоре может быть реализована при различных значениях частоты вращения ротора низкого давления, то есть не обеспечивается однозначное значение скольжения роторов, от которого зависят экономичность двигателя и запасы газодинамической устойчивости.

Известен способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой, включающий измерение температуры газов за турбиной, размеров проходного сечения реактивного сопла на безфорсажном режиме работы двигателя, определение по ним значения площади реактивного сопла на форсажном режиме и регулирование расхода топлива в форсажную камеру воздействием на расход топлива в форсажную камеру до тех пор, пока проходная площадь сопла не сравняется с потребной, при этом потребное значение площади реактивного сопла определяют по формуле ,

где Fгф и Fгм - площади реактивного сопла на форсажном и бесфорсажном режимах соответственно, ТT и Тфзад - замеренное и заданное значение температуры газа за турбиной, а форсажный и бесфорсажный режимы осуществляют при одинаковом режиме работы турбокомпрессора газотурбинного двигателя, при этом при регулировании двухконтурных газотурбинных двигателей заданное значение площади реактивного сопла определяют по формуле ,

где ТCM - температура газов за турбиной после смешения обоих потоков, при этом регулирование площади проходного сечения реактивного сопла осуществляют в ручном или автоматическом режиме до тех пор, пока проходная площадь реактивного сопла не станет равной потребному значению Fгф (ΔF=0) (см. патент РФ №2383001, кл. G01М 15/00, 2010 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что данная система не предусматривает возможности регулирования ее работы пилотом, а также оперативных компенсаций возмущений в газовоздушном тракте ГТД, так как измерение ТCM возможно только в стендовых условиях.

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка способа управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД, обеспечивающего повышение экономичности ГТД по топливу, а также обеспечивающую оперативную эффективную компенсацию возмущений по газовоздушному тракту.

Указанный технический результат обеспечивается за счет того, что в способе управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем снятие параметров давления газов за компрессором и за турбиной, определение по их показателям степени расширения газа на турбине, сравнение данного параметра с его программным значением и подачу выработанного управляющего сигнала на исполнительный механизм для регулирования площади критического сечения реактивного сопла, новым является то, что программное значение площади критического сечения определяют как сумму программных значений степени расширения газа на турбине и приведенной частоты вращения ротора низкого давления, причем программное значение степени расширения газа на турбине корректируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, а программное значение приведенной частоты вращения получают в результате сравнения значения частоты вращения ротора низкого давления и сигнала его программного значения, который получают как сумму программного значения частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и положения рычага управления двигателем.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД, реализующей заявленный способ.

Система для осуществления способа управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД 1 содержит исполнительный механизм 2 управления площадью критического сечения реактивного сопла. Данный исполнительный механизм может быть выполнен различным образом, например в виде гидроцилиндра или электродвигателя. Механизм 2 связан с регулятором 3. Регулятор предназначен для выработки управляющего сигнала и подачи его на исполнительный механизм. В качестве регулятора используется стандартный гидромеханический блок. Вход регулятора 3 связан с выходом первого элемента сравнения 4, первый вход которого связан с выходом делителя 5. Делитель 5 выполнен в виде стандартного гидромеханического блока, разность давлений в котором определяется соотношением плеч рычагов. Входы делителя 5 имеют возможность соединения с датчиком (не показан) давления газа за компрессором (р2) и датчиком (не показан) давления газа за турбиной (р4).

Система также оснащена первым 6 и вторым 7 программными устройствами, вторым элементом сравнения 8, первым сумматором 9, третьим программным устройством 10, корректором 11 и вторым сумматором 12.

Входы первого 6 и второго 7 программных устройств имеют возможность соединения с датчиком (не показан) температуры воздуха (Твх) на входе в ГТД. Третье программное устройство имеет возможность связи с рычагом (не показан) управления двигателем (αруд).

Первое программное устройство 6 предназначено для формирования программного значения степени сжатия газов на турбине (π°т1) в зависимости от внешних условий (Твх).

Второе программное устройство 7 предназначено для формирования программного значения частоты вращения ротора низкого давления (n°1.1) в зависимости от внешних условий (Твх).

Третье программное устройство 10 предназначено для формирования программного значения частоты вращения ротора низкого давления (n°1.2) в зависимости от положения рычага управления двигателем (αруд).

Первое, второе и третье программные устройства могут быть выполнены различным известным образом, например в виде профилированных кулачков, рабочие профили которых обеспечивают получение заданных характеристик на выходе или в виде стандартных цифровых регуляторов.

Выходы программных устройств 7 и 10 связаны с входами первого сумматора 9, выход которого связан с первым входом второго элемента сравнения 8, второй вход которого имеет возможность соединения с датчиком частоты вращения ротора низкого давления (n1).

