Способ управления газотурбинным двигателем на режимах разгона и дросселирования. Дросселирование двигателя самолета


ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД И ТРДФ

Снижение режима работы ТРД по сравнению с максимальным («дросселирование») осуществляется путем снижения подачи топлива в камеру сгорания двигателя при уменьшении угла установки РУД. Для улучшения экономичности и повышения запаса устойчивости двигателя на дроссельных режимах может быть, кроме того, использовано управление площадью критического сечения сопла Fкр . На форсированных режимах управляющим фактором является еще и расход топлива в форсажной камере сгорания Gт.ф.

Проанализируем качественный характер протекания дроссельных характеристик ТРД и ТРДФ на примере двухвального ТРДФ при условии, что на бесфорсажных режимах Fкр=const, а при включении форсажа режим работы ГГ остается неизменным (и соответственно ).

На рис. 38.1 показаны два способа изображения дроссельных характеристик ТРДФ: в виде зависимости удельного расхода топлива от тяги (рис. 38.1, а) и в виде зависимостей Р и Суд от (рис. 38.1, б). Основные режимы работы двигателя отмечены принятыми ранее условными обозначениями. Характеристики построены в относительных координатах, причем за исходный принят максимальный режим. Соответственно форсированные режимы соответствуют >1,0, а нефорсированные – <1,0.

 

Рис.1 Рис. 38.1. Дроссельные характеристики ТРДФ

Протекание дроссельных характеристик двигателя определяется характером изменения параметров его рабочего процесса. Сначала рассмотрим дроссельную характеристику на бесфорсажных режимах.

Тяга при снижении частоты вращения, как видно из рис. 38.1, интенсивно снижается. Это обусловлено тем, что температура газа перед турбиной падает при этом примерно

пропорционально квадрату частоты вращения, что ведет к резкому снижению работы цикла и, следовательно, удельной тяги. Кроме того, падает и расход воздуха (вследствие снижения при уменьшении ). Уменьшение частоты вращения на 1% вызывает снижение Р вблизи максимального режима на 2…3%.

Но при значительном снижении темп снижения тяги уменьшается, так как температура начинает падать менее интенсивно, а при приближении к режиму МГ в стендовых условиях и на малых скоростях полёта возможно даже увеличение температуры вследствие снижения при переходе реактивного сопла на докритические режимы истечения.

Удельный расход топлива вначале незначительно уменьшается, вблизи крейсерского режима достигает минимального значения, а затем увеличивается вплоть до режима МГ. На изменение Суд при понижении частоты вращения оказывают влияние два противоположно действующих фактора: снижение внутреннего КПД и увеличение тягового КПД. Внутренний КПД уменьшается вследствие снижения параметров рабочего процесса (p и D). Поэтому глубокое дросселирование ТРД всегда связано с увеличением удельного расхода топлива. Но на начальном участке дросселирования двигателя (от максимального до крейсерского режимов) происходит интенсивное увеличение тягового КПД, вызванное быстрым снижением удельной тяги (и соответственно скорости истечения) и уменьшением, вследствие этого, потерь с выходной скоростью.

Кроме того, современные ГТД прямой реакции имеют на максимальном режиме температуру больше , и поэтому снижение при дросселировании двигателя вблизи максимального режима приводит к приближению температуры к ее экономическому значению.

Дроссельные характеристики ТРДФна форсированных режимахрасполагаются между точками МФ и ПФ (см. рис. 38.1). Уменьшение подачи топлива в форсажную камеру происходит на этих режимах при соответствующем уменьшении площади критического сечения реактивного сопла из условия поддержания неизменного режима работы газогенератора (т.е. при неизменной частоте вращения роторов). Суммарный расход воздуха через двигатель в заданных условиях полета при этом сохраняется неизменным, а снижение тяги происходит только за счет уменьшения скорости истечения сс.ф и соответственно удельной тяги Руд.ф, обусловленных уменьшением температуры .

Так как количество теплоты, сообщаемой воздуху в основной камере сгорания, где ее использование является более совершенным, в данном случае не изменяется, а количество теплоты, сообщаемой в форсажной камере, где внутренний КПД цикла ниже (вследствие меньших значений pф= ), уменьшается, то при таком дросселировании происходит значительное снижение Суд.ф . Расчеты показывают, что при этом происходит (как видно из рис. 38.1, а) почти линейное уменьшение Суд.ф при снижении Рф. Но уровень снижения Суд.ф зависит при этом от скорости полета, становясь тем меньше, чем больше МН.

Включение форсажа, как видно из рис. 39.11, сопровождается скачкообразным увеличением тяги двигателя. Это нежелательный (с точки зрения пилотирования самолета) факт связан с невозможностью обеспечения устойчивой работы форсажной камеры сгорания при значительном обеднении состав горючей смеси в ней.

Похожие статьи:

poznayka.org

ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ, ПРИМЕНЯЕМЫХ НА САМОЛЕТАХ | Авиация

На современных самолетах применяются силовые уста­новки с турбореактивными (ТРД) воздушно-реактивными двигате­лями (в том числе двух контурными ДТРД и форсажными ТРДФ) и турбовинтовыми (ТВД).

В воздушно-реактивных двигателях в качестве окислителя используют атмос­ферный кислород, поэтому их характеристики существенно зависят от параметров потока воздуха на входе в воздухозаборники, а значит от высоты и скорости (числа М) полета. Необходимое изменение параметров потока воздуха в камере сгорания двигателя может обеспечиваться за счет его предварительного сжатия в компрессоре. К бескомпрессорным воздушно-реактивным двигателям относятся ПВРД.

