Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей



Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей

 


Владельцы патента RU 2430252:

Закрытое акционерное общество "Научно-производственная фирма "Система-Сервис" (RU)

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях. Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей заключается в том, что измеряются основные параметры, характеризующие работу двигателя, и формируется признак погасания, определяют производные по времени частоты вращения ротора, давления за компрессором, температуры продуктов сгорания, полученные величины сравнивают с уставками и при превышении производными этих уставок формируют признак погасания камеры сгорания, при этом величины уставок определяют по переходным процессам параметров двигателя в момент погасания камеры сгорания. Данный способ обеспечивает повышение надежности функционирования газотурбинного двигателя путем диагностики его текущего состояния и прекращения подачи топлива в камеру сгорания при ее погасании. 2 ил.

 

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях.

Известен способ контроля топливной системы ГТД (патент RU №2379535, F02C 9/00, 20.01.10), заключающийся в том, что измеряют давление топлива в коллекторе камеры сгорания ГТД, на режиме запуска или ложного запуска двигателя измеряют частоту вращения ротора двигателя, фактический расход топлива в КС и давление воздуха на входе в компрессор ГТД, по частоте вращения ротора двигателя и фактическому расходу топлива в КС определяют момент включения в работу топливного коллектора, сравнивают давление топлива в коллекторе и давление воздуха на входе в двигатель, если разница не укладывается в наперед заданный диапазон, формируют сигнал «Неисправность топливной системы» и прекращают запуск двигателя.

Недостатком известного способа является то, что он предназначен для использования только на режиме запуска двигателя.

Наиболее близким техническим решением является способ сигнализации самовыключения газотурбинного двигателя (патент SU №1130025, F02C 9/28, 10.08.04) путем измерения частоты вращения ротора, расхода топлива в камере сгорания и давления воздуха за компрессором и формирования сигнала самовыключения двигателя, в котором измеряют полные давление и температуру воздуха на входе в двигатель, определяют по измеренным параметрам приведенные значения частоты вращения, расхода топлива и давления воздуха за компрессором, сравнивают приведенные значения расхода топлива и давления воздуха за компрессором с значениями, заданными для текущей величины приведенной частоты вращения, а сигнал самовыключения двигателя формируют при одновременном превышении приведенным расходом топлива своей заданной величины и снижении приведенного давления воздуха за компрессором ниже его заданной величины.

Недостатком известного способа является то, что для его осуществления необходимо точное определение значения расхода топлива, что затруднительно в реальных условиях эксплуатации.

Технический результат, полученный при осуществлении (изготовлении) или использовании средства, воплощающего изобретение, выражается в повышении надежности функционирования газотурбинного двигателя путем достоверного определения его работоспособности и своевременного останова при ее потере по каким-либо причинам. Решение вышеуказанной задачи достигается за счет определения момента погасания камеры сгорания. Сущность изобретения заключается в установлении зависимости между изменением физических параметров работы двигателя и погасанием камеры сгорания.

Это достигается тем, что в способе определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей, заключающемся в том, что измеряются основные параметры, характеризующие работу двигателя, и формируется признак погасания камеры сгорания, определяют производные параметров по времени, полученные величины сравнивают с уставками и при превышении производными этих уставок формируют признак погасания камеры сгорания, по которому осуществляется прекращение подачи топлива в камеру сгорания, при этом величины уставок определяют по переходным процессам параметров двигателя в момент погасания камеры сгорания.

На фиг.1 показана функциональная схема осуществления предлагаемого способа.

На фиг.2 показаны переходные процессы при погасании камеры сгорания газотурбинного двигателя.

Газотурбинные двигатели с низкоэмиссионными камерами сгорания, характеризующиеся низким содержанием вредных выбросов и высокой степенью сгорания топлива, работают с так называемой «бедной смесью», то есть соотношение подаваемого в камеру сгорания топлива и воздуха существенно меньше идеального стехиометрического соотношения топливо-окислитель. Это приводит к тому, что в процессе запуска и при работе двигателя вблизи «малого газа» камера сгорания работает неустойчиво. Погасание камеры сгорания происходит при прекращении увеличения расхода топлива в процессе разгона или при длительной работе на «малом газу», вызванной технологической необходимостью, пропуск момента погасания камеры сгорания может привести к выдаче от системы управления управляющего воздействия на увеличение расхода топлива по обратной связи по параметрам двигателя (например, по частоте вращения), что в итоге может повлечь за собой повторное воспламенение топлива в камере сгорания и физическое ее повреждение, а также повреждение выхлопной шахты двигателя.

