Способ управления газотурбинным двигателем



Способ управления газотурбинным двигателем

 


Владельцы патента RU 2468257:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "СТАР" (RU)

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 на всех режимах работы ГТД от «малого газа» до максимального измеряют давление воздуха за компрессором ГТД, вычисляют относительное изменение и относительную скорость изменения давления воздуха за компрессором, сравнивают относительное изменение давления с первой наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, а относительную скорость - со второй наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, если относительное изменение давления больше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - больше второй наперед заданной величины, формируют сигнал «Помпаж», выдают его на индикатор в кабине пилота и начинают ликвидацию помпажа, причем дополнительно к отсечке топлива открывают клапаны перепуска воздуха из-за промежуточных ступеней компрессора ГТД и из-за компрессора ГТД и включают агрегат зажигания на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем, если после этого относительное изменение давления стало меньше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - меньше второй наперед заданной величины, снимают сигнал «Помпаж» и осуществляют управление ГТД в соответствии со штатными программами управления, при этом программу ограничения расхода топлива в КС ГТД занижают на наперед заданную величину на наперед заданное время, значения которых определяют расчетно-экспериментальным путем. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД за счет выполнения действий, позволяющих вывести компрессор ГТД из помпажа без возникновения повторного помпажа. 1 ил.

 

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

Известен способ управления ГТД, заключающийся в том, что по сигналу от сигнализатора помпажа выключают ГТД, Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., с.33-35.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность и невозможность использования на ГТД входящих в состав одномоторных силовых установок (СУ) вертолетов и самолетов.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления ГТД, заключающийся в том, что на работающем двигателе с помощью сигнализатора помпажа определяют начало помпажа компрессора, для ликвидации помпажа включают клапан останова (КО) и прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД, Черкасов Б.А., «Автоматика и регулирование ВРД», М., «Машиностроение», 1988 г., с.111-112.

Недостатком известного способа является следующее. Прекращение подачи топлива в КС обычно обеспечивает вывод компрессора двигателя из помпажа. Но процесс восстановления запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора сильно зависит от индивидуальных характеристик ГТД. Особенно это касается современных ГТД (ПС-90А, ПС-90А1, ПС-90А2), газогенераторы которых «выжаты» в смысле запасов ГДУ для обеспечения экономических эксплуатационных характеристик двигателя.

Это приводит к тому, что для современных ГТД предлагаемый способ восстановления расхода топлива (через наперед заданное время - в прежнем объеме) может усугубить состояние двигателя - в случае, если к моменту истечения наперед заданного времени двигатель еще не вышел из помпажа, или вызвать повторный помпаж - если к моменту истечения наперед заданного времени двигатель еще не набрал необходимого запаса ГДУ.

Это снижает надежность работы двигателя и может привести к необходимости его выключения. Это снижает надежность работы ГТД и безопасность летательного аппарата (ЛА).

Целью изобретения является повышение качества работы САУ в части защиты ГТД от помпажа и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления ГТД, заключающемся в том, что на работающем двигателе для ликвидации помпажа включают КО и прекращают подачу топлива в КС ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД, дополнительно на всех режимах работы ГТД от «малого газа» до максимального измеряют давление воздуха за компрессором ГТД, вычисляют относительное изменение и относительную скорость изменения давления воздуха за компрессором, сравнивают относительное изменение давления с первой наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, а относительную скорость - со второй наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, если относительное изменение давления больше первой наперед заданной величины, а относительная скорость больше второй наперед заданной величины, формируют сигнал «Помпаж», выдают его на индикатор в кабине пилота и начинают ликвидацию помпажа, причем дополнительно к отсечке топлива открывают клапаны перепуска воздуха из-за промежуточных ступеней компрессора ГТД и из-за компрессора ГТД и включают агрегат зажигания на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем, если после этого относительное изменение давления стало меньше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - меньше второй наперед заданной величины, снимают сигнал «Помпаж» и осуществляют управление ГТД в соответствии со штатными программами управления, при этом программу ограничения расхода топлива в КС ГТД занижают на наперед заданную величину на наперед заданное время, значения которых определяют расчетно-экспериментальным путем.

На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 (РЭД), дозирующий агрегат 3 (ДГ), клапан 4 останова (КО), причем ДГ 3 подключен к БД 1, а КО 4 - к РЭД 2, командный агрегат 5 (КА), вход которого подключен к РЭД 2, а выход - к агрегату 6 исполнительных клапанов (АИК).

РЭД 2 представляет собой бортовой вычислительный комплекс, включающий в себя устройства ввода/вывода и вычислитель, содержащий процессорную часть, постоянную, оперативную и перепрограммируемую области памяти.

Устройство работает следующим образом.

Пилот, управляющий ГТД, с помощью рычага управления двигателем (РУД - на чертеже не показан), положение которого измеряют с помощью БД 1, задает режим работы ГТД: запуск, «малый газ», номинальный режим, максимальный режим.