К компрессорным относятся ТРД, ДТРД и ТРДФ. В компрессорных воз­душно-реактивных двигателях поступающий в двигатель воздух сжимается как при торможении во входном устройстве, так и в компрессоре, приводимом в дви­жение газовой турбиной. Благодаря использованию компрессора, в этих двигателях достигается высокое сжатие поступающего воздуха, что обеспечивает необходимые тяговые характеристики двигателя и возможность получения тяги при работе дви­гателя на месте.

На многих ТРД для дополнительного сжигания топлива за турбиной уста­навливают форсажную камеру. Такие двигатели называются форсажными (ТРДФ). Возможность дополнительного сжигания топлива обеспечивается наличием в про­дуктах сгорания свободного кислорода, не использованного при реакции горения в основных камерах двигателя. При этом повышение температуры газов за тур­биной приводит к увеличению скорости истечения газов из сопла двигателя. Это позволяет при включении форсажа увеличить тягу на 50 % и более. Естественно, при этом возрастает и расход топлива. Время работы двигателя на форсажном режиме ограничено.

В последние годы широкое распространение получили двухконтурные турбо­реактивные двигатели (ДТРД). Двухконтурный турбореактивный двигатель —это газотурбинный двигатель, в котором избыточная мощность турбины передается ком­прессору или вентилятору, заключенному в кольцевой капот. Пространство внутри этого капота называется вторым контуром. Туннельное расположение компрессора внешнего контура позволяет сохранить высокий КПД компрессора на больших скоростях полета, а также, в случае необходимости, увеличивать тягу сжиганием дополнительного количества топлива за компрессором ‘внешнего контура. После сжатия в компрессоре воздух выбрасывается через реактивное сопло внешнего кон­тура.

Двухконтурные двигатели бывают с различным коэффициентом двухконтур — ности. Коэффициентом двухконтурности называется отношение количества воздуха, проходящего через внешний контур, к количеству воздуха, проходящего через внутренний контур. В настоящее время применяются двигатели с коэффициентом двухконтурности от нуля до 8 … 10.

Характеристики ТРД — зависимости тяги и удельного расхода топлива от высоты и скорости полета — называют высотно-скорост­ными или полетными характеристиками двигателя. На рис. 2.10 приведены типичные высотно-скоростные характеристики ТРД для определенного режима работы двигателя /гоб = const.

Характер изменения тяги в функции числа М зависит от термо­динамических параметров тракта двигателя — степени сжатия ком-

Рис. 2.10. Типичное изменение тяги ТРД по высоте и числу М полета:

а — дозвуковой; б — сверхзвуковой двигатель

прессора атн, температуры перед турбиной Тт, а также степени двух — контурности т. Для дозвуковых двигателей тяга по М, как правило, вначале падает. Для сверхзвуковых, особенно на форсаже, наблю­дается рост тяги на сверхзвуковых числах М и затем ее резкое паде­ние при приближении температуры торможения воздуха Тторм = = Т (1 + 0,2М2) к температуре перед турбиной, т. е. на числах М порядка 3 и выше.

С увеличением высоты полета в летном диапазоне чисел М тяга падает, причем на высотах, больших 11 км, тяга прямо пропор­циональна плотности воздуха р или давлению р.

Удельный расход топлива суи (рис. 2.11), т. е. расход массы топлива на единицу тяги в час с увеличением числа М полета увели­чивается. С увеличением высоты полета до 11 км удельный расход топлива несколько снижается, а затем остается постоянным.

Ряс. 2.12. Приведенная дроссельная характе­ристика двигателя: суД1 — значение суд при полной тяге (R = 1)

Характеристики, представляющие зависимость тяги и расхода топлива от режима работы двигателя, напри­мер, от частоты вращения, положения рычага управления двигателем (РУД), степени форсажа, называют дроссель­ными. Если рассматривать степень дросселирования двигателя, как пара­метр, то дроссельные характеристики удобно построить в виде зависимости удельного расхода топлива от относительного изменения тяги при регулировании R (рис. 2.12), при R = Р/Ртах.

Суммарная тяга Рр = 2] Pt max всех двигателей, установленных на самолете, называется располагаемой тягой силовой установки„ Располагаемую тягу подсчитывают по высотно-скоростным харак­теристикам двигателей с учетом потерь во входных каналах и сопло­вом аппарате силовой установки.

Обычно располагаемую тягу определяют для номинального Рр0М, максимального Ррвх или полного форсажного Рр режимов работы двигателя.

ooobskspetsavia.ru

4.5. Высотные характеристики трдд

Высотные характеристики ТРДД качественно не отличаются от высотных характеристик ТРД.

С высотой полета до 11 км удельная тяга возрастает из-за увеличения  и . При этом удельный расход топлива снижается, несмотря на уменьшение степени двухконтурности. Тяга до 11 км уменьшается вначале менее интенсивно, чем снижается плотность Н, из-за возрастания Руд, а на высотах более 11 км падает пропорционально плотности Н.

4.6. Высотно-скоростные характеристики трдд

Высотно-скоростными характеристиками ТРДД называются зависимости тяги, удельного расхода топлива и других данных от числа М полета для ряда высот полета при принятой программе управления.

Для примера высотно-скоростные характеристики ТРДД для максимального режима приведены на рис. 4.17. При их расчете в стартовых условиях были заданы: Р0 = 50 кН; = 1500 К;= 10;= 2,5;m0 = 5. Расчет выполнен для трех высот полета: 0; 6 и 11 км.

Характер протекания этих ВСХ полностью соответствует ранее выявленным закономерностям для ТРДД с высокими m0 (рис. 4.15). При Н = 0 (в условиях разбега и разгона у земли) тяга в диапазоне МН= 0…0,4 резко падает (примерно на 25%). На высотах (в данном случае при Н = 6 и 11 км) интенсивный рост расхода воздуха компенсирует снижение удельной тяги, и суммарная тяга на заданной высоте с ростом МН сохраняется почти постоянной или слегка увеличивается. Удельный расход топлива с ростом МН монотонно увеличивается (при Н = 0 в диапазоне от МН= 0 до 0,8 – почти в 1,5 раза), а с ростом высоты полета до 11 км незначительно снижается. Наибольшее влияние высота полета оказывает на тягу двигателя.

