RU130000U1

RU130000U1 - GAS-TURBINE ENGINE START-UP SYSTEM

Info

Publication number: RU130000U1
Application number: RU2012149574/06U
Authority: RU
Inventors: Владимир Иванович Федюкин; Александр Анатольевич Кондратов; Юрий Маркович Зеликин; Владимир Ильич Клибанов; Евгений Викторович Гусев; Андрей Геннадьевич Синицын
Original assignee: Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
Priority date: 2012-11-21
Filing date: 2012-11-21
Publication date: 2013-07-10

Abstract

Система запуска газотурбинного двигателя, содержащая 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, отличающаяся тем, 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.A gas turbine engine start-up system comprising an auxiliary power unit connected by an air channel to a fuel-air starter, the turbine of which has the possibility of kinematic communication with the engine compressor shaft, as well as a fuel supply device for supplying fuel to the auxiliary power unit and a fuel-air starter, and a fuel regulator for dispensing fuel into the combustion chamber of a fuel-air starter, characterized in that it is equipped with a pulse-width modulator, unit control, air temperature sensors at the engine inlet and behind the fuel-air starter turbine, as well as gas pressure sensors at the engine inlet, the sensors being connected to the inputs of the control unit, the output of which is connected to a pulse-width modulator, and the output of a pulse-width modulator is connected to fuel regulator.

Description

Полезная модель относится к авиационной технике и может быть использована для запуска авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).The utility model relates to aviation technology and can be used to launch aircraft gas turbine engines (GTE).

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.A device for starting a gas turbine engine, comprising an auxiliary power unit (APU), is connected by a pipeline to a starting combustion chamber equipped with a fuel nozzle, spark plug, and a shutter. The starting combustion chamber is connected by a pipeline to the compressor turbine.

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.)During the operation of the device, the generated APU compressed air from the APU is piped to the combustion chamber. There, fuel is supplied through the nozzle. The resulting combustible mixture is ignited by a spark plug. Heated high-energy gas enters the blades of the compressor turbine and spins it, while the gas turbine engine starts up. The damper is designed to bring the gas-air path of the gas turbine engine to working condition after starting. When starting the engine, the shutter is open, after starting it is closed (see RF patent No. 2088488, CL B64F 1/34, 1997)

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.As a result of the analysis of the known device, it should be noted that during its operation the temperature mode of the compressor turbine is not controlled, especially when switching from the start mode to the normal mode of operation, which leads to the need to start the start by supplying gas to the compressor turbine with a temperature guaranteed to not exceed the critical , and this increases the startup time.

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.A well-known gas turbine engine start-up system comprising an APU with a compressor and a combustion chamber, an air turbine of a starting device, the shaft of which is kinematically connected with the shaft of the gas turbine rotor. The starter turbine is connected to the APU compressor by a main pipeline. In the main pipeline there is a control valve and an additional pipeline communicated by its inlet with the internal cavity of the combustion chamber, and the outlet with the cavity of the main pipeline, as well as a profiled nozzle. The control valve is located between the outlet of the additional pipeline and the air turbine of the starting device. The profiled nozzle is equipped with a mechanism for moving it along the axis of the main pipeline, made in the form of a cylinder with a piston. A profiled insert is placed on the outer surface of the additional pipeline in the zone of its exit into the cavity of the main pipeline.

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.).When the system is running, the APU is launched and displayed in steady state. To spin the GTE rotor, a command is sent to the control valve and the air flows through the pipeline from the compressor to the cylinder, moving the rod to the position at which the control valve opens, allowing air to flow from the compressor to the air turbine, which, in turn, is connected to the output shaft motor rotor. The air turbine begins to spin the GTE rotor. After that, a command is issued to open the control valve and air from the compressor through the pipeline enters the mechanism by moving the piston rod, which moves the profiled insert. The air from the compressor in the pipe, passing through the profiled insert, accelerates and its static pressure drops, reaching a minimum level in the area of the outlet section of the additional pipeline section, providing a pressure difference in the pipeline, as a result of which hot gas from the combustion chamber begins to flow into the profiled insert and mixes with cooler air from the compressor. At the same time, the fuel supply to the APU increases. Further engine promotion is done by an air turbine. Upon reaching the specified GTE speed, it is disconnected from the air turbine, (see RF patent No. 2260135, class F02C 7/277, 2005).

