Способ запуска камеры сгорания газотурбинного двигателя
METHOD FOR STARTING THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей (ГТД).
Наиболее близким к заявленному изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ запуска камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что измеряют температуру и давление воздуха на входе в двигатель, частоту вращения ротора двигателя, вычисляют по известным для каждого типа двигателя первый, в зависимости от температуры воздуха, и второй, в зависимости от давления воздуха, корректирующие коэффициенты, умножают заранее заданную константу, определяемую для каждого типа двигателей расчетно-экспериментальным путем, на первый и второй корректирующие коэффициенты и вычисляют заданный расход топлива на запуске камеры сгорания (КС), при достижении заранее заданного значения частоты вращения, определяемого для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем, подают в коллектор КС заданный расход топлива на запуске КС и включают агрегат зажигания (A3), дополнительно измеряют температуру воздушно-топливной смеси (ВТС) в КС, в случае отсутствия роста температуры ВТС в течение 1-2 с с момента включения A3 изменяют заданный расход топлива на запуске КС путем знакопеременного ступенчатого воздействия с частотой 1-2 Гц и с амплитудой, возрастающей по величине от нуля с дискретностью 5% от величины заданного расхода топлива на запуске КС, в момент запуска КС, фиксируемого по скачкообразному росту температуры ВТС более чем на 70 К, прекращают ступенчатое изменение заданного расхода топлива на запуске КС, фиксируют расход топлива в момент запуска на время 1-2 с, после чего увеличивают расход топлива в соответствии с заданной программой управления до выхода двигателя на режим «малого газа» (RU 2386836 С2, МПК F02C 9/00, опубл. 2010).
В результате анализа известного способа необходимо отметить, что на практике для измерения температуры воздушно-топливной смеси для анализа успешного запуска камеры сгорания используются каналы измерения температуры газов за турбиной с применением термопар. При этом в каналах измерения температуры газов осуществляются инерционные замеры, на режимах запуска КС постоянная времени термопары может достигать 5 и более секунд, что приводит к задержке роста сигнала температуры. Рост указанного сигнала на 70 К выше начальных условий может продолжаться более 1 с. Такое длительное формирование сигнала успешного запуска КС вместе с низкочастотным изменением расхода топлива в КС делает невозможным применение данного способа для запуска КС, работающих на газе.
Также указанный способ не может быть применен для запуска КС в полете, т.к. не учитывает разные условия в КС при различной частоте вращения ротора двигателя.
При погасании двигателя и последующем запуске его в полете необходимо во всей области эксплуатации двигателя обеспечить запуск камеры сгорания за минимально возможное время. Во время запуска камеры сгорания частота вращения ротора и расход воздуха в камеру сгорания изменяются, причем скорость изменения режима работы двигателя зависит от условий полета. Задача определения для всех условий работы и подачи в камеру сгорания необходимого для запуска расхода должна решаться с высокой надежностью. Необходимая надежность для всей области эксплуатации при дозировании по заранее выбранным зависимостям с учетом погрешности дозаторов топлива не достигается.
Для наземных газовых энергоустановок запаздывание при запуске камеры сгорания недопустимо, так как может приводить к аварийной ситуации из-за образования взрывоопасной топливовоздушной смеси.
Задачей изобретения является повышение надежности запуска камеры сгорания во всей области эксплуатации двигателя, в том числе в полете.
Техническим результатом настоящего изобретения является повышение безопасности эксплуатации газотурбинного двигателя на газообразном топливе за счет снижения времени обнаружения успешного или неуспешного запуска камеры сгорания газотурбинного двигателя.