Рис. 4.17. Высотно-скоростные

характеристики ТРДД для

максимального режима

Рис. 4.18. Дроссельная характеристика ТРДД (а) и изменение ,nк/nв и m при дросселировании двигателя (б)

4.7. Дроссельные характеристики трдд

Двухконтурные двигатели дозвуковых самолетов в процессе эксплуатации большую часть времени работают на дроссельных режимах, т.к. в условиях горизонтального полета у них необходимая потребная тяга, затрачиваемая на перемещение ЛА, существенно меньше тяги на максимальном режиме. Данные двигателя на этих режимах полета определяются по дроссельным характеристикам.

Дроссельными характеристиками ТРДД называются зависимости тяги, удельного расхода топлива и некоторых параметров рабочего процесса таких, как температура , степень двухконтурностиm, отношение частот вращения роторов /, КПД каскадов компрессораии др., от частоты вращения какого-либо из роторов, обычно отпри заданном режиме полета и принятой программе управления. Поскольку реактивные сопла у ТРДД свысокими степенями двухконтурности не регулируются, а углы установки лопаток НА регулируемых ступеней компрессора устанавливаются в зависимости от , то для изменения режима работы двигателя имеетсяодин управляющий фактор – расход топлива Gт. Поэтому дросселирование двигателя осуществляется только снижением Gт.

Дроссельные характеристики двигателя, имеющего =20;=1500 К иm0=3, при МН= 0,85 и Н = 11 км в качестве примера представлены на рис. 4.18. Дросселирование двигателя сопровождается снижением температуры , возрастанием степени двухконтурностиm, небольшим повышением, а затем снижением КПД вентилятора и компрессора, а скольжение роторов S=/увеличивается. Такое изменениеS свойственно и двухвальным одноконтурным ТРД.

При дросселировании двигателя уменьшается q(в)ВД компрессора ТРДД и повышается q(II). Это и приводит к увеличению степени двухконтурности

.

При снижении тяга ТРДДР уменьшается весьма интенсивно. Удельный расход топлива Суд первоначально снижается, что связано с увеличением тягового КПД при уменьшении и увеличенииm, а также с возрастанием КПД вентилятора и компрессора. Затем, достигнув минимального значения (в данном случае при = 0,88),Суд увеличивается главным образом за счет снижения внутреннего КПД двигателя.

Вид дроссельных характеристик у ТРДД со смешением потоков контуров и с раздельными контурами различается мало.

На характер протекания дроссельных характеристик ТРДД влияет величина расчетной степени двухконтурности m0. Это видно из рис. 4.19, где дано сравнение относительного протекания дроссельных характеристик ТРД и ТРДД с различными значениями m0. Чем выше величина m0, тем меньше снижается Суд на начальном участке дроссельной характеристики и тем интенсивнее увеличивается Суд при более значительном дросселирование двигателя. Это объясняется тем, что внутренний КПД сравниваемых двигателей с одинаковыми расчетными параметрами рабочего процесса при дросселировании изменяется практически

одинаково, а величины тяговых КПД и характер их изменения при дросселировании сильно различаются.

Рис. 4.19. Относительные дроссельные

характеристики ТРДД при различных m0

(МН = 0,8; Н = 11 км; = 1400 К)

Рис. 4.20. Изменение вн и тяг

при дросселировании ТРДД,

имеющих различные m0

Характер изменения вн и тяг при дросселировании ТРДД показан на

рис. 4.20. Как видно, бóлее высокие величины тягового КПД при = 1,0 имеют двигатели с более высокими степенями двухконтурности. Но, поскольку они имеют меньшие потери с выходной скоростью, темп возрастаниятяг при дросселировании у них ниже. По указанной причине максимум полного КПД п = вн тяг, а следовательно, минимум Суд , с возрастанием m0 смещается в сторону режима «М» (= 1). В конечном итоге улучшение экономичности двигателя при его дросселировании на начальном участке дроссельной характеристики оказывается меньшим у двигателей с более высокой расчетной степенью двухконтурности, а приm0 ≈ 6…8 уже практически исчезает «ложка» в зависимости от. Помимо этого, как видно, относительные дроссельные характеристики ТРД и ТРДД с низкими значениямиm0 отличаются между собой не очень значительно.

studfiles.net

Способ управления газотурбинным двигателем на режимах разгона и дросселирования

Способ управления газотурбинным двигателем на режимах разгона и дросселирования включает измерение частоты вращения nтк и ускорения nо тк ротора турбокомпрессора, измерение температуры воздуха Твх* на входе в турбокомпрессор, вычисление приведенной по температуре воздуха на входе в турбокомпрессор частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр, формирование величины ускорения по двум заранее установленным зависимостям и для режима разгона и режима дросселирования соответственно. Дополнительно принимают сигнал включения нагрузки генератора. При отсутствии сигнала включения нагрузки генератора и при наличии сигнала разгона 1=1 формируют величину ускорения по заранее установленной зависимости Изменение расхода топлива в камеру сгорания осуществляют из условия выполнения трех указанных зависимостей. Путем снижения вероятности возникновения неустойчивой работы компрессора и перегрева турбины за счет регулирования величины заданного ускорения частоты вращения турбокомпрессора с учетом наличия или отсутствия нагрузки генератора, приводимого от газотурбинного двигателя, улучшается качество регулирования двигателя на переменных режимах. 1 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а точнее - к автоматическому управлению газотурбинным двигателем на переменных режимах.