Для своевременного определения момента погасания камеры сгорания применяется способ, в котором измеряются основные параметры, характеризующие работу двигателя, такие как частота вращения ротора высокого давления , давление за осевым компрессором и температура продуктов сгорания , определяются производные измеренных параметров по времени, полученные величины сравниваются с уставками и при значении меньше заданного формируется признак погасания камеры сгорания.

Последовательность действий при формировании признака погасания камеры сгорания показана на функциональной схеме (фиг.1), на этапе 1 (1.1, 1.2, 1.3) осуществляют измерение параметров двигателя , , и определяют их производные по времени , , . На этапе 2 (2.1, 2.2, 2.3) сравнивают полученные значения производных с уставками , , и получают признаки превышения производными заданных уставок. На этапе 3 при одновременном наличии признаков, полученных на этапах 2.1, 2.2, 2.3, формируют признак погасания камеры сгорания.

Переходные процессы параметров двигателя , , при погасании камеры сгорания представлены на фиг.2, из них видно, что в момент погасания камеры сгорания происходит одновременное резкое уменьшение параметров двигателя. По этим переходным процессам фиксируются величины производных по времени , , в момент погасания камеры сгорания и определяются уставки , , , с которыми сравниваются производные по времени параметров двигателя при осуществлении данного способа определения признака погасания камеры сгорания.

Применение данного способа помогает резко снизить вероятность пропуска погасания камеры сгорания двигателя. В настоящее время данный способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей успешно внедрен в системах автоматического управления разработки ЗАО «НПФ «Система-Сервис» с газотурбинными двигателями всех типов и показал свою высокую надежность.

Средства для осуществления данного способа могут быть реализованы на базе устройств систем комплексного управления мультипроцессорных МСКУ 5000-01, МСКУ-СС 4510 производства ЗАО «НПФ «Система-Сервис» (Санкт-Петербург). МСКУ-5000 построена на базе программно-технических средств фирмы Siemens Simatic S7. В этой системе вычислительное ядро реализовано на базе процессора CPU 416-2DP. Ввод-вывод осуществляется через распределенную периферию на базе модулей семейства ET-200S. Для обработки быстрых сигналов (с циклом от 0.1 мс) используется модуль FM-458DP с расширителем ЕХМ-438. Программно способ реализован на языке Simatic S7-SCL (язык стандарта МЭК 61131-3). МСКУ-СС 4510 построена на базе технических средств Octagon и Fastwel и программного обеспечения собственной разработки ЗАО «НПФ «Система-Сервис». Вычислительное ядро системы реализовано на базе процессорного модуля Octagon 5066, ввод-вывод осуществляется через модули аналогового и дискретного ввода-вывода производства фирм Octagon, Fastwel и собственной разработки и производства ЗАО «НПФ «Система-Сервис».

Предлагаемый способ обеспечивает повышение надежности функционирования газотурбинного двигателя путем диагностики его текущего состояния и прекращения подачи топлива в камеру сгорания при ее погасании.

Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей, заключающийся в том, что измеряются основные параметры, характеризующие работу двигателя, и формируется признак погасания, отличающийся тем, что определяют производные по времени частоты вращения ротора, давления за компрессором, температуры продуктов сгорания, полученные величины сравнивают с уставками и при превышении производными этих уставок формируют признак погасания камеры сгорания, при этом величины уставок определяют по переходным процессам параметров двигателя в момент погасания камеры сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу, предназначенному для уменьшения в газотурбинном двигателе скорости вращения турбины, содержащей ротор, приводящий в движение тот или иной вал и имеющий возможность вращаться внутри статора, в случае разрушения упомянутого вала.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) ГТД.

