Способ защиты газотурбинного двигателя



Способ защиты газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2493392:

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 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 авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Известен способ защиты ГТД от перегрева газогенератора, реализованный в гидромеханической САУ с электронным ограничителем температуры газов за турбиной, заключающийся в том, что измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура газов превысила предельное значение на наперед заданную величину, выключают двигатель [Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных ГТД. М.: Транспорт, 1976 г., с.180-182].

Недостатком известного способа является его низкая эффективность и невозможность использования на одномоторных летательных аппаратах (ЛА).

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ защиты ГТД, заключающийся в том, что измеряют и контролируют основные параметры турбокомпрессора двигателя, в случае превышения хотя бы одним параметром контрольного значения снижают расход топлива в камеру сгорания [Новиков А.С., А.Г.Пайкин, Н.Н.Сиротин. Контроль и диагностика технического состояния газотурбинных двигателей. М.: Наука, 2007 г., с.87].

Недостатки известного способа следующие. Снижение расхода топлива при реализации известного способа защиты ГТД выполняют с помощью дозатора топлива, управляемого электронным регулятором через электрогидравлический преобразователь. Каждый элемент этого контура управления имеет свою наработку на отказ. В силу этого возможно возникновение ситуации, когда из-за отказа будет происходить неконтролируемое движение дозатора в сторону увеличения расхода топлива в камеру сгорания (КС) двигателя. Для двигателя ПД-14, входящего в состав силовой установки (СУ) самолета МС-21, это приведет в первую очередь к увеличению частоты вращения ротора компрессора высокого давления и, как следствие, к неконтролируемому росту тяги СУ. На ряде режимов полета самолета (для самолета МС-21, например, это режимы «Взлет», «Прерванный взлет», «Посадка») это является недопустимым и создает предпосылку к летному происшествию с катастрофическими последствиями. Т.о. не обеспечивается надежность работы двигателя и безопасность самолета.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета.

Поставленная цель достигается тем, что в способе защиты ГТД, заключающемся в том, что измеряют и контролируют основные параметры турбокомпрессора ГТД, в случае превышения хотя бы одним параметром контрольного значения снижают расход топлива в КС ГТД, 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.

На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД 1), электронный регулятор 2 (РЭД), первый электрогидропреобразователь (ЭГП) 3, дозатор 4 топлива (ДТ), золотник 5 слива, клапан 6 прекращения подачи топлива (КО), причем ДТ 4 подключен к БД 1, золотник 5 через второй ЭГП 7 подключен ко второму управляющему выходу РЭД 2, КО 6 через третий ЭГП 8 подключен к третьему управляющему выходу РЭД 2.

РЭД 2 представляет собой бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), содержащую постоянное запоминающее устройство (ПЗУ), в котором содержится программное обеспечение (ПО), реализующее алгоритмы управления двигателем. Дополнительно БЦВМ оснащена устройствами ввода/вывода (УВВ) физических сигналов (из БД 1), оперативным запоминающим устройством (ОЗУ), необходимым для обработки процессором БЦВМ поступающей из УВВ информации, репрограммируемым запоминающим устройством (РПЗУ), необходимым для хранения информации, относящейся к индивидуальным характеристикам двигателя (эксплуатационные регулировки, наработки, остаток ресурса). БЦВМ, ПЗУ, ПО, УВВ, ОЗУ, процессор, РПЗУ на фигуре не показаны.

Устройство работает следующим образом.

В РЭД 2 с помощью БД 1 измеряют температуру газов за турбиной и сравнивают ее значение с заданным, хранящимся в ПЗУ (для двигателя ПС-90А2 производства ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, контрольное значение температуры газов за турбиной низкого давления равно 855 К). Если измеренная температура газов превысила заданное значение, по команде РЭД 2 в ЭГП 3 (например, типа ПС-7-5) с помощью ДТ 4 уменьшают расход топлива в КС до тех пор, пока измеренная температура газов не станет меньше заданного значения.

Аналогичным образом контролируются частота вращения ротора вентилятора (для двигателя ПС-90А2 контрольное значение частоты вращения ротора вентилятора равно 4650 об/мин) и давление воздуха за компрессором (для двигателя ПС-90А2 контрольное значение давления воздуха за компрессором равно 40 кгс/см2).

