Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя



Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2578012:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

(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.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к способам автоматического определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного назначения.

Известно устройство контроля пламени горелки, в котором реализован оптический способ контроля пламени в камере сгорания, предусматривающий ориентацию фотоэлектрических датчиков на корневую зону факела горелки, преобразование электромагнитной энергии излучения пламени в выходной электрический сигнал, детектирование (выделение) полезного сигнала пульсаций пламени с последующим сравнением в пороговом устройстве, фиксирующим наличие или погасание пламени в камере сгорания (патент RU №2115865, МПК F23N 5/08).

Недостатком известного способа является необходимость применения специализированного датчика контроля пламени, что усложняет конструкцию камеры сгорания и в целом повышает стоимость газотурбинной установки, а также увеличивает затраты на ее эксплуатацию, связанные, например, с регламентными работами по очистке оптики фотоэлектрических датчиков от копоти и загрязнений.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому является способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей, заключающийся в том, что измеряют основные (типовые) параметры, характеризующие работу двигателя: частоту вращения ротора, давление за компрессором, температуру продуктов сгорания, также определяют первые производные этих параметров, сравнивают первые производные с уставками. При превышении первых производных этих уставок формируют признак погасания камеры сгорания, при этом величины уставок определяют по переходным процессам параметров двигателя в момент погасания камеры сгорания (патент RU №2430252, МПК F02C 9/46).

Недостатками известного способа являются низкая надежность достоверного определения факта погасания камеры сгорания по параметрам nвд, Р к в д для авиационных типов газотурбинных двигателей коммерческого назначения во всей типовой области эксплуатационных режимов по высоте H и скорости V полета. В частности, из-за существенного влияния давления воздуха Р в х на входе в двигатель на динамические свойства его турбокомпрессора (ротора высокого давления), возможно невыявление факта погасания. Аналогичный недостаток может проявиться и для мобильных наземных ГТУ, работающих в условиях высокогорья (в сочетании с другими конструктивно-производственными и эксплуатационными особенностями). Также в заявленном алгоритме отсутствуют действия, направленные на восстановление режима двигателя и возможность формирования ложного сигнала «погасание камеры сгорания», например, при штатном останове двигателя (прекращении подачи топлива в камеру сгорания) или кратковременном срабатывании противопомпажной системы, предусматривающим кратковременную отсечку топлива в камеру сгорания двигателя.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении достоверности определения факта погасания камеры сгорания и в повышении надежности работы газотурбинного двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающемся в том, что измеряют частоту вращения nвд ротора турбокомпрессора, давление P к воздуха за турбокомпрессором, температуру Тт газов за турбиной, определяют первые производные по времени и , и формируют заданное значение , характеризующее погасание камеры сгорания, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ дополнительно 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, обеспечивающее работу двигателя не ниже малого газа, формируют функциональную зависимость (Gтк)пр=f(nвдпр), где ; и если одновременно текущее значение расхода топлива Gт больше расчетного значения расхода топлива, определенного по функциональной зависимости Gт(Gтк)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.

Предлагаемый способ обеспечивает повышение достоверности определения погасания камеры сгорания во всей типовой области эксплуатационных режимов до высот Н≤13 км и скоростей полета Мп<0,9, предусматривает включение агрегата зажигания камеры сгорания для восстановления режима двигателя.

На фигуре изображена схема устройства, реализующего заявленный способ.

Устройство включает блок 1, в котором измеряется температура T в х воздуха на входе в двигатель, блок 2, в котором измеряется давление P в х воздуха на входе в двигатель, блок 3, в котором измеряется частота вращения nвд, турбокомпрессора (ротора высокого давления), блок 4, в котором измеряется давление P к воздуха за турбокомпрессором, блок 5, в котором осуществляется измерение температуры T т газов за турбиной, блок 6, в котором измеряется расход топлива Gт в камеру сгорания и блок 7, в котором хранятся все программы управления, значения уставок пороговых устройств, а также осуществляются все математические операции, включая операции сравнения.

Способ осуществляется следующим образом.

В блоках 1, 2, 3, 4, 5 и 6, представляющих собой датчики первичной информации, осуществляется измерение текущих значений двигательных параметров T в х , P в х , nвд, P к , T т и Gт соответственно. Информация о двигательных параметрах поступает в блок 7а, в котором осуществляется преобразование информации и определение физических значений , , Gт. При отсутствии сигнала останова двигателя, т.е. клапан отсечки топлива открыт (не показан), в блоках 7б, 7в, 7г и 7д, представляющих пороговые устройства, соответственно, осуществляется сравнение с , с , Gт с Gт мин и Gт со значением , рассчитанным по заранее установленной зависимости (Gт/Pк)пр=f(nвдпр), где .

Блок 7е представляет собой логическое устройство, работающее по логике «И». В случае, если одновременно наблюдается превышение расхода топлива Gт над Gт мин, Gт над , а также , , то формируется информационный сигнал «погасание камеры сгорания» и управляющий сигнал на включение агрегата зажигания камеры сгорания.

Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что измеряют частоту вращения nвд ротора турбокомпрессора, давление Р*к воздуха за турбокомпрессором, температуру Тт газов за турбиной, определяют первые производные по времени и и формируют заданное значение , характеризующее погасание камеры сгорания, отличающийся тем, что дополнительно измеряют давление P*вх 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 (Gтк)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.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения.

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.

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.
Наверх