Изобретение относится к системам управления газотурбинных установок, а именно к системам защиты газотурбинных установок для механического привода и привода электрогенератора от опасных забросов частоты вращения (раскрутки) свободной силовой турбины.

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем. .

Изобретение относится к области защиты турбомашинных агрегатов, включающих газотурбинные установки (газовые турбины и приводимые ими машины, например, генераторы), от опасных забросов частоты вращения при внезапном полном или частичном сбросе нагрузки.

Изобретение относится к области систем управления сложных объектов техники, работающих в широком диапазоне режимов и нагрузок и может быть использовано в системах управления газотурбинных двигателей, турбин электростанций и т.д.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно замеряют частоту вращения компрессора ГТД, сравнивают ее с наперед заданным значением, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТД, уточняемым в процессе приемосдаточных испытаний (ПСИ) для каждого конкретного ГТД и корректируемым в зависимости от положения рычага управления двигателя (РУД), температуры и давления воздуха на входе в ГТД, скорости полета самолета и величины отборов воздуха из компрессора ГТД на самолетные нужды, в случае если частота вращения компрессора ГТД растет и становится больше наперед заданного значения, уменьшают расход топлива в КС ГТД с помощью резервного устройства дозирования до тех пор, пока частота вращения компрессора ГТД не снизится до наперед заданного значения, обеспечивающего тягу ГТД требуемого уровня. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД и безопасности самолета за счет повышения качества работы САУ в части защиты ГТД от неконтролируемого роста тяги на критичных режимах полета самолета. 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно с помощью автономного блока защиты двигателя (БЗД) ГТУ измеряют частоту вращения силовой турбины ГТУ, обеспечивающей привод судового винта, сравнивают измеренное значение с наперед заданным предельным, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТУ и уточняемым в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, при увеличении частоты вращения силовой турбины выше наперед заданного предельного на наперед заданное время с помощью БЗД и стоп-крана прекращают подачу топлива в КС ГТУ, формируют сигнал «Защита по раскрутке силовой турбины» и передают его в систему управления судном. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТУ и безопасности судна. 1 ил.

Устройство защиты от заброса оборотов свободной турбины газотурбинного двигателя, содержащего газогенератор, содержащий по меньшей мере один компрессор, камеру сгорания, по меньшей мере одну связанную турбину и систему регулирования впрыска топлива в упомянутую камеру сгорания, при этом газы, выходящие из упомянутого газогенератора, попадают на упомянутую свободную турбину, при этом упомянутое устройство содержит по меньшей мере одно средство измерения крутящего момента, установленное на выходном валу, механически соединенном с упомянутой свободной турбиной, и блок обработки сигнала, выполненный с возможностью передачи команды на уменьшение подачи топлива в упомянутую систему регулирования газотурбинного двигателя в случае обнаружения падения крутящего момента ниже заданного значения, в котором измерение крутящего момента, используемое для включения упомянутого уменьшения, осуществляют во время вращения, соответствующего доле оборота упомянутого выходного вала. Технический результат изобретения - повышение быстродействия уменьшения подачи топлива в газогенератор во время обнаружения поломки вала свободной турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

(57) Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к способам определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного назначения. Способ заключается в том, что измеряют давление P в х ∗ и температуру T в х ∗ воздуха на входе в газотурбинный двигатель, формируют заданное значение , характеризующее погасание камеры, определяют текущее значение , сравнивают с заданным , также дополнительно измеряют расход топлива Gт в камеру сгорания, формируют минимальное значение расхода топлива Gт мин в камеру сгорания, формируют функциональную зависимость (Gт/Pк)пр=f(nвд пр), где , и если одновременно текущее значение расхода топлива Gт больше расчетного значения расхода топлива, определенного по функциональной зависимости (Gт/Pк)пр=f(nвдпр), Gт больше Gт мин, и , то при отсутствии сигнала останова двигателя формируют информационный сигнал «погасание камеры сгорания» и выдают управляющую команду на включение агрегата зажигания камеры сгорания. Изобретение повышает достоверность определения факта погасания камеры сгорания и повышает надежность работы газотурбинного двигателя. 1 ил.
Наверх