СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАСХОДОМ ТОПЛИВА В КАМЕРУ СГОРАНИЯ НА ЗАПУСКЕ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2023 года по МПК F02C9/26 F02C7/26 

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно авиационных, и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД на режиме запуска.

Наиболее близким к заявленному изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя, при котором измеряют частоту вращения ротора и определяют текущее значение ускорения ротора (dn/dt)_тек и его ускорение, необходимое для выхода на режим малого газа за заданное время (dn/dt)_зад, сравнивают текущее значение ускорения (dn/dt)_тек с заданным (dn/dt)_зад, изменяют расход топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего значения ускорения от заданного, отличающийся тем, что предварительно задают требуемое время запуска в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, дополнительно измеряют текущее время от начала запуска, при этом величину ускорения ротора на режиме малого газа, требуемого для реализации заданного времени запуска, непрерывно определяют в процессе запуска до выхода на режим малого газа по формуле: (dn/dt)_зад=(n_зад-n_тек)/(t_зад-t_тек), где

n_зад - частота вращения ротора на режиме малого газа;

n_тек - текущая частота вращения ротора;

t_зад - требуемое время запуска;

t_тек - текущее время от начала запуска.

(см. патент РФ №2626181, кл. F02C 9/26, 18.02.2016 - наиболее близкий аналог).

На надежность запуска двигателя существенно влияет погрешность дозирования расхода топлива и нестабильность полноты сгорания при низкой температуре воздуха на входе в двигатель. Контроль ускорения ротора турбокомпрессора позволяет исключить влияние этих факторов и обеспечить защиту компрессора от срыва на запуске. Однако, указанный способ управления не учитывает, что значительное время запуска, а именно от момента запуска камеры сгорания (КС) до момента отключения пускового устройства, ускорение ротора определяется как расходом топлива в КС так и мощностью пускового устройства.

Мощность применяемых для запуска авиационных ГТД пусковых устройств существенно зависит от условий эксплуатации. Например, мощность турбостартеров зависит от давления и температуры воздуха. Как следствие, создаваемое пусковым устройством ускорение ротора может изменяться в зависимости от случайных факторов на (30…40)% процентов. Влияние пускового устройства на ускорение ротора необходимо учитывать при регулировании ускорения ротора воздействием на расход топлива.

В результате анализа данного способа управления необходимо отметить, что при разбросе параметров пусковых устройств и дозаторов указанный способ старается стабилизировать время запуска двигателя. Так при снижении мощности пускового устройства указанный способ управления будет повышать избытки топлива в ГТД и снижать располагаемые запасы газодинамической устойчивости (ГДУ) двигателя, что может привести к неустойчивой работе компрессора.

Предлагаемый способ управления позволяет исключить основные влияющие на стабильность запуска факторы и обеспечить надежный запуск в заданном диапазоне внешних условий. Исключается необходимость индивидуальной настройки запуска при приемосдаточных испытаниях двигателя или при замене пусковых агрегатов двигателя в эксплуатации.

Техническим результатом предлагаемого способа управления является повышение надежности запуска двигателя, повышение технологичности за счет оптимального дозирования топлива на запуске.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в известном способе управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя, при котором измеряют частоту вращения ротора n и определяют текущее значение ускорения ротора (dn/dt)_тек и его заданное ускорение (dn/dt)_зад, сравнивают текущее значение ускорения (dn/dt)_тек с заданным (dn/dt)_зад, изменяют расход топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего значения ускорения от заданного, согласно предложению формируют коэффициент К_n в зависимости от текущей частоты вращения ротора, до запуска камеры сгорания при заранее выбранной частоте вращения ротора n₀ фиксируют значение текущего ускорения ротора (dn/dt), рассчитывают величину его отклонения от номинального [(dn/dt)-(dn/dt)_ном], умножают величину отклонения на коэффициент К_n и корректируют на полученную величину заданное ускорение ротора (dn/dt)_зад.

Величину n₀ выбирают равной частоте вращения ротора, при которой осуществляется начало дозирования топлива в камеру сгорания.