кор
Указанный технический результат достигается тем, что в способе запуска камеры сгорания (КС) газотурбинного двигателя (ГТД) измеряют частоту n вращения ротора двигателя и температуру Тт газов за турбиной ГТД посредством термопары, вычисляют первую производную Тт' по времени температуры газов за турбиной и формируют сигнал температуры Тт газов за турбиной в соответствии с соотношением:
кор
тп
Тт=Тт + Тт'⋅τ,
где:
хп
τ - постоянная времени термопары;
зад
зап
зад
кор
кор
кор
кор
кор
зад
зап
0
0
формируют заданный расход Gт топлива в КС ГТД в зависимости от частоты вращения ротора, устанавливают расход Gт топлива для запуска КС ГТД равным Gт, при получении команды на запуск КС фиксируют значение Тт сигнала Тт, включают агрегат зажигания (АЗ) КС и подают расход топлива для запуска в КС ГТД, формируют сигнал успешного запуска КС при превышении текущим значением Тт зафиксированного Тт на заранее заданную величину ΔТт, если сигнал успешного запуска КС сформирован, выключают АЗ, а в КС ГТД подают заданный расход Gт топлива, если сигнал успешного запуска КС не был сформирован в течение заранее заданного допустимого времени τ с момента получения команды на запуск КС, выключают АЗ и прекращают подачу топлива в КС ГТД.
Существенные признаки могут иметь развитие и продолжение.
Дополнительно измеряют температуру Твх воздуха на входе в ГТД и корректируют заданный расход топлива в зависимости от температуры воздуха на входе в ГТД.
Дополнительно измеряют давление Рвх воздуха на входе в ГТД и корректируют заданный расход топлива в зависимости от давления воздуха на входе в ГТД.
1
зап
зап
зап
Если после начала запуска КС в течение заданного времени τ сигнал успешного запуска КС не сформирован, увеличивают расход Gт топлива для запуска КС с заданным темпом в зависимости от времени, при этом увеличение расхода Gт топлива производят до тех пор, пока не истечет допустимое время τ или не будет сформирован сигнал успешного запуска КС.
1
зап
Если после начала запуска КС в течение заданного времени τ сигнал успешного запуска КС не сформирован, увеличивают расход Gт топлива для запуска КС в соответствии с соотношением:
зап
зап
Gт=Gт⋅KG,
где:
G
2
зап
зап
1
2
зап
K - коэффициент увеличения расхода топлива; и подают увеличенный расход в КС ГТД в течение заданного времени τ, при этом увеличение расхода Gт топлива повторяют до тех пор, пока не истечет допустимое время τ или не будет сформирован сигнал успешного запуска КС, а сумма τ и τ не превышает τ.
Для многовальных ГТД заданный расход топлива в КС ГТД на земле формируют в зависимости от частоты вращения ротора высокого давления, а в полете - в зависимости от частоты вращения ротора низкого давления.
зад
зад
Расход топлива для запуска КС ограничивают сверху величиной в диапазоне от 1.4⋅Gт до 2⋅Gт.
Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлены:
на фиг. 1 - схема системы управления, реализующей заявленный способ;
кор
на фиг. 2 - циклограмма процесса изменения Тт и Тт при запуске КС ГТД;
на фиг. 3 - циклограмма способа запуска КС ГТД по п. 4 формулы изобретения;
на фиг. 4 - циклограмма способа запуска КС ГТД по п. 5 формулы изобретения;
На фигурах обозначены:
n - частота вращения ротора двигателя,
Твх - температура воздуха на входе в ГТД,
Рвх - давление воздуха на входе в ГТД,
Твх
К - первый корректирующий коэффициент,
Рвх
К - второй корректирующий коэффициент,
Тт - температура газов за турбиной ГТД,
Тт' - первая производная по времени температуры газов за турбиной ГТД,
кор
Тт - скорректированный с учетом постоянной времени термопары сигнал температуры газов за турбиной ГТД,
Тзад
С - заданный расход топлива в КС ГТД,
Тзап
G - расход топлива для запуска КС ГТД,
1
τ - допустимое время ожидания запуска КС до начала изменения расхода с помощью корректора,
2
τ - допустимое время ожидания запуска КС до начала изменения расхода топлива, задаваемого корректором, по способу управления п. 5 формулы изобретения,
зап
τ - допустимое время запуска КС ГТД;
кор
ΔТт - заданная величина превышения скорректированной с учетом постоянной времени термопары температуры газов за турбиной ГТД ее начального значения для формирования сигнала успешного запуска КС ГТД.
