Способ контроля технического состояния газотурбинной установки


 


Владельцы патента RU 2451921:

ЗАКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННАЯ ФИРМА "ГАЗ-СИСТЕМА-СЕРВИС" (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов (ГПА) и газотурбинных электростанций (ГТЭС). Дополнительно в процессе запуска ГТУ контролируют длительность запуска как время с момента нажатия кнопки «Запуск» до момента выхода двигателя на режим холостого хода, если время запуска превышает первое наперед заданное значение, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, формируют предупредительное сообщение оператору ГТУ «Время запуска велико» и прекращают запуск ГТУ, в процессе останова ГТУ контролируют время выбега ротора газогенератора с момента прекращения подачи топлива в камеру сгорания (КС) двигателя до момента уменьшения частоты вращения ротора газогенератора ниже наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, если время выбега ротора газогенератора меньше второго наперед заданного значения, формируют предупредительное сообщение оператору ГТУ «Мало время выбега ротора газогенератора» и после останова ГТУ проводят внеплановый технический осмотр опор ротора газогенератора, в процессе останова ГТУ контролируют время выбега ротора силовой турбины с момента прекращения подачи топлива в КС двигателя до момента уменьшения частоты вращения ротора силовой турбины ниже наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, если время выбега ротора силовой турбины меньше третьего наперед заданного значения, формируют предупредительное сообщение оператору ГТУ «Мало время выбега ротора силовой турбины» и после останова ГТУ проводят внеплановый технический осмотр опор ротора силовой турбины. Технический результат изобретения - повышение качества контроля технического состояния ГТУ и, как следствие, повышение надежности работы ГТУ, ГПА и ГТЭС. 1 ил.

 

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов (ГПА) и газотурбинных электростанций (ГТЭС).

Известен способ контроля ГТД с гидромеханической САУ, Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных ГТД. М.: Транспорт, 1976 г., с.177-178, заключающийся в том, что в процессе запуска двигателя бортмеханик по показаниям прибора в кабине вертолета контролирует значение температуры газов за турбиной и, если температура становится выше заданного предела, выключает двигатель.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ контроля технического состояния газотурбинного двигателя, реализованный в гидромеханической САУ с электронным ограничителем температуры газов за турбиной, заключающийся в том, что на запуске двигателя измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура газов превысила предельное значение на наперед заданную величину, прекращают запуск и выключают двигатель. Кеба И.В Диагностика авиационных ГТД, М.: Транспорт, 1980 г., с.122-123.

Недостатком известного способа является то, что контроль не охватывает значительную часть подсистем, обеспечивающих успешный запуск двигателя и его работу на основных режимах. Например, не контролируется состояние опор ротора двигателя - наиболее нагруженной части ГТУ. Это снижает надежность работы двигателя.

Целью изобретения является повышение качества контроля технического состояния ГТУ и, как следствие, повышение надежности работы ГТУ, ГПА и ГТЭС.

Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля технического состояния ГТУ, заключающемся в том, что на запуске ГТУ измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура газов превысила предельное значение на наперед заданную величину, прекращают запуск и выключают двигатель, дополнительно в процессе запуска ГТУ контролируют длительность запуска как время с момента нажатия кнопки «Запуск» до момента выхода двигателя на режим холостого хода, если время запуска превышает первое наперед заданное значение, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, формируют предупредительное сообщение оператору ГТУ «Время запуска велико» и прекращают запуск ГТУ, в процессе останова ГТУ контролируют время выбега ротора газогенератора с момента прекращения подачи топлива в камеру сгорания (КС) двигателя до момента уменьшения частоты вращения ротора газогенератора ниже наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, если время выбега ротора газогенератора меньше второго наперед заданного значения, формируют предупредительное сообщение оператору ГТУ «Мало время выбега ротора газогенератора» и после останова ГТУ проводят внеплановый технический осмотр опор ротора газогенератора, в процессе останова ГТУ контролируют время выбега ротора силовой турбины с момента прекращения подачи топлива в КС двигателя до момента уменьшения частоты вращения ротора силовой турбины ниже наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, если время выбега ротора силовой турбины меньше третьего наперед заданного значения, формируют предупредительное сообщение оператору ГТУ «Мало время выбега ротора силовой турбины» и после останова ГТУ проводят внеплановый технический осмотр опор ротора силовой турбины,

На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный блок 2 управления ГТУ (БУД), блок 3 исполнительных механизмов (ИМ), дозатор 4, клапан 5 останова (КО), концевой выключатель 6 (KB), причем дозатор 4 и KB 6 подключены к БД 1, а КО 5 - к блоку 3, блок 7 исполнительных клапанов (БИК), подключенный к БД 1 и блоку 3, пульт 8 оператора (ПУ), подключенный к БУД 2.