При превышении текущей частотой вращения ротора заранее выбранного порога n_откл коэффициенту К_n присваивают значение, равное нулю.

Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлены:

фиг. 1 - схема системы управления ГТД, реализующая заявленный способ,

фиг. 2 - зависимость коэффициента K_n от частоты вращения ротора турбокомпрессора (ТК). На графике n₀ - частота вращения ротора ТК, при которой начинается подача топлива в КС, n_откл - частота вращения ротора ТК, при которой происходит отключение пускового устройства.

Система управления содержит блок 1 датчиков измерения параметров работы ГТД 2, а именно: температуры (Т_вх) и давления (Р_вх) воздуха на входе в двигатель, частоты вращения ротора ТК (n).

Система содержит блок 3 вычисления приведенной частоты вращения ротора ТК (n_пр), задатчик 4 заданного ускорения ротора ТК (dn/dt)_зад. К входам блока 3 вычисления приведенной частоты вращения ротора ТК подключены сигналы датчиков Т_вх и n. Выход блока 3 подключен к первому входу задатчика 4, ко второму входу которого подключен сигнал датчика давления воздуха на входе в ГТД.

Система содержит блок 5 дифференцирования, пороговое устройство 6 и задатчик 7 коэффициента К_n. К входам каждого из блоков подключен сигнал датчика частоты вращения ротора ТК (n).

Система содержит задатчик 8 номинального ускорения ротора ТК, создаваемого пусковым устройством, в момент подачи топлива в КС ГТД - (dn/dt)_ПУном. Система также содержит элемент памяти 9, сумматор 10 и мультипликатор 11.

К функциональному входу элемента памяти 9 подключен выход блока 5 дифференцирования. К управляющему входу элемента памяти 9 подключен выход порогового устройства 6. Выход элемента памяти 9 подключен к первому входу сумматор 10, ко второму (инвертирующему) входу которого подключен выход задатчика 8. Выход сумматора 10 подключен к первому входу мультипликатора 11, к второму входу которого подключен выход задатчика 7.

Система содержит сумматор 12, к первому входу которого подключен выход задатчика 4 заданного ускорения ротора ТК, а к второму входу подключен выход мультипликатора 11. Выход сумматора 12 подключен к первому входу сумматора 13, к второму (инвертирующему) входу которого подключен выход блока 5 дифференцирования. Выход сумматора 13 подключен к входу регулятора 14 ускорения ротора ТК. Выход регулятора 14 через ключ 15 подключен к системе дозирования топлива 16 в камеру сгорания (на фиг. не показана) ГТД 2. Ключ 15 управляется сигналом порогового устройства 6.

Система может быть скомпонована из известных блоков и элементов.

В качестве датчиков могут быть использованы стандартные датчики контроля параметров работы ГТД, например, терморезистивные датчики температуры, резистивные датчики давлений, индуктивные датчики частот вращения роторов.

Используемые в системе блок дифференцирования 5, пороговое устройство 6, сумматоры 10, 12 и 13, мультипликатор 11, ключ 15 являются стандартными. Вторые входы сумматоров 10 и 13 являются инвертирующим.

Пороговое устройство 6 формирует на своем выходе сигнал логической единицы при превышении сигнала на своем входе заранее выбранного порога. Порог срабатывания выбирается проектировщиком двигателя и численно равен частоте вращения ротора турбокомпрессора при которой надо начинать процесс запуска камеры сгорания - n₀.

Ключ 15 является нормально разомкнутым.

Блок 3 вычисления приведенной частоты вращения ротора ТК является функциональным преобразователем, реализующим следующую известную функцию расчета приведенного параметра:

где

U_вых - выходной сигнал функционального преобразователя (в настоящей системе - n_пр),

U₁ - сигнал на первом входе функционального преобразователя (в настоящей системе - температуры воздуха на входу в ГТД Т_вх),

U₂ - сигнал на втором входе функционального преобразователя (в настоящей системе - частоты вращения ротора ТК n).

Задатчик 4 является стандартным и реализует выбранную заранее известную зависимость: (dn/dt)_зад=f(Рвх, n_пр).