Известен способ управления газотурбинным двигателем в режиме разгона, в котором для обеспечения заданного времени разгона в качестве параметра управления используют частоту вращения ротора газогенератора (турбокомпрессора) газотурбинного двигателя и давления воздуха за компрессором, формируют сигнал, пропорциональный текущему расходу топлива, сравнивают с программой регулирования расхода топлива, полученную разность интегрируют и перестраивают программу регулирования расхода в сторону уменьшения этой разности (патент SU №898794).

Однако известный способ не предусматривает изменения заданной величины ускорения при снижении запасов газодинамической устойчивости, например при изменении нагрузки на валу турбины, что не обеспечивает требуемое время разгона.

Известен способ управления газотурбинной энергетической установкой, при котором для предотвращения недопустимых тепловых напряжений в турбине дозирование топлива в камеру сгорания выполняется в соответствии с отклонением фактической частоты вращения ротора турбокомпрессора от его заданной частоты, формируемой на основе отклонения фактической мощности (нагрузки) генератора от заданной мощности, при этом задается ограничение верхнего предела изменения расхода топлива (патент JP №3361053).

Известный способ не предусматривает измерения величины ускорения частоты вращения ротора турбокомпрессора n°тк и формирования заданной величины ускорения при снижении запасов газодинамической устойчивости, например при изменении нагрузки на валу турбины. В результате этого возможно существенное увеличение расхода топлива в камеру сгорания над требуемым, например при отключении нагрузки на валу турбины, что может привести к перегреву турбины или к помпажу компрессора. Для исключения подобных забросов расхода топлива в камеру сгорания необходима корректировка заданной величины параметра n°тк в зависимости от других сигналов или параметров (например, сигнала отключения нагрузки), кроме nтк.

Наиболее близким к предлагаемому является способ управления газотурбинным двигателем на режимах разгона и дросселирования, включающий измерение частоты вращения nтк и ускорения n°тк ротора турбокомпрессора, измерение температуры воздуха Т*вх на входе в турбокомпрессор, вычисление приведенной по температуре воздуха на входе в турбокомпрессор частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр, формирование величины ускорения по двум заранее установленным зависимостям и для режима разгона и режима дросселирования, соответственно, формирование сигнала разгона I=1 или сигнала дросселирования I=0, изменение расхода топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего ускорения ротора турбокомпрессора n°тк от заданной величины (патент RU №2337250).

Недостатком известного способа является то, что в составе системы автоматического управления газотурбинным двигателем, который является приводом электрического генератора, возможна потеря газодинамической устойчивости в процессе разгона или дросселирования при быстрых изменениях нагрузки генератора, что делает практическое использование данного способа нецелесообразным для газотурбинных двигателей, являющихся приводом электрогенератора.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в улучшении качества регулирования двигателя на переменных режимах путем снижения вероятности возникновения неустойчивой работы компрессора и перегрева турбины за счет регулирования величины заданного ускорения частоты вращения турбокомпрессора с учетом наличия или отсутствия нагрузки генератора, приводимого от газотурбинного двигателя.

Сущность технического решения заключается в том, что в способе управления газотурбинным двигателем на режимах разгона и дросселирования, включающем измерение частоты вращения nтк и ускорения n°тк ротора турбокомпрессора, измерение температуры воздуха Т* вх на входе в турбокомпрессор, вычисление приведенной по температуре воздуха на входе в турбокомпрессор частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр, формирование величины ускорения по двум заранее установленным зависимостям и для режима разгона и режима дросселирования, соответственно, формирование сигнала разгона I=1 или сигнала дросселирования I=0, изменение расхода топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего ускорения ротора турбокомпрессора n°тк от заданной величины , СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ дополнительно принимают сигнал включения нагрузки генератора, при отсутствии сигнала включения нагрузки генератора и при наличии сигнала разгона I=1 формируют величину ускорения по заранее установленной зависимости а изменение расхода топлива в камеру сгорания осуществляют из условия выполнения трех указанных зависимостей.

Путем формирования сигналов на изменение заданной величины ускорения и расхода топлива в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя, располагаемых запасов газодинамической устойчивости и наличия нагрузки генератора, приводимого от газотурбинного двигателя, снижается вероятность возникновения неустойчивой работы компрессора, обеспечиваются заданные запасы газодинамической устойчивости и исключается помпаж.

На чертеже - представлена структурная схема устройства для реализации заявляемого способа управления газотурбинным двигателем на режимах разгона и дросселирования.

Блок 1 - датчик измерения температуры воздуха на входе в турбокомпрессор газотурбинного двигателя (Твх*).

Блок 2 - блок формирования параметра нагрузки, в качестве параметра нагрузки используется, например, величина приведенной частоты вращения турбокомпрессора

Блок 3 - блок задания нагрузки, подключаемой к электрическому генератору, приводимому во вращение силовой турбиной ГТД.

Блок 4 - блок сравнения (компаратор) имеет два входа и один выход. В этом блоке осуществляется сравнение параметра нагрузки с заданным значением нагрузки (подключаемой к электрическому генератору), которое устанавливается оператором (как правило, с пульта управления). Если параметр нагрузки меньше заданного значения, на выходе блока 4 формируется сигнал I=1. Если параметр нагрузки больше заданного значения, на выходе блока 4 формируется сигнал I=0.

Блок 5 - датчик измерения частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк.