Система управления (фиг. 1) для реализации заявленного способа содержит блок 1 датчиков измерения параметров работы ГТД, а именно частоты n вращения ротора двигателя, температуры Твх воздуха на входе в ГТД, давления Рвх воздуха на входе в ГТД и температуры Тт газов за турбиной, а также формирующим на одном из своих выходов сигнал на запуск КС ГТД («Запуск»).
Тзад
Твх
Рвх
Система содержит задатчик 2 для формирования заданного расхода Gтоплива в КС ГТД, к входу которого подключен выход датчика частоты вращения ротора, задатчик 3 первого корректирующего коэффициента К, к входу которого подключен выход датчика Твх, и задатчик 4 второго корректирующего коэффициента К, к входу которого подключен выход датчика Рвх.
Тзад
Выходы задатчиков 2, 3 и 4 подключены к входам мультипликатора 5, формирующего на своем выходе скорректированный заданный расход G топлива в КС ГТД:
зад
зад
Твх
Рвх
Gт=Gт⋅K⋅K.
зап
Выход мультипликатора 5 подключен к первому входу элемента 6 памяти, к второму входу которого подключен сигнал «Запуск» от блока 1 датчиков (для облегчения чтения схемы связь показана условно). Элемент 6 памяти формирует на своем выходе расход GT топлива для запуска КС ГТД.
Выход элемента 6 памяти подключен к первому входу управляемого селектора 7, ко второму входу которого подключен выход мультипликатора 5.
Выход селектора 7 через ключ 8 подключен к системе 9 дозирования (ДОЗ) расхода топлива в камеру сгорания ГТД 10.
Т
Система также содержит блок 11 дифференцирования, к входу которого подключен сигнал Тт от блока 1 датчиков. Блок 11 дифференцирования формирует первую производную Т' по времени сигнала температуры газов за турбиной. Выход блока 11 дифференцирования подключен к первому входу мультипликатора 12, ко второму входу которого подключен выход задатчика 13 постоянной времени термопары. Выход мультипликатора 12 подключен к первому входу сумматора 14, к второму входу которого подключен сигнал Тт от блока 1 датчиков.
кор
тп
Сумматор 14 формирует на своем выходе сигнал Тт температуры газов за турбиной с учетом постоянной τ времени термопары:
кор
тп
Тт=Тт+Тт'⋅τ
Выход сумматора 14 подключен к первому входу элемента 15 памяти и первому входу сумматора 16. К второму входу элемента 15 памяти подключен сигнал «Запуск» от блока 1 датчиков. Выход элемента 15 памяти подключен к второму (инвертирующему) входу сумматора 16. Выход сумматора 16 подключен к входу компаратора 17.
Компаратор 17 формирует на своем выходе сигнал успешного запуска КС ГТД 10. Данный сигнал управляет состоянием селектора 7.
Система также содержит таймер 18, к первому входу которого подключен сигнал «Запуск» от блока 1 датчиков, а к второму - сигнал успешного запуска от компаратора 17. Выход таймера 18 подключен к входу компаратора 19, который в свою очередь управляет ключом 8.
Система содержит ключ 20, агрегат 21 зажигания топлива в КС ГТД 10 и элемент 22 «ИЛИ». К входу АЗ 21 через ключ 20 подключен сигнал «Запуск» от блока 1 датчиков, состоянием ключа 20 управляет выход блока 22.
К входу блока 22 «ИЛИ» подключены выходы компараторов 17 и 19.