Задатчик 7 является стандартным и реализует выбранную заранее зависимость: K_n=f(n). Пример зависимости показан на фиг. 2.

Задатчик 8 является стандартным задатчиком постоянного значения. Значением, формируемое задатчиком 8, численно соответствует ускорению ротора ТК, создаваемому пусковым устройством в момент начала подачи топлива в ГТД, при нормальных условиях.

Элемент памяти 9 выбран таким образом, что он обновляет в своей памяти значение сигнала на своем функциональном входе, пока на его управляющем входе сигнал логического нуля. При поступлении на его управляющий вход сигнала логической единицы обновление прекращается и он «помнит» последнее полученное значение.

В качестве регулятора 14 может быть выбран стандартный ПИД регулятор с подключенным к его выходу интегратором.

Система работает следующим образом.

Все время работы системы сигнал с датчика частоты вращения ротора ТК дифференцируется на блоке 5, таким образом, выходом блока 5 является текущее ускорение ротора ТК (dn/dt)_тек.

Текущее ускорение ротора ТК запоминается элементом памяти 9. Выходной сигнал элемента памяти обозначим как (dn/dt)₀.

Блок 3 по сигналу датчиков Т_вх и n формирует сигнал приведенной частоты вращения ротора ТК n_пр. В соответствии с этим сигналом и с учетом давления воздуха на входе в двигатель (Р_вх) задатчик 4 формирует заданное ускорение ротора ТК (dn/dt)_зад.

Момент, создаваемый пусковым устройством, снижается с ростом частоты вращения ротора ТК, так же снижается и ускорение ротора ТК, создаваемое пусковым устройством.

Для учета этого эффекта задатчик 7 формирует зависимость K_n=f(n), вид которой представлен на фиг. 2. Она определяется расчетным путем по моментным характеристикам пускового устройства и представляет собой зависимость относительного ускорения, создаваемого пусковым устройством, от частоты вращения. За 1 принято ускорение, создаваемое пусковым устройством в момент подачи топлива в КС ГТД. При частоте вращения ротора ТК равной n_откл происходит отключение стартера, он перестает влиять на процесс запуска двигателя, и К_n=0. Частота вращения ротора ТК n_откл, при которой происходит отключение стартера, является известной заранее и зависит от характеристик стартера и двигателя.

Выходом сумматора 10 является величина отклонения ускорения ротора ТК, создаваемого конкретным пусковым устройством при текущих условиях запуска (температуры и давления атмосферного воздуха) от номинального:

Δ(dn/dt)₀=(dn/dt)_ПУном-(dn/dt)₀

На мультипликаторе 11 это отклонение умножается на коэффициент K_n, сформированный задатчиком 7.

Заданное задатчиком 4 ускорение корректируется на сумматоре 12 на величину, формируемой мультипликатором 11 по сигналам блоков 7 и 10:

Δ(dn/dt)=K_n⋅Δ(dn/dt)₀.

Сигнал на выходе мультипликатора 11 представляет собой оценку отклонения ускорения, создаваемого пусковым устройством при текущей частоте вращения ротора ТК, от номинального (при нормальных условиях, создаваемого пусковым устройством с номинальными характеристиками).

Скорректированное на сумматоре 12 заданное ускорение ротора ТК сравнивается с текущим на сумматоре 13 и сигнал невязки поступает в регулятор 14 ускорения ротора ТК. Регулятор 14 формирует заданный расход топлива для снижения данной невязки до 0 и тем самым поддержания заданного скорректированного ускорения ротора ТК. При этом пока ключ 15 разомкнут, данный сигнал заданного расхода топлива не поступает в систему дозирования 16 и фактической подачи расхода топлива в КС ГТД не происходит.

На остановленном двигателе частота вращения ротора ТК, измеряемая датчиком ниже порога срабатывания порогового устройства 6, на выходе порогового устройства формируется сигнал логического нуля, в соответствии с которым ключ 15 размыкается и топливо в КС не дозируется.

Так же в соответствии с данным сигналом элемент памяти 9 обновляет сохраненное значение текущего ускорения ротора ТК (dn/dt)₀.

Для запуска двигателя включается пусковое устройство, которое раскручивает ротор ТК.

