СИСТЕМА ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Полезная модель относится к авиационной технике и может быть использована для запуска авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).
Известно устройство для запуска ГТД, содержащее вспомогательную силовую установку (ВСУ), трубопроводом связанную с пусковой камерой сгорания, оснащенной топливной форсункой, свечой зажигания, и заслонку. Пусковая камера сгорания трубопроводом связана с турбиной компрессора.
В процессе работы устройства генерируемый ВСУ сжатый воздух от ВСУ поступает по трубопроводу в камеру сгорания. Туда же через форсунку подается топливо. Образовавшаяся горючая смесь воспламеняется свечой зажигания. Подогретый газ высокой энергии поступает на лопатки турбины компрессора и раскручивает ее, при этом происходит запуск ГТД. Заслонка предназначена для приведения газо-воздушного тракта ГТД в рабочее состояние после запуска. При запуске двигателя заслонка открыта, после запуска закрыта, (см. патент РФ №2088488, кл. В64F 1/34, 1997 г.)
В результате анализа известного устройства необходимо отметить, что в процессе его работы не контролируется температурный режим турбины компрессора, особенно при переходе от режима запуска на штатный режим работы, что приводит к необходимости вести запуск, подавая на турбину компрессора газ с температурой, гарантированно не превышающей критическую, а это увеличивает время запуска.
Известна система запуска ГТД, содержащая ВСУ с компрессором и камерой сгорания, воздушную турбину пускового устройства, вал которой кинематически связан с валом ротора ГТД. Турбина пускового устройства связана с компрессором ВСУ основным трубопроводом. В основном трубопроводе размещены управляющий клапан и дополнительный трубопровод, сообщенный своим входом с внутренней полостью камеры сгорания, а выходом - с полостью основного трубопровода, а также профилированное сопло. Управляющий клапан размещен между выходом дополнительного трубопровода и воздушной турбиной пускового устройства. Профилированное сопло оснащено механизмом его перемещения вдоль оси основного трубопровода, выполненным в виде цилиндра с поршнем. На наружной поверхности дополнительного трубопровода в зоне его выхода в полость основного трубопровода размещена профилированная вставка.
При работе системы запускается ВСУ и выводится на установившийся режим. Для раскрутки ротора ГТД подается команда на клапан управления и воздух по трубопроводу поступает из компрессора в цилиндр, перемещая шток в положение, при котором управляющий клапан открывается, обеспечивая доступ воздуху от компрессора к воздушной турбине, которая, в свою очередь, через выходной вал соединена с ротором двигателя. Воздушная турбина начинает раскручивать ротор ГТД. После этого подается команда на открытие клапана управления и воздух из компрессора по трубопроводу поступает в механизм перемещая штока с поршнем, который перемещает профилированную вставку. Воздух из компрессора в трубе, проходя через профилированную вставку, ускоряется и его статическое давление падает, достигая минимального уровня в зоне выходного сечения участка дополнительного трубопровода, обеспечивая перепад давления в трубопроводе, в результате чего горячий газ из камеры сгорания начинает поступать в профилированную вставку и смешиваться с более холодным воздухом из компрессора. Одновременно увеличивается подача топлива в ВСУ. Дальнейшая раскрутка двигателя производится воздушной турбиной. При достижении заданных оборотов ГТД происходит его отключение от воздушной турбины, (см. патент РФ №2260135, кл. F02C 7/277, 2005 г.).
В результате анализа известной системы необходимо отметить, что в ней за счет управления расходом топлива в камеру сгорания ВСУ необходимо одновременно поддерживать режим работы ВСУ, температуру газа, подаваемого в воздушную турбину и контролировать мощность воздушной турбины. При изменении температуры воздуха на входе в ВСУ весьма трудно согласовать режимы работы ВСУ и воздушной турбины. При этом для обеспечения безопасного запуска необходимо снижать мощность воздушной турбины относительно максимально допустимого значения, что приведет к увеличению времени запуска.
Известна пусковая система двухдвигательной газотурбинной установки, содержащая ВСУ с системой топливоподачи и распределительным краном, топливовоздушный турбостартер, включающий камеру сгорания, сообщенную воздуховодом с ВСУ, газовую турбину, кинематически связанную через муфту и редуктор с валом ротора ГТД газотурбинной установки. Система оснащена дополнительным двигателем, вал ротора которого через редуктор и муфту имеет возможность соединения с валом ротора ГТД. Топливные форсунки камеры сгорания турбостартера через топливопровод сообщены с системой топливоподачи.
Камера сгорания топливовоздушного турбостартера посредством воздуховода может быть сообщена с наземным источником топливопитания.
При работе системы для раскрутки ротора запускаемого ГТД сжатый воздух от ВСУ через открытый распределительный кран подается в топливовоздушный турбостартер, в камере сгорания которого происходит сжигание топлива, впрыскиваемого от системы топливоподачи. Горячие газы от камеры сгорания подаются на турбину. Механическая энергия от ротора турбины турбостартера через редуктор и муфту подается на ротор запускаемого ГТД газотурбинной установки.