Устройство работает следующим образом.

Оператор, управляющий ГТУ, с помощью ПУ 8 задает режим работы ГТУ: запуск. Команда оператора от ПУ 8 по цифровому каналу связи (например, RS 485 или Ethernet) передается в БУД 2. БУД 2 в соответствии с полученной от ПУ 8 командой по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, книгу Шевяков А.А. Силовые установки ракетных двигателей и энергетических установок. Системы управления энергетических установок. М.: Машиностроение, 1985 г., с.234-241) формирует управляющее воздействие на блок 3 ИМ, который через дозатор 4 осуществляет управление расходом топлива в КС ГТУ и через БИК 7 - положением механизации ГТУ, обеспечивая выполнение циклограммы запуска ГТУ. Информация о положении дозатора 4, механизации компрессора (через БИК 7) и состоянии КО 5 (через KB 6) формируется в БД 1.

Информация о параметрах ГТУ, получаемая БУД 2 из БД 1, по цифровому каналу связи передается в ПУ 8.

ПУ 8 представляет собой ПЭВМ в промышленном (защищенном) исполнении, на жесткий магнитный диск (НЖМД) которой записано специальное программное обеспечение (СПО) - на фигуре ПЭВМ, НЖМД и СПО не показаны.

Контроль технического состояния ГТУ осуществляется в ПУ 8 следующим образом.

После подачи оператором команды на запуск ГТУ в БУД 2 с помощью БД 1 измеряют температуру газов за турбиной и сравнивают ее значение с предельно допустимым, определяемым для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем (для двигателя ПС-90А2, например, допустимая температура газов на запуске составляет 855 К).

Если измеренная температура газов превысила предельное значение на наперед заданную величину (для двигателя ПС-90А2 эта величина составляет 35 К) по команде БУД 2 с помощью блока 3, дозатора 4, КО 5 и БИК 7 прекращают запуск и выключают двигатель.

Дополнительно в процессе запуска ГТУ в ПУ 8 контролируют время запуска: как время с момента нажатия оператором кнопки «Запуск» (входит в состав ПУ 8, на фигуре не показана) до момента выхода двигателя на режим холостого хода.

Для ГТУ-25 разработки и производства ОАО «Авиадвигатель», входящей в состав ГПА-25П и ГТЭС-25, режим холостого хода (XX) определяется по частоте вращения роторов: частота вращения ротора компрессора высокого давления (КВД) на XX равна 9000 об/мин, компрессора низкого давления (КПД) - 3500 об/мин, силовой турбины - 4500 об/мин.

Если время запуска превышает первое наперед заданное значение, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ (для ГТУ-25 это значение равно 400 с), в ПУ 8 формируют предупредительное сообщение на экран монитора оператора ГТУ (на фигуре не показаны) «Время запуска велико». Одновременно с этим из ПУ 8 в БУД 2 формируется команда на прекращение запуска ГТУ, по которой БУД 2 выдает команды в блок 3 на выполнение останова ГТУ.

После прекращения подачи топлива в КС двигателя (определяется в БУД 2 по срабатыванию KB 6 «КО закрыт», информация о закрытии КО 5 с KB 6 передается в БУД 2 через БД 1, из БУД 2 поступает в ПУ 8) в процессе останова ГТУ в ПУ 8 контролируют времена выбега роторов ГТУ.

Контролируется частота вращения ротора газогенератора с момента прекращения подачи топлива в КС двигателя до момента уменьшения ниже наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ (для ГТУ-25 это значение составляет 100 об/мин).

Если время выбега ротора газогенератора меньше второго наперед заданного значения (для ГТУ-25 это время составляет для КВД и КНД 100 с), формируют предупредительное сообщение на экран монитора оператора ГТУ «Мало время выбега ротора газогенератора» и после останова ГТУ проводят внеплановый технический осмотр опор ротора газогенератора.

Одновременно в процессе останова ГТУ контролируют время выбега ротора силовой турбины с момента прекращения подачи топлива в КС двигателя до момента уменьшения частоты вращения ротора силовой турбины ниже наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ (для ГТУ-25 - 100 об/мин).