Выход второго элемента сравнения связан с входом корректора 11. Корректор 11 предназначен для преобразования рассогласования (Δn1) во второе слагаемое заданного значения (πт) и может быть выполнен в виде стандартного усилителя с переменным коэффициентом усиления.

Выход корректора 11 связан с первым входом второго сумматора 12, второй вход которого связан с выходом первого программного устройства 6.

Выход второго сумматора 12 связан со вторым входом первого элемента сравнения 4.

Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД осуществляют следующим образом.

Перед эксплуатацией ГТД программные устройства 6, 7, 10 настраивают на заданные параметры:

- в программном устройстве 6 реализуется заданная зависимость π°т1=f(Твх), обеспечивающая желаемое значение степени расширения газа на турбине в зависимости от внешних условий, характеризуемых значением Твх, выбираемых из условия обеспечения высотно-скоростных характеристик ГТД;

- в программном устройстве 7 реализуется заданная зависимость n°1.1=f(Твх), обеспечивающая желаемое значение частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от внешних условий, характеризуемых значением Твх, выбираемых из условия обеспечения высотно-скоростных характеристик ГТД;

- в программном устройстве 10 реализуется заданная зависимость n°1.2=f(αруд), обеспечивающая желаемое значение частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от режима работы двигателя, характеризуемых значением αруд, выбираемых из условия обеспечения дроссельных характеристик ГТД.

Необходимые значения π°т1=f(Твх), n°1.1=f(Tвх) и n°1.2=f(αруд) определяются на этапе проектирования двигателя и могут уточняться при его испытании.

В процессе работы ГТД постоянно измеряют параметры Твх, р2, р4, n1, значения которых с датчиков поступают на:

Твх - на программные устройства 6 и 7;

n1 - на второй вход второго элемента сравнения 8;

р2 и р4 - на входы делителя 5.

По значениям р2 и р4 определяют степень расширения газа на турбине (πт), которая определяется в делителе 5 по зависимости (πт24), и полученный сигнал (πт), характеризующий степень расширения газа на турбине в процессе ее работы, поступает на первый вход первого элемента сравнения 4.

Параллельно в зависимости от значения температуры воздуха (Твх) на входе в ГТД определяют программные управляющие сигналы значения степени расширения газа на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в ГТД (π°т1) и частоты вращения ротора низкого давления (n°1.1), которые поступают на входы первого 6 и второго 7 программных устройств и на основании значений данных сигналов формируют программные управляющие сигналы значения степени расширения газа на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в ГТД (π°т1) и частоты вращения ротора низкого давления (n°1.1). В программном устройстве 6 управляющие сигналы формируются при реализации зависимости π°т1=f(Tвх). В программном устройстве 7 управляющие сигналы формируются при реализации зависимости n°1.1=f(Tвx).

Сформированные в программном устройстве 6 управляющие сигналы (π°т1) подают на второй вход сумматора 12, а сформированные в программном устройстве 7 управляющие сигналы (n°1.1) подают на первый вход сумматора 9, на второй вход которого подают управляющие сигналы (n°1.2), сформированные в программном устройстве 10 в зависимости от положения рычага управления двигателем (αруд). С выхода сумматора 9 управляющий сигнал (n°1) подают на первый вход второго элемента сравнения 8, на второй вход которого поступает сигнал с датчика (n1). В элементе сравнения 8 вычитаются поступающие на его входы сигналы и сформированные управляющие сигналы (Δn1) поступают на вход корректора 11, где их преобразуют в параметр (π°т2) по формуле: π°т2=К*Δn1. Коэффициент «К» является наперед заданным. Выходные сигналы (π°т2) с корректора 11 поступают на первый вход сумматора 12, на второй вход которого поступают сигналы (π°т1) с программного устройства 6. Выходной сигнал (π°т) с сумматора 12, характеризующий заданное значение степени расширения газа на турбине, поступает на второй вход элемента сравнения 4, где сравниваются с сигналом, поступившим с делителя 5. Выходные управляющие сигналы с выхода элемента сравнения 4 (Δπт) поступают в регулятор 3, в котором формируют сигнал требуемого положения исполнительного механизма 2. С регулятора 3 управляющий сигнал (Fc) поступает на исполнительный механизм 2, исполнительный орган которого регулирует соответствующим образом площадь критического сечения реактивного сопла ГТД 1.

Система отрегулирована таким образом, что на установившихся режимах работы ГТД сигналы (πт) и (π°т) компенсируют друг друга и сигнал (Fc) равен нулю. Если нет, то исполнительный механизм регулируют таким образом, чтобы данное значение стремилось к нулю, но это довольно медленное регулирование. В случае необходимости оперативного регулирования, последнее осуществляется пилотом от рычага управления двигателем.