Для реализации способа по п. 4 формулы изобретения система должна дополнительно содержать таймер 23, компаратор 24, корректор 25 расхода топлива и сумматор 26.
К первому входу таймера 23 подключен сигнал «Запуск» от блока 1 датчиков, а к второму входу - сигнал от блока 22 «ИЛИ». Выход таймера 23 подключен к входу компаратора 24, выход которого подключен к первому входу корректора 25 расхода топлива, к второму входу которого дополнительно подключен выход элемента 6 памяти, выход корректора 25 подключен к второму входу сумматора 26.
Сумматор 26 установлен между элементом 6 памяти и первым входом селектора 7, так что к первому входу сумматора 26 подключен выход элемента памяти 6, а выход сумматора 26 подключен к первому входу селектора 7.
Корректор 25 может быть выполнен в различных вариантах. Для реализации способа запуска КС по п. 4 корректор 25 может состоять из стандартных мультипликатора 27 и интегратора 28. Входы мультипликатора 27 являются входами корректора 25. Выход мультипликатора 27 подключен к входу интегратора 28, а выход интегратора 28 является выходом корректора
25. Коэффициент усиления второго входа мультипликатора 27 выбирается в диапазоне от 0,2 до 0,7. При использовании интегратора 28 расход топлива для запуска линейно возрастает во времени, скорость нарастания зависит от заданного расхода топлива, запомненного элементом 6 памяти (см. фиг. 3).
При применении микропроцессоров может быть реализована, например, ступенчатая зависимость расхода от времени, представленная на фиг. 4. Система состоит из известных устройств.
В качестве датчиков могут быть использованы стандартные датчики контроля параметров работы ГТД 10, например, терморезистивные датчики температуры воздуха на входе в ГТД 10, термопары для измерения температуры газа, тензорезистивные датчики давлений, индуктивные датчики частот вращения роторов.
Задатчики 2, 3, 4 являются известными устройствами реализации произвольных зависимостей, и реализуют следующие зависимости соответственно:
Тзад
G=f(n),
Твх
K=f(Tвx),
Рвх
K=f(Pвх).
Мультипликаторы 5, 12, блок 11 дифференцирования, сумматоры 14, 16, 26, логический элемент 22, являются стандартными. Второй вход сумматора 16 является инвертирующим.
Элементы 6, 15 памяти выбраны таким образом, что они удерживают на своем выходе состояние своего первого входа, которое было в момент изменения сигнала на его втором входе с состояния логического нуля на логическую единицу.
Управляемый переключатель 7 является стандартным и выбран таким образом, что при сигнале логической единицы на его управляющем входе к выходу переключателя подключен его второй вход, при сигнале логического нуля - первый.
Ключи 8 и 20 являются нормально закрытыми (замкнуты при сигналах логических 0 на их управляющих входах).
Задатчик 13 является задатчиком постоянного сигнала.
Компараторы 17, 19, 24 являются стандартными. Пороги срабатывания компараторов:
кор
• компаратор 17 - срабатывает при превышении сигнала на его входе величины ΔТт,
зап
• компаратор 19 - срабатывает при превышении сигнала на его входе величины τ,
1
• компаратор 24 - срабатывает при превышении сигнала на его входе величины τ.
Таймеры 18, 23 выбраны таким образом, что они запускаются при наличии сигнала логической единицы на их первом входе и сбрасываются при наличии сигнала логической единицы на их втором входе.
В качестве агрегата 21 зажигания может использоваться известная система искрового или плазменного воспламенения. Система включается при наличии сигнала логической единицы на ее входе.
Способ запуска КС ГТД 10 может быть осуществлен как при запуске на земле, так и при запуске двигателя в полете. Условия, при которых осуществляется начало запуска, могут быть различны и не являются предметом настоящего изобретения.