Положение РУД передается из БД 1 в РЭД 2. РЭД 2 в соответствии с положением РУД по сигналам датчиков параметров воздушного потока на входе в двигатель и параметров газогенератора, получаемых из БД 1, по известным зависимостям (см., например, книгу Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., с.117-135) вычисляет потребный расход топлива в КС ГТД и заданное положение элементов механизации компрессора ГТД (клапанов перепуска воздуха из-за промежуточных ступеней - ЗПВ КНД - на фигуре не показаны, клапанов перепуска воздуха из-за компрессора - КПВ КВД - на фигуре не показаны, лопаток входного направляющего аппарата - ВНА - на фигуре не показаны). Расходом топлива в КС управляют по командам РЭД 2 с помощью ДГ 3 и КО 4. При нормальной работе ГТД КО 4 находится в положении «Открыт». Положением механизации компрессора ГТД управляют по командам РЭД 2 с помощью КА 5 и АИК 6. Дополнительно РЭД 2 может выдавать управляющие команды на индикатор «Помпаж» в кабине пилота и агрегат зажигания (A3) - на чертеже не показаны.

Дополнительно на всех режимах работы ГТД от «малого газа» (для двигателя ПД-14 разработки ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь это 5000 об/мин по частоте вращения ротора высокого давления nвд) до максимального (nвд=14000 об/мин) в РЭД 2 с помощью БД 1 измеряют давление воздуха за компрессором ГТД и вычисляют относительное изменение давления воздуха за компрессором и относительную скорость изменения давления воздуха за компрессором, сравнивают относительное изменение давления с первой наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, а относительную скорость - со второй наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально:

где

- размах пульсационной составляющей давления воздуха;

- максимальное давление за каждый цикл колебаний давления при вознкиновении помпажных явлений в компрессоре ГТД;

А - первая наперед заданная величина (для ПД-14 эта величина меняется в диапазоне от 0,4 до 0,55 - в заивсимости от конкретного двигателя, значение А уточняется и заносится в энергонезависимую память РЭД 2 в процессе сдаточных испытаний ГТД);

где

- величина изменения давления за время Δτ;

- величина давления в момент перед началом изменения давления в интервале времени Δτ;

Δτ - интервал времени (для ПД-14 эта величина составляет 0,01 с);

Б - вторая наперед заданная величина (для ПД-14 эта величина равна 7).

Если относительное изменение давления больше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - больше второй наперед заданной величиной, на выходе РЭД 2 формируют команды, по которым

- зажигают индикатор «Помпаж» в кабине пилота;

- включают КО (переводят его в положение «Закрыт») и прекращают подачу топлива в КС ГТД на наперед заданное время (для ПД-14 это время составляет 0,3 с);

- с помощью КА 6 и АИК 7 открывают клапаны перепуска воздуха из-за промежуточных ступеней компрессора ГТД (ЗПВ КНД) и из-за компрессора ГТД (КПВ КВД);

- включают агрегат зажигания AЗ на наперед заданное время (для ПД-14 это время составляет 10 с).

Если после этого относительное изменение давления стало меньше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - меньше второй наперед заданной величиной, снимают сигнал «Помпаж» и по командам РЭД 2 с помощью ДГ 3, КА 5, АИК 6 осуществляют управление ГТУ в соответствии со штатными программами управления, причем программу ограничения расхода топлива в КС ГТД занижают на наперед заданную величину на наперед заданное время, значения которых определяют расчетно-экспериментальным путем (для ПД-14, например, программу

где Gт - заданный расход топлива в КС;

- величина давления воздуха за компрессором;

nвд пр - частота вращения ротора высокого давления, приведенная по температуре воздуха на входе в двигатель, занижают на 10% на время 4 с).

Таким образом, обеспечивается повышение качества работы САУ в части защиты ГТД от помпажа: выполняются действия, позволяющие вывести компрессор из помпажа без риска возникновения повторного помпажа, приводящего к необходимости выключения двигателя. Это повышает надежность работы ГТД и безопасность ЛА.

Способ управления ГТД, заключающийся в том, что на работающем двигателе для ликвидации помпажа включают клапан останова (КО) и прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД, отличающийся тем, что дополнительно на всех режимах работы ГТД от «малого газа» до максимального измеряют давление воздуха за компрессором ГТД, вычисляют относительное изменение и относительную скорость изменения давления воздуха за компрессором, сравнивают относительное изменение давления с первой наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, а относительную скорость - со второй наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, если относительное изменение давления больше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - больше второй наперед заданной величины, формируют сигнал «Помпаж», выдают его на индикатор в кабине пилота и начинают ликвидацию помпажа, причем дополнительно к отсечке топлива открывают клапаны перепуска воздуха из-за промежуточных ступеней компрессора ГТД и из-за компрессора ГТД и включают агрегат зажигания на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем, если после этого относительное изменение давления стало меньше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - меньше второй наперед заданной величины, снимают сигнал «Помпаж» и осуществляют управление ГТД в соответствии со штатными программами управления, при этом программу ограничения расхода топлива в КС ГТД занижают на наперед заданную величину на наперед заданное время, значения которых определяют расчетно-экспериментальным путем.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области компрессоростроения, в частности к системам защиты от помпажа турбокомпрессоров, и может быть использовано в различных отраслях промышленности.