При превышении частотой вращения ротора ТК порога срабатывания порогового устройства 6, последний формирует на своем выходе сигнал логической единицы, в соответствии с которым замыкается ключ 15 и начинается подача топлива в КС ГТД. Одновременно с этим элемент памяти 9 перестает обновлять сохраненное значение. Таким образом, выходом элемента памяти 9 является величина, численно равная ускорению ротора в момент начала дозирования топлива (dn/dt)₀.

В таблице ниже представлено сравнение трех запусков двигателя с разными характеристиками пусковых устройств. В таблице представлены сигналы блоков системы в момент подачи топлива в КС ГТД. В соответствии с выбранной характеристикой задатчика 7 при частоте ротора ТК равной моменту подачи топлива в КС K_n=1. Примем, что номинальное ускорение ротора ТК в момент подачи топлива в КС ГТД равно 1 (значение задатчика 8).

Как видно из таблицы, при изменении мощности пускового устройства величина невязки, в соответствии с которой регулятор 14 будет дозировать в ГТД расход топлива, не изменяется. Таким образом, система обеспечивает одинаковые избытки топлива, а значит сохранение запасов ГДУ двигателя вне зависимости от мощности пускового устройства.

При этом за счет выбранной формы зависимости К_n от частоты вращения ротора ТК (характеристика задатчика 7) система учитывает ускорение, создаваемое пусковым устройством, весь процесс запуска двигателя, сопровождаемый работой пускового устройства.

Предлагаемый способ управления позволяет исключить влияние разброса характеристик пусковых устройств на устойчивость запуска ГТД, что позволяет исключить настройку процесса запуска двигателя при приемосдаточных испытаниях и после замены пусковых устройств в эксплуатации, тем самым обеспечивается повышение технологичности двигателя.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно авиационных, и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД на режиме запуска. Предлагается способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя, при котором измеряют частоту вращения ротора n и определяют текущее значение ускорения ротора (dn/dt)_тек и его заданное ускорение (dn/dt)_зад, сравнивают текущее значение ускорения (dn/dt)_тек с заданным (dn/dt)_зад, изменяют расход топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего значения ускорения от заданного. Формируют коэффициент К_n в зависимости от текущей частоты вращения ротора, до запуска камеры сгорания при заранее выбранной частоте вращения ротора n₀ фиксируют значение текущего ускорения ротора (dn/dt), рассчитывают величину его отклонения от номинального [(dn/dt)-(dn/dt)_ном], умножают величину отклонения на коэффициент К_n и корректируют на полученную величину заданное ускорение ротора (dn/dt)_зад. Величину n₀ выбирают равной частоте вращения ротора, при которой осуществляется начало дозирования топлива в камеру сгорания. При превышении текущей частотой вращения ротора заранее выбранного порога n_откл коэффициенту К_n присваивают значение, равное нулю. Техническим результатом предлагаемого способа управления является повышение надежности запуска двигателя, повышение технологичности за счет оптимального дозирования топлива на запуске. 2 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.

1. Способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя, при котором измеряют частоту вращения ротора n и определяют текущее значение ускорения ротора (dn/dt)_тек и его заданное ускорение (dn/dt)_зад, сравнивают текущее значение ускорения (dn/dt)_тек с заданным (dn/dt)_зад, изменяют расход топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего значения ускорения от заданного, отличающийся тем, что формируют коэффициент К_n в зависимости от текущей частоты вращения ротора, до запуска камеры сгорания при заранее выбранной частоте вращения ротора n₀ фиксируют значение текущего ускорения ротора (dn/dt), рассчитывают величину его отклонения от номинального [(dn/dt)-(dn/dt)_ном], умножают величину отклонения на коэффициент К_n и корректируют на полученную величину заданное ускорение ротора (dn/dt)_зад.

2. Способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что величину n₀ выбирают равной частоте вращения ротора, при которой осуществляется начало дозирования топлива в камеру сгорания.

3. Способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что при превышении текущей частотой вращения ротора заранее выбранного порога n_откл коэффициенту К_n присваивают значение, равное нулю.