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.As a result of the analysis of the known system, it should be noted that, by controlling the fuel consumption in the combustion chamber of the APU, it is necessary to simultaneously maintain the operation mode of the APU, the temperature of the gas supplied to the air turbine and control the power of the air turbine. When the air temperature at the inlet of the APU changes, it is very difficult to coordinate the operation modes of the APU and the air turbine. Moreover, to ensure safe start, it is necessary to reduce the power of the air turbine relative to the maximum allowable value, which will lead to an increase in start time.

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.A well-known start-up system of a twin-engine gas turbine installation comprising an APU with a fuel supply system and a distribution valve, a fuel-air turbostarter including a combustion chamber communicated by an air duct with an APU, a gas turbine kinematically connected through a clutch and gearbox with a rotor shaft of a gas turbine engine gas turbine unit. The system is equipped with an additional motor, the rotor shaft of which through the gearbox and the coupling has the ability to connect to the rotor shaft of the turbine engine. The fuel nozzles of the turbostarter combustion chamber are connected to the fuel supply system via a fuel pipe.

Камера сгорания топливовоздушного турбостартера посредством воздуховода может быть сообщена с наземным источником топливопитания.The combustion chamber of a fuel-air turbostarter through an air duct can be in communication with a ground source of fuel.

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.During the operation of the system for spinning the rotor of the start-up gas turbine, the compressed air from the APU is fed through an open distribution valve to a fuel-air turbostarter, in the combustion chamber of which the fuel injected from the fuel supply system is burned. Hot gases from the combustion chamber are fed to the turbine. Mechanical energy from the turbostarter turbine rotor is supplied through the gearbox and clutch to the rotor of the gas turbine unit launched by the gas turbine engine.

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.When the rotor of the gas turbine engine reaches the calculated rotational speed, the control valve is shut off and the clutch is turned off, as a result of which the turbostarter is turned off and the turbo starter turbine starter and the gas turbine rotor are disconnected.

При последовательном запуске двигателей запуск второго двигателя осуществляют аналогично запуску первого двигателя.When the engines are started sequentially, the second engine is started in the same way as the first engine.

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.To reduce the start time of the second engine, along with the power transmitted to it from the APU, it is possible to transfer power from the first engine after it enters the "low gas" mode by connecting its coupling to the gearbox. To carry out the simultaneous start of engines before supplying compressed air and fuel to the combustion chamber, both couplings are turned on and the torque from the gas turbine is transmitted through the gearbox to the rotors of both engines (see RF patent for utility model No. 49913, class F02C 7/26, 2005 g.) - the closest analogue.

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.As a result of the analysis of the known system, it should be noted that it provides several options for the promotion of engine rotors when starting on the ground and in flight, as well as expanding the zone of their launch without significant changes in the dimensions and weight of the energy source. However, during the operation of this system, there is no control of the gas temperature behind the fuel-air starter turbine (FA), which can lead to overheating of the turbine and its failure, therefore, during the operation of the system, the start-up time is increased and it is carried out by supplying air with a temperature known to be lower than critical.

Техническим результатом настоящей полезной модели является сокращение времени запуска ГТД за счет регулирования температуры воздуха за турбиной ТВС.The technical result of this utility model is to reduce the start-up time of a gas turbine engine by regulating the air temperature behind a fuel assembly turbine.

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.The specified technical result is ensured by the fact that in the starting system of a gas turbine engine containing an auxiliary power unit connected by an air channel to a fuel-air starter, the turbine of which has the possibility of kinematic connection with the shaft of the engine compressor, as well as a fuel supply device for supplying fuel to the auxiliary power unit and a fuel-air starter , and the fuel regulator for dispensing fuel into the combustion chamber of a fuel-air starter is new that it is equipped with a pulse-width modulator, a control unit, air temperature sensors at the engine inlet and behind the fuel-air starter turbine, and a gas pressure sensor at the engine inlet, the sensors being connected to the inputs of the control unit, the output of which is connected to the pulse modulator, and the output of the pulse width modulator is connected to the fuel regulator.