Дополнительно в РЭД 2 с помощью БД 1 замеряют частоту вращения компрессора двигателя, сравнивают ее с наперед заданным значением, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа двигателя, уточняемым в процессе приемосдаточных испытаний (ПСИ) для каждого конкретного двигателя и корректируемым в зависимости от положения рычага управления двигателя (РУД), температуры и давления воздуха на входе в двигатель, скорости полета самолета и величины отборов воздуха из компрессора двигателя на самолетные нужды.

Для двигателя ПД-14 это значение частоты вращения определяется по формуле:

N в д п р о г = ( 15692 + R В Д i ) C α Р У Д n в д С Т в х  min n в д С P в х n в д С M п n в д C О Т Б + А         (1)

где N в д п р о г - наперед заданное значение частоты вращения компрессора;

15692 об/мин - базовое значение частоты вращения для двигателя типа ПД-14;

RВДi - регулировка базового значения частоты вращения компрессора, определяется в процессе ПСИ каждого конкретного двигателя в зависимости от его индивидуальных характеристик;

C α Р У Д n в д - коэффициент коррекции базового отрегулированного значения частоты вращения компрессора, зависит от положения РУД и для двигателя ПД-14 меняется от 0,52 до 1,0;

С Т в х min n в д - коэффициент коррекции базового отрегулированного значения частоты вращения компрессора, зависит от температуры воздуха на входе в двигатель, для двигателя ПД-14 меняется от 0, 78 до 1,0;

С Р в х n в д - коэффициент коррекции базового отрегулированного значения частоты вращения компрессора, зависит от давления воздуха на входе в двигатель, для двигателя ПД-14 меняется от 1.0 до 1,09;

С М п n в д - коэффициент коррекции базового отрегулированного значения частоты вращения компрессора, зависит от скорости полета самолета, для двигателя ПД-14 меняется от 1,0 до 1,075;

СОТБ - коэффициент коррекции базового отрегулированного значения частоты вращения компрессора, зависит от величины отборов воздуха из компрессора двигателя на самолетные нужды, для двигателя ПД-14 меняется от 0,995 (ПОС крыла включена) до 1,0 (ПОС крыла выключена, ПОС - противообледенительная система);

A - константа, для двигателя ПД-14 равная 420 об/мин.

В случае если частота вращения компрессора растет (для двигателя ПД-14 это означает наличие положительного ускорения ротора компрессора, величина которого не менее 50 об/мин за секунду) и становится больше наперед заданного значения, сформированного в РЭД 2 по зависимости (1), по команде РЭД 2 уменьшают расход топлива в КС с помощью резервного устройства дозирования, выполненного в виде золотника 5, перепускающего часть топлива после ДТ 4 на слив. Золотник 5 управляется РЭД 2 с помощью ЭГП 7 (выполненного, например, в виде электромагнита, работающего в ШИМ-режиме).

Независимо от положения ДТ 4 уменьшение расхода топлива с помощью золотника 5 по команде РЭД 2 выполняют до тех пор, пока частота вращения компрессора не снизится до наперед заданного значения, обеспечивающего тягу двигателя требуемого уровня. Это значение тоже определяется расчетно-экспериментальным путем и для двигателя ПД-14 составляет 0,97 от N в д п р о г , сформированного в РЭД 2 по зависимости (1).

КО 6 и ЭГП 8 используются для прекращения подачи топлива в КС ГТД по команде РЭД 2 при необходимости.

Т.о. за счет повышения качества управления двигателем на критичных режимах полета самолета обеспечивается защита от неконтролируемого роста тяги СУ.

Это повышает надежность работы СУ и безопасность самолета.

Способ защиты газотурбинного двигателя (ГТД), заключающийся в том, что измеряют и контролируют основные параметры турбокомпрессора ГТД, в случае превышения хотя бы одним параметром контрольного значения снижают расход топлива в камеру сгорания (КС) ГТД, отличающийся тем, что дополнительно замеряют частоту вращения компрессора ГТД, сравнивают ее с наперед заданным значением, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТД, уточняемым в процессе приемо-сдаточных 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.



 

Похожие патенты:

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

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

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 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