Блок 6 - блок вычисления приведенной по температуре воздуха на входе в турбокомпрессор частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр. Величина nтк пр вычисляется по входным сигналам, поступающим с блоков 1 и 5, по известной формуле приведения

Блок 7 - блок формирования заданной величины ускорения по заранее установленным зависимостям от nтк пр для режимов разгона (при наличии и отсутствии нагрузки генератора) и дросселирования газотурбинного двигателя в зависимости от текущего значения nтк пр, наличия нагрузки генератора и сигнала I. При наличии сигнала разгона I=1 и отсутствии сигнала включения нагрузки генератора для обеспечения требуемой кривой разгона применяется функциональная зависимость При наличии сигнала разгона I=1 и наличии сигнала включения нагрузки генератора для обеспечения требуемой кривой разгона применяется функциональная зависимость При отсутствии сигнала разгона I=0 для сброса (дросселирования режима) используется зависимость

Блок 8 - дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк, а на выходе формируется сигнал о величине ускорения nо тк.

Блок 9 - блок формирования управляющего сигнала Iупр. на дозатор топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Блок 9 имеет два входа, связанных с выходами блоков 7 и 8, и один выход. При >n°тк управляющий сигнал Iупр. увеличивает расход топлива в камеру сгорания, при <n°тк управляющий сигнал уменьшает расход топлива в камеру сгорания.

Блок 10 - дозатор топлива обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя по сигналу Iупр.

Вышеуказанные зависимости от nтк пр задают по результатам моделирования работы газотурбинного двигателя на всех динамических режимах сброса (наброса) нагрузки приводимого от двигателя электрического генератора в координатах Gт=f(nтк) с целью обеспечения требуемых запасов газодинамической устойчивости компрессора и прочности (повреждаемости) турбины. Моделированием установлено, что для газотурбинного двигателя, приводящего электрический генератор, зависимость от nтк пр для режима разгона (I=1) должна быть различной при включенной нагрузке генератора и при ее отключении: и соответственно. Чаще всего зависимость реализуется при работе газотурбинного двигателя при переходе с режима холостого хода на режим заданной нагрузки при работе электрического генератора на автономную нагрузку. При этом целесообразно соблюдать соотношение

Способ осуществляется следующим образом.

При работе газотурбинного двигателя выполняется постоянное измерение температуры воздуха на входе в двигатель Т*вх (блок 1), частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк (блок 5), параметра нагрузки (блок 2), вычисление приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр (блок 6) и первой производной по времени параметра nтк (блок 8), а также сравнение параметра нагрузки с его заданным значением (блок 4). Для выполнения разгона, т.е. приема нагрузки, оператор задает требуемое повышенное значение нагрузки, в результате на выходе блока 4 формируется сигнал разгона I=1 (заданное значение нагрузки больше фактического текущего значения нагрузки), который поступает на первый вход блока 7. Одновременно на второй вход блока 7 поступает сигнал о величине приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр, а на третий вход блока 7 поступает сигнал включения нагрузки генератора. При этом на выходе блока 7 при отсутствии сигнала включения нагрузки генератора формируется сигнал о заданной величине ускорения по заранее установленной зависимости а при наличии сигнала включения нагрузки генератора формируется сигнал о заданной величине ускорения по заранее установленной зависимости При выполнении режима дросселирования (I=0), при сбросе нагрузки на выходе блока 4 формируется сигнал дросселирования I=0, который поступает на первый вход блока 7. На второй вход блока 7 поступает сигнал о величине приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр, а на третий вход блока 7 поступает сигнал включения нагрузки генератора. При этом на выходе блока 7 при отсутствии или наличии сигнала включения нагрузки генератора формируется сигнал о заданной величине ускорения по заранее установленной зависимости Управляющий сигнал Iупр из блока 9 поступает на дозатор топлива (блок 10), изменяя расход топлива GT в камеру сгорания газотурбинного двигателя из условия поддержания заданного значения ускорения по заранее установленным зависимостям

Предлагаемый способ проверен в составе системы автоматического управления газотурбинной электростанции типа «Урал» (мощностью 2,5; 4 и 6 МВт) производства ОАО «Авиадвигатель», Россия. Электростанция содержит газотурбинный двигатель типа Д - 30ЭУ, изготовленный на базе авиационного двигателя Д-30 третьей серии, свободную силовую турбину (турбина низкого давления базового двигателя) и синхронный генератор трехфазного переменного тока типа ГТГ (рассчитан на ~10,5 кВ). Моделированием, испытаниями и эксплуатацией подтверждено, что на приемистости при отключенной нагрузке генератора для обеспечения требуемых запасов газодинамической устойчивости целесообразно поддерживать об/мин/с независимо от nтк пр, а на приемистости при включенной нагрузке генератора об/мин/с в зависимости от nтк пр. При указанных значениях также обеспечивается оптимальное тепловое нагружение лопаток турбины из условия ее прочности (минимальной повреждаемости). При выполнении дросселирования необходимо поддерживать об/мин/с независимо от nтк пр.

Способ управления газотурбинным двигателем на режимах разгона и дросселирования, включающий измерение частоты вращения nтк и ускорения nо тк ротора турбокомпрессора, измерение температуры воздуха Твх* на входе в турбокомпрессор, вычисление приведенной по температуре воздуха на входе в турбокомпрессор частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр, формирование величины ускорения по двум заранее установленным зависимостям и для режима разгона и режима дросселирования соответственно, формирование сигнала разгона I=1 или сигнала дросселирования I=0, изменение расхода топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущего ускорения ротора турбокомпрессора nо тк от заданной величины , отличающийся тем, что дополнительно принимают сигнал включения нагрузки генератора, при отсутствии сигнала включения нагрузки генератора и при наличии сигнала разгона I=1 формируют величину ускорения по заранее установленной зависимости , а изменение расхода топлива в камеру сгорания осуществляют из условия выполнения трех указанных зависимостей.

www.findpatent.ru

Способ управления газотурбинным двигателем на динамических режимах разгона и дросселирования

 

Изобретение относится к автоматическому управлению газотурбинными двигателями (ГТД), в частности к автоматическому управлению двухвальными двухконтурными турбореактивными двигателями на динамических режимах.