Сущность заявленной полезной модели поясняется графическими материалами, на которых:The essence of the claimed utility model is illustrated by graphic materials on which:

- на фиг.1 представлена схема системы запуска ГТД;- figure 1 presents a diagram of the launch system of a gas turbine engine;

- 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).- figure 2 presents a graph of the dependence of the temperature restriction level behind the fuel assembly turbine on the temperature and air pressure at the inlet of the gas turbine engine (the following notation is adopted on the graph: TVx - air temperature at the gas turbine engine inlet; Рвх - air pressure at the gas turbine engine inlet, T reference - set value of gas temperature limitation, Tgas max. - maximum permissible value of gas temperature behind a fuel assembly turbine).

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.A gas turbine engine start-up system includes an APU 1 equipped with a fuel supply device 2, a gas (air) outlet of an APU via an air channel connected to a fuel assembly 3. A fuel assembly turbine kinematically, for example, is connected to a gas turbine rotor shaft 4 through a gearbox (not shown).

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.The system is equipped with a gas temperature sensor (TW) 5 behind the fuel assembly 3 turbine (for example, a thermocouple), an air pressure sensor 6 at the inlet of the gas turbine engine, and a sensor 7 of the air temperature at the gas turbine engine inlet. Sensors 5, 6, 7 are connected to a control unit 8 (for example, a standard electronic regulator), the output of which is connected to a pulse-width modulator (PWM) 9, which controls the fuel regulator 10 (for example, a standard electro-hydraulic valve (EHC)) that regulates the fuel supply into the combustion chamber of the fuel assembly 3.

Блок управления 8 связан с бортовой системой управления.The control unit 8 is connected to the on-board control system.

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.The flow rate supplied to the APU 1 from the fuel device 2 is usually carried out either from the control unit 8, or from its own control unit (not shown), which are equipped with standard APU. An own fuel regulator (not shown) and a rotational speed sensor (not shown) of the rotor of the compressor of the APU 1 are connected to the APU control unit.

Агрегаты системы запуска, конструкция которых не раскрыта в настоящей заявке, выполнены известным образом и не составляют предмета патентной охраны.Units of the launch system, the design of which is not disclosed in this application, are made in a known manner and do not constitute the subject of patent protection.

Так, например, ВСУ 1 может быть выполнена аналогично ее выполнению в наиболее близком аналоге.So, for example, APU 1 can be performed similarly to its implementation in the closest analogue.

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.TVS 3 is standard. PWM 9 is a standard electronic module that converts the input voltage into a sequence of rectangular pulses with a frequency of 100 Hz, and a duty cycle proportional to the input signal. The fuel supply device 2 includes, as a rule, a gear pump and a fuel metering unit controlled by an electro-hydraulic booster with a position sensor of the metering element of the metering unit.

Топливо для питания ТВС 3 подается с выхода шестеренного насоса.Fuel for fuel assembly 3 is supplied from the output of the gear pump.

Система запуска ГТД работает следующим образом.The GTE launch system works as follows.

Цикл запуска ГТД начинается после поступления соответствующего сигнала в блок управления 8 (и блок управления ВСУ при его наличии) из кабины пилота.The start-up cycle of a gas turbine engine begins after the corresponding signal arrives at the control unit 8 (and the APU control unit, if any) from the cockpit.

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.The APU 1 is launched, which is provided with dosed fuels supplied from the device 2. The air generated in the APU 1 is supplied under pressure through the air channel to the fuel assembly 3 and spins its turbine. The fuel assembly turbine begins to spin the shaft of the rotor of the gas turbine engine 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.In parallel, the fuel from the device 2 through the EGC 10 is fed into the combustion chamber of the fuel assembly 3, where it is ignited and burned. The combustion products of the fuel heat the air supplied from the APU to the fuel assembly turbine. A sensor 5 installed behind the fuel assembly turbine measures the temperature of the gases behind the fuel assembly turbine and transmits its value to the control unit 8. From the fuel assembly turbine, the heated air enters the turbine engine input 4 through the air channel to spin the gas turbine rotor shaft.