Использование заявленного способа обеспечивает в процессе работы ГТД оптимальное соотношение частот вращения ротора высокого давления и ротора низкого давления (n1) и, тем самым, обеспечивает высокую экономичность ГТД по топливу на дроссельных режимах и в полете, а также обеспечивает оперативное перекрывание (компенсацию) возмущений по газовоздушному тракту за счет применения контура управления по πт (степени расширения газа на турбине: πт24).

Похожие патенты RU2443890C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2011
  • Бондарев Леонид Яковлевич
  • Зеликин Юрий Маркович
  • Кондратов Александр Анатольевич
  • Королев Виктор Владимирович
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Федюкин Владимир Иванович
RU2466287C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЧАСТОТОЙ ВРАЩЕНИЯ РОТОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2010
  • Добрянский Георгий Викторович
  • Мельникова Нина Сергеевна
RU2446300C1
Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания 2022
  • Зеликин Юрий Маркович
  • Королев Виктор Владимирович
RU2781460C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2016
  • Зеликин Юрий Маркович
  • Королёв Виктор Владимирович
RU2634997C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2016
  • Вовк Михаил Юрьевич
  • Зеликин Юрий Маркович
  • Кирюхин Владимир Валентинович
  • Королёв Виктор Владимирович
  • Федюкин Владимир Иванович
RU2631974C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ 2018
  • Зеликин Юрий Маркович
  • Инюкин Алексей Александрович
  • Королев Виктор Викторович
RU2705500C1
СПОСОБ И СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2009
  • Черноморский Вадим Семенович
RU2418183C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТУРБОРЕАКТИВНЫМ ДВУХКОНТУРНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ 2011
  • Цховребов Михаил Михайлович
  • Эзрохи Юрий Александрович
RU2464437C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ 2018
  • Зеликин Юрий Маркович
  • Инюкин Алексей Александрович
  • Королев Виктор Викторович
RU2706518C1
Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухвального двухконтурного газотурбинного двигателя 2023
  • Зеликин Юрий Маркович
  • Инюкин Алексей Александрович
  • Королев Виктор Владимирович
RU2823004C1

Реферат патента 2012 года СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПЛОЩАДЬЮ КРИТИЧЕСКОГО СЕЧЕНИЯ РЕАКТИВНОГО СОПЛА ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой двухконтурных ГТД летательных аппаратов за счет регулирования площади критического сечения реактивного сопла ГТД. Способ включает снятие параметров давления газов за компрессором и за турбиной, определение по их показателям степени расширения газа на турбине, сравнение данного параметра с его программным значением и подачу выработанного управляющего сигнала на исполнительный механизм для регулирования площади критического сечения реактивного сопла, причем программное значение площади критического сечения определяют как сумму программных значений степени расширения газа на турбине и приведенной частоты вращения ротора низкого давления, а программное значение степени расширения газа на турбине корректируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, а программное значение приведенной частоты вращения получают в результате сравнения значения частоты вращения ротора низкого давления и сигнала его программного значения, который получают как сумму программного значения частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и положения рычага управления двигателем. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 443 890 C1

Способ управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий снятие параметров давления газов за компрессором и за турбиной, определение по их показателям степени расширения газа на турбине, сравнение данного параметра с его программным значением и подачу выработанного управляющего сигнала на исполнительный механизм для регулирования площади критического сечения реактивного сопла, отличающийся тем, что программное значение площади критического сечения определяют как сумму программных значений степени расширения газа на турбине и приведенной частоты вращения ротора низкого давления, причем программное значение степени расширения газа на турбине корректируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, а программное значение приведенной частоты вращения получают в результате сравнения значения частоты вращения ротора низкого давления и сигнала его программного значения, который получают как сумму программного значения частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и положения рычага управления двигателем.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2012 года RU2443890C1

СПОСОБ ОТЛАДКИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ 2008
  • Черноморский Вадим Семенович
RU2383001C1
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1972
  • Рубинштейн Г.М.
SU410669A1
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ СОПЛА С УПРАВЛЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2006
  • Главный Николай Петрович
  • Лосев Александр Иванович
  • Лунин Александр Георгиевич
  • Полищук Сергей Анатольевич
  • Царьков Александр Павлович
RU2312244C1
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ПОЛОЖЕНИЯ СТВОРОК ВЫХЛОПНОГО СОПЛА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 1992
  • Лахонин Сергей Борисович
RU2038503C1
US 2009064659 A1, 31.05.2007
US 2010107600 A1, 06.05.2010.

RU 2 443 890 C1

Авторы

Добрянский Георгий Викторович

Мельникова Нина Сергеевна

Потапов Алексей Юрьевич

Даты

2012-02-27Публикация

2010-09-30Подача