Известны способы управления ГТД, в которых для повышения надежности запуска, обеспечения заданного времени разгона и дросселирования в качестве параметра управления используют ускорение частоты вращения ротора турбокомпрессора () ГТД [Патент Великобритании №2121986, F02C 9/26, 1987 г.; Добрянский Г.В., Мартьянова Т.С. Динамика авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1989 г., с.140, 141, 144].

Однако известные способы управления по параметру ускорения частоты вращения не учитывают в полной мере особенностей динамики протекания внутри двигательных процессов, в частности повышение максимальной температуры газа перед турбиной и/или приближение к границе неустойчивой работы компрессора при формировании избытков топлива Gт в камеру сгорания ГТД.

Известен способ управления ГТД, при котором минимизируются тепловые напряжения в турбине при использовании всего необходимого объема топлива на основе суммирования двух компонентов. Первый компонент - расчетное количество топлива Gт в камеру сгорания ГТД около нижнего предела заданных требований по топливу как функция частоты вращения nтк ротора турбокомпрессора. Второй компонент - динамически определенная величина, сформированная на основе сравнения текущего значения ускорения частоты вращения (nтк) с хранящимися в памяти заданными величинами при различных частотах nтк [Патент США №5212943, F02C 9/28, 1993].

Однако известный способ не предусматривает изменения заданной величины ускорения при снижении запасов газодинамической устойчивости (ГДУ), например, при изменении скольжения роторов двухвального двигателя или срабатывании (релейной перекладке) элементов механизации проточной части двигателя. В результате при снижении запасов ГДУ возможен срыв вентилятора, помпаж компрессора низкого или высокого давления. В свою очередь, оба подобных явления (срыв, помпаж) могут привести к погасанию пламени в камере сгорания и, следовательно, к выключению двигателя в полете, а глубокий и длительный помпаж - к недопустимым вибрациям и разрушениям элементов конструкции двигателя. Для исключения подобных случаев необходима корректировка заданной величины параметра на динамических режимах с учетом располагаемых запасов газодинамической устойчивости.

В качестве прототипа выбран способ управления турбовинтовой установкой, согласно которому с целью обеспечения согласованной работы турбокомпрессора и винта (вентилятора) измеряют частоту вращения () и ускорение ротора турбокомпрессора (), измеренное значение ускорения газогенератора сравнивают с заданным , которое функционально зависит от частоты вращения винта (ротора низкого давления), и пропорционально величине отклонения текущего ускорения ротора турбокомпрессора от заданной величины изменяют расход топлива Gт в камеру сгорания на переходных режимах [Патент РФ №2006633, F02С 9/28, 1994 г.].

Однако при реализации данного способа в составе системы управления двухвального двухконтурного двигателя с подпорными ступенями, размещенными на одном валу с вентилятором и нагнетающими воздух только во внутренний контур двигателя, возможна потеря газодинамической устойчивости ГДУ (срыв, помпаж), что делает практическое использование данного способа нецелесообразным для указанного типа двигателя. Так, при выполнении разгона ГТД (приемистости) по параметру и не скоординированном (раннем) закрытии клапанов перепуска воздуха из компрессора высокого давления (КВД) возможен помпаж КВД. Кроме того, при выполнении дросселирования ГТД с темпом приемистости и позднем открытии перепуска воздуха из подпорных ступеней компрессора низкого давления (КНД) возможен срыв вентилятора, КНД и последующий помпаж КВД. Для исключения подобных явлений необходима дифференциация заданного значения (порядка подачи топлива) для режима разгона (приемистости) и дросселирования, а также корректировка заданной величины параметра в зависимости от располагаемых запасов ГДУ (положения клапанов перепуска воздуха из КВД или подпорных ступеней КНД).

Техническая задача заключается в улучшении качества регулирования двухвального двухконтурного двигателя с клапанами перепуска воздуха из подпорных ступеней КНД на динамических режимах путем снижения вероятности возникновения неустойчивой работы вентилятора, КНД и КВД за счет изменения заданной величины ускорения частоты по заранее установленным зависимостям.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе управления газотурбинным двигателем на динамических режимах разгона и дросселирования, включающем измерение частоты вращения nтк и ускорения ротора турбокомпрессора, сравнение с заданным , изменение расхода топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущей от заданной величины , согласно изобретению дополнительно измеряют температуру воздуха на входе в турбокомпрессор Твх*, вычисляют приведенную по температуре Твх* частоту вращения ротора турбокомпрессора nтк пр по формуле , формируют величину по двум заранее установленным зависимостям и для режима разгона и режима дросселирования соответственно, измеряют параметр фактической тяги двигателя, сравнивают его с заданным и формируют сигнал разгона I=1 или сигнал дросселирования I=0, поступающий в блок формирования величины , а изменение расхода топлива в камеру сгорания осуществляют из условия выполнения указанных зависимостей.

Заявляемый способ управления ГТД снижает вероятность возникновения неустойчивой работы вентилятора, КНД и КВД, обеспечивая заданные запасы ГДУ за счет формирования сигналов на изменение заданной величины ускорения и расхода топлива в зависимости от режима работы двигателя и располагаемых запасов ГДУ. При этом обеспечиваются необходимые динамические характеристики ГТД по тяге во всех условиях эксплуатации, что особенно важно для таких режимов полета, как прерванный взлет, уход на второй круг.

На фиг.1 представлена структурная схема устройства для реализации заявляемого способа управления ГТД на режимах разгона и дросселирования.

На фиг.2 показано изменение по заранее установленным зависимостям и на режимах разгона (2а) и дросселирования (2б) ГТД соответственно.

Блок 1 - датчик измерения температуры воздуха на входе в ГТД (Твх*).