При достижении ротором ГТД расчетной частоты вращения перекрывают распределительный кран и отключают муфту, в результате чего происходит отключение турбостартера и рассоединение валов турбины турбостартера и ротора ГТД.
При последовательном запуске двигателей запуск второго двигателя осуществляют аналогично запуску первого двигателя.
Для уменьшения времени запуска второго двигателя наряду с мощностью, передаваемой ему от ВСУ, возможна передача мощности от первого двигателя после его выхода на режим «малого газа», путем соединения его муфты с редуктором. Для осуществления одновременного запуска двигателей перед подачей сжатого воздуха и топлива в камеру сгорания включаются обе муфты и крутящий момент с газовой турбины через редуктор передается на роторы обоих двигателей, (см. патент РФ на полезную модель №49913, кл. F02C 7/26, 2005 г.) - наиболее близкий аналог.
В результате анализа известной системы необходимо отметить, что она обеспечивает несколько вариантов раскрутки роторов двигателей при запуске на земле и в полете, а также расширить зону их запуска без существенных изменений габаритов и веса источника энергии. Однако при работе данной системы отсутствует контроль температуры газа за турбиной топливовоздушного стартера (ТВС), что может привести к перегреву турбины и выходу ее из строя, поэтому при работе системы увеличивают время запуска и проводят его, подавая на турбину воздух с температурой заведомо ниже критической.
Техническим результатом настоящей полезной модели является сокращение времени запуска ГТД за счет регулирования температуры воздуха за турбиной ТВС.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что в системе запуска газотурбинного двигателя, содержащей вспомогательную силовую установку, связанную воздушным каналом с топливовоздушным стартером, турбина которого имеет возможность кинематической связи с валом компрессора двигателя, а также устройство топливопитания для подачи топлива на вспомогательную силовую установку и топливовоздушный стартер, и топливный регулятор, предназначенный для дозирования топлива в камеру сгорания топливовоздушного стартера, новым является то, что она оснащена широтно-импульсным модулятором, блоком управления, датчиками температуры воздуха на входе в двигатель и за турбиной топливовоздушного стартера, а также датчиком давления газов на входе в двигатель, причем датчики связаны с входами блока управления, выход которого связан с широтно-импульсным модулятором, а выход широтно-импульсного модулятора связан с топливным регулятором.
Сущность заявленной полезной модели поясняется графическими материалами, на которых:
- на фиг.1 представлена схема системы запуска ГТД;
- на фиг.2 представлен график зависимости уровня ограничения температуры за турбиной ТВС от температуры и давления воздуха на входе в ГТД (на графике приняты следующие обозначения: Твх - температура воздуха на входе в ГТД; Рвх - давление воздуха на входе в ГТД, Т газа зад. - заданное значение ограничения температуры газов, Тгаза макс.- максимально допустимое значение температуры газов за турбиной ТВС).
Система запуска ГТД содержит ВСУ 1, оснащенную устройством 2 топливопитания, газовый (воздушный) выход ВСУ воздушным каналом соединен с ТВС 3. Турбина ТВС кинематически, например, через редуктор (не показан) связана с валом ротора ГТД 4.
Система оснащена датчиком 5 температуры газов (Твх) за турбиной ТВС 3 (например, термопарой), датчиком 6 давления воздуха на входе в ГТД, датчиком 7 температуры воздуха на входе в ГТД. Датчики 5, 6, 7 связаны с блоком управления 8 (например, стандартным электронным регулятором), выход которого связан с широтно-импульсным модулятором (ШИМ) 9, управляющим топливным регулятором 10 (например, стандартным электрогидравлическим клапаном (ЭГК)), регулирующим подачу топлива в камеру сгорания ТВС 3.
Блок управления 8 связан с бортовой системой управления.
Управление расходом подаваемого в ВСУ 1 от устройства 2 топлива обычно осуществляется или от блока управления 8, или от собственного блока управления (не показан), которым оснащаются стандартные ВСУ. К блоку управления ВСУ подключены собственный топливный регулятор (не показан) и датчик частоты вращения (не показан) ротора компрессора ВСУ 1.
Агрегаты системы запуска, конструкция которых не раскрыта в настоящей заявке, выполнены известным образом и не составляют предмета патентной охраны.
Так, например, ВСУ 1 может быть выполнена аналогично ее выполнению в наиболее близком аналоге.
ТВС 3 является стандартным. ШИМ 9 представляет собой стандартный электронный модуль, преобразующий входное напряжение в последовательность прямоугольных импульсов с частотой 100 Гц, и коэффициентом заполнения, пропорциональным входному сигналу. Устройство топливопитания 2 включает, как правило, шестеренный насос и управляемый электрогидроусилителем дозатор топлива с датчиком положения дозирующего элемента дозатора.
Топливо для питания ТВС 3 подается с выхода шестеренного насоса.