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.Sensors 6 and 7 installed at the inlet of the gas turbine engine measure the pressure and temperature of the air at the inlet of the gas turbine engine. The signals from the sensors 6, 7 are fed to the inputs of the control unit 8, which, depending on their values and the values of the signals from the sensor 5, generates a control signal - the set value of fuel consumption in the fuel assembly of the fuel assembly 3. The nature of the change in the set value of the air temperature behind the fuel assembly turbine from temperature and pressure at the inlet of the engine is presented in figure 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,In control unit 8, the actual value of the air temperature behind the fuel assembly turbine is compared with the set value and, for example, a continuous control signal is generated by, for example, a standard proportional-integral controller,

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.If the gas temperature measured by the sensor 5 exceeds its maximum permissible value embedded in the control unit 8, then the latter begins to reduce the set fuel consumption value. For this, PWM 9 reduces the duration of the control pulses on the EGC until the temperature behind the turbine drops to an acceptable value.

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.PWM 9 converts a continuous control signal into a sequence of pulses of variable duration with a frequency of 100 Hz to control the EHC 10. When a pulse is applied, the EHC 10 opens and closes during a pause between pulses. It was experimentally confirmed that, at a selected PWM frequency, the value of fuel burned in the fuel assembly combustion chamber is proportional to the pulse duration.

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.Working in the PWM mode, the EHC is more reliable, more compact and cheaper than a traditional dispenser controlled by an electric power amplifier with a position sensor. It provides a fuel metering error of less than 5% of the current value of a given flow rate. Since the dosing error is eliminated by the temperature controller, it does not affect the engine start time.

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.The temperature and flow rate of air from the APU to the fuel assembly combustion chamber, and, as a result, the moment on the fuel assembly turbine shaft, vary during the start-up of the gas turbine engine over a wide range depending on external (for example, atmospheric) conditions. Maintaining a predetermined gas temperature behind a fuel assembly turbine by influencing the fuel consumption in a fuel assembly combustion chamber ensures a given moment on the fuel assembly shaft and protects the fuel assembly turbine from overheating.

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.To limit the torque on the shaft of the fuel assembly turbine and protect the fuel assembly 3 turbine from overheating, the maximum temperature of the gases behind the turbine is limited depending on the temperature and air pressure at the inlet of the turbine engine.

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.Before the gas turbine engine switches to the idle gas mode, the EGC 10 receives a zero control signal from the control unit 8 and it closes, stopping the fuel supply to the fuel assembly combustion chamber 3. The gas turbine engine is started. Depending on the task being solved, the APU 1 is turned off by a command from the cockpit or remains on to start the engine of the other side of the aircraft.

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.Thus, under any atmospheric conditions, the maximum permissible temperature of the gases in front of the starter turbine is maintained and, therefore, the maximum torque on the turbine shaft. This allows you to accelerate the promotion of the rotor of the turbine engine 4 and to reduce startup time and at the same time, to prevent overheating of the turbine.

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.The claimed system provides constant monitoring and, if necessary, operational control of gas temperature, which helps protect the fuel assembly turbine from overheating at high air temperatures at the inlet of the gas turbine engine. Reducing the level of temperature limitation at low air temperatures at the inlet of the gas turbine engine limits the maximum fuel assembly torque and protects the engine gearbox from overload. Increasing the level of temperature limitation at low air pressure at the engine inlet makes it possible to stabilize the moment on the fuel assembly shaft when starting the engine at high-altitude airfields. Due to this, reliable engine start in a minimum time is ensured in the entire range of operating conditions.

Применение быстродействующего ЭГК с широтно-импульсным управлением для дозирования топлива обеспечивает оперативное регулирование температуры газов за турбиной ТВС с минимальными аппаратными затратами.The use of high-speed pulse-width-modulated EGCs for fuel metering provides for the on-line control of the gas temperature behind a fuel assembly turbine with minimal hardware costs.

Claims

A gas turbine engine start-up system comprising an auxiliary power unit connected by an air channel to a fuel-air starter, the turbine of which has the possibility of kinematic communication with the engine compressor shaft, as well as a fuel supply device for supplying fuel to the auxiliary power unit and a fuel-air starter, and a fuel regulator for dispensing fuel into the combustion chamber of a fuel-air starter, characterized in that it is equipped with a pulse-width modulator, unit control, air temperature sensors at the engine inlet and behind the fuel-air starter turbine, as well as gas pressure sensors at the engine inlet, the sensors being connected to the inputs of the control unit, the output of which is connected to a pulse-width modulator, and the output of a pulse-width modulator is connected to fuel regulator.