Запуск авиационных ГТД 10 на земле осуществляется при установке рычага управления двигателем (РУД) на площадку режима малого газа (МГ) (или выше) и нажатии кнопки «Запуск», при этом происходит запуск пускового устройства (электрического или воздушного) и раскрутка ротора. При достижении заранее заданной частоты вращения ротора в КС ГТД 10 подается топливо и включается агрегат зажигания КС.
Запуск наземных ГТД 10 осуществляется аналогичным образом, но без использования РУД: при нажатии кнопки «Запуск» производится запуск стартера, раскрутка ротора, и при достижении заранее заданной частоты вращения ротора в КС ГТД 10 подается топливо и включается агрегат зажигания КС.
При использовании настоящего изобретения для запуска авиационных или наземных ГТД 10 на земле команда «Запуск» формируется в момент достижения заранее заданной частоты вращения ротора после включения стартера.
В полете запуск авиационных ГТД 10 осуществляется при установке РУД на площадку режима малого газа (или выше) и нахождении частоты вращения ротора в заранее заданном диапазоне частот. При этом движение к этой частоте может быть как при росте частоты вращения ротора (при запуске с авторотации) так и при снижении частоты вращения ротора (при запуске на выбеге).
При использовании настоящего изобретения для запуска авиационных ГТД 10 в полете команда «Запуск» формируется в первый момент, когда частота вращения ротора находится в заданном диапазоне частот, и РУД установлен на площадку МГ или выше.
Способ запуска камеры сгорания для режима наземного запуска ГТД 10 осуществляется посредством системы управления следующим образом.
Начальное состояние системы: все таймеры системы обнулены, значения элементов памяти равны нулю, компараторы формируют на своих выходах сигналы логического нуля.
Параметры работы ГТД 10 контролируются датчиками блока 1.
В зависимости от параметров воздуха окружающей среды задатчики 3 и 4 формируют на своих выходах значения первого (в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель) и второго (в зависимости от давления воздуха на входе в двигатель) корректирующих коэффициентов согласно заложенным в них зависимостям.
В соответствии с нулевым сигналом компаратора 17 селектор 7 подключает к своему выходу сигнал первого входа - нулевой сигнал от элемента памяти 6.
В соответствии с нулевым сигналом компаратора 19 ключ 8 замкнут и к системе 9 дозирования топлива в КС ГТД 10 подключен выход селектора 7. При этом подачи топлива в КС ГТД 10 нет.
В соответствии с нулевыми сигналами компараторов 17 и 19 на выходе логического элемента 22 «ИЛИ» также формируется нулевой сигнал, в соответствии с которым ключ 20 закрыт, к входу АЗ 21 подключен сигнал «Запуск» от блока 1.
Поскольку КС ГТД 10 не запущена, Тт не изменяется, блок 11 дифференцирования формирует сигнал, близкий к нулю. Нулевой сигнал также формируется мультипликатором 12. Сигнал сумматора 14 численно равен сигналу Тт от блока 1 датчиков.
При нажатии кнопки запуска происходит включение стартера и раскрутка ротора ГТД 10. В процессе раскрутки ротора ГТД 10 задатчик 2 в соответствии с заложенной в него зависимостью формирует заданный расход топлива в КС ГТД 10, который корректируется на мультипликаторе 5 в зависимости от параметров окружающей среды.
кор
0
В момент поступления сигнала «Запуск» указанное значение скорректированного заданного расхода топлива фиксируется элементом памяти 6 и начинает дозироваться в КС ГТД 10. Одновременно включается агрегат 21 зажигания, элемент 15 памяти фиксирует на своем выходе сигнал, численно равный Тт в момент начала запуска (Тт), запускается таймер 18, фиксирующий время от начала запуска КС.
кор
При воспламенении топлива в КС возникает изменение температуры Тт газов за турбиной, сигнал Тт дифференцируется и умножается на постоянную времени термопары, за счет чего нарастание фронта сигнала Тт происходит существенно быстрее (Δτ), чем рост Тт (см. фиг. 2).