Изобретение относится к усовершенствованиям компрессоров, в частности к усовершенствованиям способа регулирования центробежных компрессоров, чтобы сделать максимальной их эффективность.

Изобретение относится к области защиты осевых и центробежных компрессоров от помпажа и может быть использовано в системах защиты и управления газоперекачивающих агрегатов как для нагнетателя, так и для осевых компрессоров газоприводных двигателей.

Изобретение относится к способам защиты компрессоров от помпажа и может быть использовано в химической и других отраслях промышленности. .

Изобретение относится к способу управления турбокомпрессором, в соответствии с которым в трубопроводе сжатого воздуха расположен обратный клапан. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к способу распознавания неисправности «rotating stall» (вращательный отрыв потока) в компрессоре, который приводится в действие с помощью питаемого полупроводниковым преобразователем трехфазного электродвигателя

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

Изобретение относится к испытательным стендам для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе двигателя

Газотурбинный двигатель, например двухконтурный турбореактивный двигатель, включает промежуточный кожух, содержащий выполненную в виде тела вращения внутреннюю стенку, ограничивающую с наружной стороны канал течения первичного потока воздуха и средства отбора воздуха. На заднем по потоку конце закрепляется наружный кожух компрессора высокого давления. Средства отбора воздуха находятся в канале этого компрессора высокого давления и связаны на выходе со средствами повторного впрыскивания воздуха в переднюю по потоку часть этого компрессора высокого давления. Средства отбора воздуха связаны со средствами повторного впрыскивания воздуха при помощи кольцевого коллектора, охватывающего внутреннюю выполненную в форме тела вращения стенку промежуточного кожуха по потоку перед компрессором высокого давления. Они располагаются в радиальном направлении между этой выполненной в форме тела вращения внутренней стенкой и выполненной в форме тела вращения наружной стенкой промежуточного кожуха, которая ограничивает с внутренней стороны канал течения вторичного потока воздуха газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет упростить запитывание кольцевого коллектора воздухом не увеличивая массу и длину газотурбинного двигателя. 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Компрессор для турбомашины содержит кожух (4), по меньшей мере, одну ступень компрессора и полости (5), выполненные в упомянутом кожухе по пути хода подвижных лопаток (1). Ступень компрессора образована неподвижным лопаточным колесом (2) и подвижным лопаточным колесом (1), размещенным на выходе упомянутого неподвижного колеса (2). Полости (5) имеют длину L2, измеренную по оси и смещенную в сторону входа относительно подвижных лопаток (1) таким образом, чтобы образовать перекрытие с длиной L1. Длины L1 и L2 составляют соответственно от 35 до 50% и от 80 до 90% осевой хорды Сах, измеренной на внешнем конце подвижных лопаток (1). Полости (5) не сообщаются между собой. Такая конфигурация обеспечивает одновременно хорошее всасывание воздуха в полость и повторную подачу насколько возможно близко на вход зазора подвижных лопаток. Кроме того, тот факт, что полости не сообщаются между собой, устраняет любую окружную рециркуляцию и, таким образом, риск паразитной повторной подачи на уровне лопатки, которая могла бы поступать из соседней полости, что ухудшило бы эксплуатационные качества компрессора. Повторная подача осуществляется исключительно насколько возможно ближе ко входу лопаточного зазора. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Диффузор для диагонального или центробежного компрессора газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, одну лопатку (20), имеющую сторону нагнетания, сторону всасывания и первую боковую поверхность (22). Лопатка имеет множество отверстий (32), открывающихся на сторону всасывания и/или сторону нагнетания и сообщающихся с, по меньшей мере, одной полостью, образованной в лопатке. Полость (30) проходит в поперечном направлении относительно лопатки и открывается на первую боковую поверхность. Поперечное сечение полости (30) изменяется в поперечном направлении лопатки, причем это поперечное сечение увеличивается по направлению к первой боковой поверхности (22). Достигается устранение помпажа путём равномерного всасывания текучей среды за счет того, что увеличение поперечного сечения полости, рассматриваемое от нижней части полости, выбирается таким образом, чтобы отверстия, сообщающиеся с полостью, имели одинаковую скорость всасывания и чтобы одно отверстие имело скорость всасывания, которая является равномерной по всему его сечению. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 9 ил.
Наверх