Если время выбега ротора силовой турбины меньше третьего наперед заданного значения (для ГТУ-25 - 20 мин), формируют предупредительное сообщение на экран монитора оператора ГТУ «Мало время выбега ротора силовой турбины» и после останова ГТУ проводят внеплановый технический осмотр опор ротора силовой турбины,

Т.о. обеспечивается повышение качества контроля технического состояния ГТУ за счет введения контроля состояния опор роторов ГТУ и, как следствие, повышение надежности работы ГТУ, ГПА и ГТЭС.

Способ контроля технического состояния ГТУ, заключающийся в том, что на запуске ГТУ измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура газов превысила предельное значение на наперед заданную величину, прекращают запуск и выключают двигатель, отличающийся тем, что дополнительно в процессе запуска ГТУ контролируют длительность запуска как время с момента нажатия кнопки «Запуск» до момента выхода двигателя на режим холостого хода, если время запуска превышает первое наперед заданное значение, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, формируют предупредительное сообщение оператору ГТУ «Время запуска велико» и прекращают запуск ГТУ, в процессе останова ГТУ контролируют время выбега ротора газогенератора с момента прекращения подачи топлива в камеру сгорания (КС) двигателя до момента уменьшения частоты вращения ротора газогенератора ниже наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, если время выбега ротора газогенератора меньше второго наперед заданного значения, формируют предупредительное сообщение оператору ГТУ «Мало время выбега ротора газогенератора» и после останова ГТУ проводят внеплановый технический осмотр опор ротора газогенератора, в процессе останова ГТУ контролируют время выбега ротора силовой турбины с момента прекращения подачи топлива в КС двигателя до момента уменьшения частоты вращения ротора силовой турбины ниже наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, если время выбега ротора силовой турбины меньше третьего наперед заданного значения, формируют предупредительное сообщение оператору ГТУ «Мало время выбега ротора силовой турбины» и после останова ГТУ проводят внеплановый технический осмотр опор ротора силовой турбины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к компрессорной технике, в частности к экспериментальным установкам для исследования модельных ступеней центробежных компрессоров и исключает протечки масла в модельную ступень экспериментальной установки, а также повышает надежность конструкции при его использовании.

Изобретение относится к энергомашиностроению и может быть использовано при прочностной аэродинамической доводке осевых турбин и компрессоров, а также при создании систем диагностики осевых турбомашин в авиации и энергомашиностроении.
Изобретение относится к турбореактивным двигателям и к системам управления топливоподачей совместно с управлением другими параметрами турбореактивного двигателя, а именно критического сечения реактивного сопла и давления на турбинах.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к способу испытаний маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) для определения ее работоспособности, заключающемуся в воспроизведении на двигателе условий отрицательной силы тяжести, невесомости и «масляного голодания», появляющихся при выполнении самолетом фигурных полетов.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения технического состояния двигателей внутреннего сгорания (ДВС) в эксплуатационных условиях.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки при создании и модернизации маршевых однокамерных и многокамерных установок, в частности для имитации высотных условий при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей с соплами больших степеней расширения.

Изобретение относится к области эксплуатации машин и машиностроению и может быть использовано при обкатке, контроле, испытании и диагностировании двигателей внутреннего сгорания (ДВС).

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

Изобретение относится к области контроля технического состояния агрегатов современных газотурбинных двигателей (ГТД). .

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно, к новому направлению в нем - гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), прежде всего - к определению угла поворота вектора силы тяги двигателя с косым срезом сопла по результатам летных испытаний ГПВРД на гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ).

Изобретение относится к энергомашиностроению и может найти широкое применение при прочностной и аэродинамической доводке осевых компрессоров и турбин в авиации и энергомашиностроении

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний маслосистемы авиационных газотурбинных двигателей

Изобретение относится к способу вычисления скорости теплоотдачи в поршневом двигателе

Изобретение относится к области обеспечения надежности и безопасности технических устройств повышенной опасности преимущественно тонкостенных конструкций, в частности сосудов давления (емкостей, теплообменников, скрубберов, реакторов), резервуаров и трубопроводов

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к технической диагностике дизельной топливной аппаратуры

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к области технической диагностики дизельной топливной аппаратуры

Изобретение относится к области технической диагностики и может быть использовано для бесстендового диагностирования топливной аппаратуры высокого давления, используемой в дизельных двигателях, а именно для проверки плунжерных пар и нагнетательных клапанов топливного насоса высокого давления (ТНВД)

Изобретение относится к области специальных испытаний авиационных газотурбинных двигателей, в частности, к устройствам для проведения наземных испытаний двигателя в составе летательного аппарата для измерения силы инфракрасного излучения в атмосферу от работающего двигателя

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к способам испытания для определения технического состояния механизма газораспределения двигателя внутреннего сгорания (ДВС)
Наверх