кор
кор
0
На сумматоре 16 формируется величина превышения АТт над начальным значением Тт. Когда сигнал сумматора 16 превышает порог срабатывания компаратора 17, на выходе последнего формируется сигнал логической единицы, означающий успешный запуск КС. По этому сигналу селектор 7 переключается так, что к системе 9 дозирования оказывается подключен сигнал с мультипликатора 5 - сигнал скорректированного заданного расхода топлива в КС, на выходе логического элемента «ИЛИ» 22 формируется сигнал равный единице, в соответствии с которым размыкается ключ 20, и АЗ 21 прекращает работать. Таймер 18 сбрасывается в 0.
зап
Если по какой-то причине запуска КС не происходит (неверно выбранные программы дозирования, неисправный агрегат зажигания и пр.), то по истечении времени τ происходит срабатывание компаратора 19, в соответствии с единичным сигналом компаратора 19 ключ 8 размыкается, дозирование топлива в КС ГТД 10 прекращается, также на элементе «ИЛИ» 22 происходит формирование сигнала логической единицы, в соответствии с которым размыкается ключ 20, и АЗ 21 прекращает работать.
Настоящий способ управления позволяет снизить время обнаружения успешного запуска КС и как следствие снизить предельное время ожидания запуска КС, что является важным при работе на газообразном топливе.
Далее рассматривается работа системы при реализации способа управления по п. 4.
Интегратор 28 в корректоре 25 топлива имеет нулевые начальные условия, поэтому на сумматоре 26 формируется сигнал, численно равный сигналу элемента 6 памяти. Система работает так же, как описано выше, до момента срабатывания компаратора 24.
1
В момент поступления сигнала «Запуск» таймер 23 отсчитывает время. Когда с момента начала запуска прошло время τ, происходит срабатывание компаратора 24, и интегратор 28 корректора 25 начинает увеличивать свое значение. Расход топлива, формируемый сумматором 26, также увеличивается, и реализуется циклограмма дозирования, представленная на фиг. 3.
Далее система работает аналогично описанному выше. При успешном запуске КС сигнал компаратора 17 останавливает таймер 18, что блокирует размыкание ключа 8, в КС ГТД 10 начинает дозироваться скорректированный заданный расход топлива, АЗ 21 отключается.
зап
Если в течение времени τ успешного запуска КС не происходит, срабатывает компаратор 19, ключ 8 размыкается и прекращается подача топлива в КС ГТД 10. АЗ 21 также отключается. Таймер 22 сбрасывается для возможности повторного запуска.
Способ управления по п. 5 принципиально ничем не отличается от способа управления по п. 4, за исключением иного характера увеличения расхода топлива.
Время обнаружения запуска камеры сгорания путем контроля температуры газов составляет от 0,8 до 1,0 с. При компенсации инерционности термопар это время сокращается до 0,1 с. За счет этого за время не более 1,0 с реализуется повышение расхода топлива в примерно 1,5 раза от начального значения, что позволяет во всех условиях подать в камеру сгорания необходимый для запуска камеры расход топлива.
кор
Величина ΔТтможет быть задана в пределах от 150К до 350К.
1
2
Время τ может быть задано в диапазоне от 0,5 с до 2 с, а время τ - в диапазоне от 0,3 до 1 с.
G
Коэффициент K увеличения расхода топлива может быть выбран в диапазоне от 1,05 до 1,2.
Темп увеличения расхода топлива может быть задан в диапазоне от 20 до 70 (%/с) от заданного расхода.
Таким образом, настоящее изобретение обеспечивает повышение безопасности эксплуатации ГТД на газообразном топливе, обеспечение надежности запуска при изменении параметров воздуха окружающей среды и условий в камере сгорания в широких пределах, в том числе при запуске двигателя в полете, а также обеспечение надежности запуска при отклонениях характеристик дозаторов, коллекторов и форсунок камеры сгорания и топливопитающих насосов от номинальных.