Система запуска ГТД работает следующим образом.
Цикл запуска ГТД начинается после поступления соответствующего сигнала в блок управления 8 (и блок управления ВСУ при его наличии) из кабины пилота.
Запускается ВСУ 1, которая обеспечивается дозированным топливам, подаваемым от устройства 2. Генерируемый в ВСУ 1 воздух под давлением по воздушному каналу подается в ТВС 3 и раскручивает его турбину. Турбина ТВС начинает раскручивать вал ротора ГТД 4.
Параллельно топливо от устройства 2 через ЭГК 10 подается в камеру сгорания ТВС 3, где осуществляется его поджиг и сгорание. Продукты сгорания топлива разогревают воздух, подаваемый от ВСУ на турбину ТВС. Установленный за турбиной ТВС датчик 5 измеряет температуру газов за турбиной ТВС и передает ее значение в блок управления 8. С турбины ТВС разогретый воздух поступает по воздушному каналу на вход ГТД 4 для раскрутки вала ротора ГТД.
Установленные на входе в ГТД датчики 6 и 7 измеряют давление и температуру воздуха на входе в ГТД. Сигналы с датчиков 6, 7 подаются на входы блока управления 8, который в зависимости от их значений и значения сигналов с датчика 5 формирует управляющий сигнал - заданное значение расхода топлива в камеру сгорания ТВС 3. Характер изменения заданного значения температуры воздуха за турбиной ТВС от температуры и давления на входе в двигатель представлен на фиг.2.
В блоке управления 8 фактическое значение температуры воздуха за турбиной ТВС сравнивается с заданным и по разности их значений формируется, например, стандартным пропорционально-интегральным регулятором непрерывный управляющий сигнал,
Если измеренная датчиком 5 температура газов превышает ее максимально допустимое значение, заложенное в блок управления 8, то последний начинает снижать заданное значение расхода топлива. Для этого ШИМ 9 уменьшает длительность управляющих импульсов на ЭГК до тех пор, пока температура за турбиной не снизится до допустимого значения.
ШИМ 9 преобразует непрерывный управляющий сигнал в последовательность импульсов переменной длительности с частотой 100 Гц для управления ЭГК 10. При подаче импульса ЭГК 10 открывается, а во время паузы между импульсами закрывается. Экспериментально подтверждено, что при выбранной частоте ШИМ величина сгоревшего в камере сгорания ТВС топлива пропорциональна длительности импульсов.
Работающий в режиме ШИМ ЭГК надежнее, компактнее и дешевле, чем традиционный управляемый электрогидроусилителем дозатор с датчиком положения. Он обеспечивает погрешность дозирования топлива менее 5% от текущего значения заданного расхода. Так как погрешность дозирования устраняются регулятором температуры, она не влияет на время запуска двигателя.
Температура и расход воздуха, поступающего от ВСУ в камеру сгорания ТВС, и, как следствие, момент на валу турбины ТВС, изменяются в процессе запуска ГТД в широких пределах в зависимости от внешних (например, атмосферных) условий. Поддержание заданной температуры газов за турбиной ТВС воздействием на расход топлива в камеру сгорания ТВС позволяет обеспечить заданный момент на валу ТВС и защитить турбину ТВС от перегрева.
Для ограничения крутящего момента на валу турбины ТВС и защиты турбины ТВС 3 от перегрева максимальная температура газов за турбиной ограничивается в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в ГТД.
Перед выходом ГТД на режим малого газа на ЭГК 10 с блока управления 8 подается нулевой сигнал управления и он закрывается, прекращая подачу топлива в камеру сгорания ТВС 3. Запуск ГТД завершен. В зависимости от решаемой задачи, ВСУ 1 выключается по команде из кабины или остается включенным для запуска двигателя другого борта самолета.
Таким образом, при любых атмосферных условиях поддерживается максимально допустимая температура газов перед турбиной стартера и, следовательно, максимальный момент на валу турбины. Это позволяет ускорить раскрутку ротора ГТД 4 и сократить время запуска и в то же время, не допустить перегрева турбины.
Заявленная система обеспечивает постоянный контроль и, в случае необходимости, оперативное регулирование температуры газов, что позволяет защитить турбину ТВС от перегрева при высоких температурах воздуха на входе в ГТД. Снижение уровня ограничения температуры при низких значениях температуры воздуха на входе в ГТД ограничивает максимальный момент ТВС и защищает от перегрузки редуктор двигателя. Повышение уровня ограничения температуры при низком давлении воздуха на входе в двигатель позволяет стабилизировать момент на валу ТВС при запуске двигателя на высотных аэродромах. За счет этого надежный запуск двигателя за минимальное время обеспечивается во всем диапазоне условий эксплуатации.
Применение быстродействующего ЭГК с широтно-импульсным управлением для дозирования топлива обеспечивает оперативное регулирование температуры газов за турбиной ТВС с минимальными аппаратными затратами.