Блок 2 - датчик параметра тяги ГТД, в качестве которого используется, например, датчик измерения частоты вращения вентилятора или турбокомпрессора ГТД.

Блок 3 - блок задания тяги ГТД.

Блок 4 - блок сравнения (компаратор), имеет два входа и один выход. В этом блоке осуществляется сравнение параметра тяги ГТД с заданным значением тяги ГТД, которое устанавливается пилотом (как правило, с помощью рычага управления двигателем). Если параметр тяги меньше заданного значения, на выходе блока 4 формируется сигнал I=1. Если параметр тяги больше заданного значения, на выходе блока 4 формируется сигнал I=0.

Блок 5 - датчик измерения частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк.

В качестве датчика измерения nтк могут использоваться индукционные датчики типа ДЧВ-2500А или любого другого типа, обеспечивающие точность измерения частоты вращения на уровне 0,01...0,1%.

Блок 6 - блок вычисления приведенной по температуре воздуха на входе в турбокомпрессор частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр. Величина nтк пр вычисляется по входным сигналам, поступающим с блоков 1 и 5 по известной формуле приведения .

Блок 7 - блок формирования заданной величины ускорения по заранее установленным зависимостям от nтк пр для режимов разгона и дросселирования ГТД в зависимости от текущего значения nтк пр и сигнала I. При I=1 для обеспечения требуемой кривой разгона применяется функциональная зависимость . При I=0 для сброса (дросселирования режима) используется зависимость .

Блок 8 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк, а на выходе формируется сигнал о величине ускорения .

Блок 9 - блок формирования управляющего сигнала Iупр на дозатор топлива в камеру сгорания ГТД. Блок 9 имеет два входа, связанных с выходами блоков 7 и 8, и один выход. При управляющий сигнал Iупр поступает на дозатор топлива, увеличивая расход топлива Gт в камеру сгорания ГТД. При управляющий сигнал Iупр уменьшает расход топлива Gт.

Блок 10 - дозатор топлива, обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания ГТД по сигналу Iупр.

Вышеуказанные зависимости от nтк пр задают по результатам моделирования работы ГТД на всех динамических режимах в координатах Gт=f(nтк), обеспечивающих требуемые запасы газодинамической устойчивости компрессора и прочности (повреждаемости) турбины. Моделированием установлено, что для ГТД с большой степенью двухконтурности (>4) типа ПС-90А, зависимость от nтк пр для режима разгона (I=1) должна иметь прерывный характер и содержать, по меньшей мере, два последовательных по времени участка, а именно - первый участок разгона (1 уч) с и второй участок разгона (2 уч) с (фиг.2а). При этом целесообразно соблюдать соотношение . Точка разрыва (перехода) А от к должна соответствовать зоне закрытия КПВ из КВД. Также установлено, что зависимость для режима дросселирования (I=0) должна иметь прерывный характер и содержать, по меньшей мере, два последовательных по времени участка - первый участок (1' уч) сброса с и второй участок (2' уч) сброса с (фиг.2б). При этом необходимо соблюдать соотношение . Точка разрыва (перехода) А' от к должна соответствовать зоне открытия КПВ из КНД.

Способ осуществляется следующим образом:

В процессе работы ГТД осуществляют постоянное измерение температуры воздуха на входе в ГТД Твх* (блок 1), частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк (блок 5), параметра тяги ГТД (блок 2), вычисление приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр (блок 6) и первой производной по времени параметра (блок 8), а также сравнение параметра тяги с его заданным значением (блок 4).

Для выполнения разгона, т.е. увеличения тяги двигателя летчик переводит рычаг управления двигателем на повышенный режим, в результате на выходе блока 4 формируется сигнал I=1, который поступает на первый вход блока 7. Одновременно на второй вход блока 7 поступает сигнал о величине приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора nтк пр, при этом на выходе блока 7 формируется сигнал о заданной величине ускорения по заранее установленной зависимости для разгона (фиг.2а).

При осуществлении режима дросселирования (I=0) летчик переводит рычаг управления двигателя на пониженный режим. На выходе блока 4 формируется сигнал I=0, который поступает на первый вход блока 7. На второй вход блока 7 поступает сигнал о величине nтк пр. На выходе блока 7 формируется сигнал о заданной величине по заранее установленной зависимости для режима дросселирования (фиг.2б).

По результатам сравнения сигналов с блоков 8 и 7 на выходе блока 9 формируется управляющий сигнал Iупр.

Управляющий сигнал Iупр из блока 9 поступает на дозатор топлива (блок 10), изменяя расход топлива Gт в камеру сгорания ГТД из условия поддержания заданного значения ускорения по заранее установленным зависимостям и .

Заявляемый способ проверен в составе системы автоматического регулирования и топливопитания авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя ПС-90А самолета ТУ-214. Устройство, реализующее заявляемый способ, надежно обеспечило время динамических процессов и устойчивость работы двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.

Моделированием, стендовыми испытаниями и статистикой подтверждено, что для обеспечения требуемых запасов газодинамической устойчивости и времени основной эксплуатационной приемистости «Малый газ → Взлетный режим» на участке от «Малого газа» до точки перекладки (закрытия) КПВ из КВД (nтк пр=9850 об/мин) целесообразно поддерживать а после закрытия КПВ из КВД (при nтк пр≥9850 об/мин) и до Взлетного режима - .

При указанных значениях также обеспечивается оптимальное тепловое нагружение лопаток турбины (из условия ее минимальной нестационарной повреждаемости). При выполнении сброса режима «Взлетный режим → Малый газ» необходимо перестраивать величину по сигналу, характеризующему открытие КПВ из КНД, при этом до открытия КПВ из КНД необходимо поддерживать , а после открытия КПВ из КНД необходимо поддерживать .

Способ управления газотурбинным двигателем на динамических режимах разгона и дросселирования, включающий измерение частоты вращения nтк и ускорения ротора турбокомпрессора, сравнение с заданным , изменение расхода топлива в камеру сгорания в зависимости от величины отклонения текущей от заданной величины , отличающийся тем, что дополнительно измеряют температуру воздуха на входе в турбокомпрессор Твх*, вычисляют приведенную по температуре Твх* частоту вращения ротора турбокомпрессора nтк пр по формуле , формируют величину по двум заранее установленным зависимостям и для режима разгона и режима дросселирования, соответственно измеряют параметр фактической тяги двигателя, сравнивают его с заданным и формируют сигнал разгона I=1 или сигнал дросселирования I=0, поступающий в блок формирования величины , а изменение расхода топлива в камеру сгорания осуществляют из условия выполнения указанных зависимостей.

www.findpatent.ru

Дроссельная заслонка — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 19 января 2018; проверки требуют 3 правки. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 19 января 2018; проверки требуют 3 правки. Дроссельная заслонка в закрытом (сверху) и открытом положениях

Дроссельная заслонка — механический регулятор проходного сечения канала, изменяющий количество протекающей в канале среды — жидкости или газа.

Дроссель (удушитель, душащий — нем.) — устройство, постоянное проходное сечение которого значительно меньше сечения подводящего трубопровода. Дроссель регулирует расход, изменяя параметры течения среды, протекающей через него. Одним из видов дросселя является жиклёр. Часто дроссели используются в системах теплоснабжения для ограничения расхода первичной горячей воды.

Дроссельный клапан — разновидность дросселя, в которой общее количество протекающей через него среды изменяется за счёт соотношения времени состояния полного открытия и полного закрытия клапана. Часто это устройство называют актюатором. Актюаторы имеют чрезвычайно широкое распространение как исполняющие элементы в дозирующих устройствах с широтно-импульсным электронным управлением. Например, в карбюраторах семейства актюаторы являются основными дозирующими элементами в главных дозирующих системах обеих смесительных камер.

Дроссельная заслонка карбюратора регулирует количество горючей смеси, образующейся в карбюраторе и поступающей в цилиндры двигателя внутреннего сгорания.

Собственно дроссельная заслонка у карбюратора с падающим потоком представляет собой жёсткую пластину, закреплённую на вращающейся оси, помещённую в самой нижней части смесительной камеры.

В горизонтальных карбюраторах дросселем часто является вертикальный

ru.wikipedia.org

Дросселирование - поток - рабочая жидкость

Дросселирование - поток - рабочая жидкость

Cтраница 1

Дросселирование потоков рабочей жидкости достигается путем изменения проходных сечений золотникового распределителя. Проходное сечение зависит от положения кромки золотника относительно проточки золотниковой втулки. Величиной проходного сечения, т.е. смещением золотника, определяется скорость перемещения гидро двигателя.  [2]

Дросселирование потоков рабочей жидкости достигается путем изменения проходных сечений золотникового распределителя. Проходное сечение зависит от положения кромки золотника относительно проточки золотниковой втулки. Величиной проходного сечения, т.е. смещением золотника, определяется скорость перемещения гидродвигателя.  [4]

Если рассмотреть характер дросселирования потока рабочей жидкости в гидравлических золотниковых усилителях с положительным или нулевым перекрытиями, то эти усилители в процессе их работы можно представить дифференциальной схемой ( рис. 10), которая содержит два дросселя ( /, 4) с переменной площадью проходных сечений и два дросселя ( 2, 3) с постоянной площадью проходных сечений. При перемещении плунжера в другую сторону от нейтрали дроссели в схеме меняются местами.  [5]

В подавляющем большинстве случаев дросселирование потока рабочей жидкости в гидравлических усилителях осуществляется за счет изменения проходного сечения потока, которое по величине своей площади может быть постоянным или переменным.  [7]

Во время движения экскаватора под уклон необходимо производить дросселирование потока рабочей жидкости, направляемой в гидромоторы хода с помощью рукояток управления.  [8]

Скорости спуска и подъема регулируются изменением числа оборотов гидромоторов дросселированием потока рабочей жидкости, подаваемой насосом. Направление вращения барабанного вала изменяется при помощи золотника реверса.  [10]

Дроссельные гидравлические усилители представляют собой устройства, позволяющие за счет дросселирования потока рабочей жидкости получать на выходе переменные давления и расходы в зависимости от входного сигнала. В регуляторах применяются различные типы дроссельных усилителей. По числу последовательно включенных каскадов различают одно-каскадные и двухкаскадные усилители. Обычно более двух каскадов гидравлического усиления в регуляторах не применяют.  [11]

У экскаваторов с гидравлическим приводом хода при движении под уклон необходимо производить дросселирование потока рабочей жидкости, направляемой в гидромотор хода, и подтормаживать колеса, не давая экскаватору разгоняться под действием инерционных сил. Следует избегать резких торможений путем полного перекрытия золотника управления ходом, а особенно торможенн.  [12]

Перечисленные признаки показывают, что, во-первых, в гидроусилителях определяющим фактором является дросселирование потока рабочей жидкости, а во-вторых, одного разграничения гидроусилителей на классы только по названиям элементов конструкции ( золотник, сопло с заслонкой, струйная трубка) недостаточно.  [13]

Отклонение буртиков от нейтрали влечет за собой изменение площади проходного сечения окон в гильзе и осуществляет дросселирование потока рабочей жидкости. Проходные сечения, образованные рабочими кромками буртиков и окон, представляют собой местные сопротивления. На их преодоление тратится часть энергии потока рабочей жидкости.  [14]

Страницы:      1    2

www.ngpedia.ru