Способ защиты газотурбинного двигателя от многократных помпажей компрессора

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем (ГТД) путем прекращения многократных помпажей компрессора, характеризуемых сильными низкочастотными колебаниями параметров потока в проточной части и вибрациями элементов двигателя. В данном способе дополнительно устанавливают предельно допустимое количество помпажей Nпорог за наперед заданный интервал времени Δτ, определяют количество сформированных сигналов «Помпаж» N за заранее заданный интервал времени Δτ, при этом в случае, если количество сформированных сигналов «Помпаж» N превышает Nпорог, производят автоматическое прекращение подачи топлива в двигатель. Кроме того, дополнительно применяют численное значение параметра Nпорог, равное не менее 3, а продолжительность заранее заданного интервала времени Δτ=5…10. Технический результат изобретения повышение безопасности полета за счет автоматического выключения двигателя при многократных помпажах компрессора за наперед заданный интервал времени Δτ. 1 з.п. ф-лы, 1ил.

 

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем (ГТД) путем прекращения многократных помпажей компрессора, характеризуемых сильными низкочастотными колебаниями параметров потока в проточной части и вибрациями элементов двигателя.

Известны способы защиты компрессора газотурбинного двигателя от помпажа, в которых контролируемыми параметрами могут служить: давление воздуха за компрессором Рк, температура газов Тг, частоты вращения роторов высокого nвд и низкого давлений nнд; другие внутридвигательные параметры (Патент RU 2472974, МПК F04D 27/02, публ. 20.01.2013 г.; Патент RU 2351807, МПК F04D 27/02, публ. 10.04.2009 г.; Патент RU 2527850, МПК F04D 27/02, публ. 10.09.2014 г.; Патент RU 2374143, МПК B64D 31/00, публ. 27.11.2009 г.; Патент RU 2187711, МПК G01M 15/00, публ. 20.08.2002 г.; Патент RU 2098668, МПК F04D 27/02, публ. 10.12.1997 г.; Патент US № 5379583, F02C 9/20, публ. 10.01.1995 г; Патент US 5375412, F02C 9/16, публ. 27.12.1994 г.).

В известных способах защиты от помпажа используется принцип измерения контролируемых параметров и/или их производных, последующего сравнения их фактических величин с соответствующими величинами предельно допустимых (пороговых) значений. При превышении фактических величин над соответствующими допустимыми формируется сигнал критической ситуации, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости потока - сигнал «Помпаж». При наличии сигнала «Помпаж» в автоматическом режиме выполняется открытие клапанов перепуска воздуха из компрессора и/или кратковременное прекращение подачи топлива в камеру сгорания, что, как правило, позволяет восстановить газодинамическую устойчивость работы компрессора. После устранения неустойчивого режима работы сигнал «Помпаж» снимается (не формируется), далее возобновляют подачу топлива в камеру сгорания двигателя и закрытие клапанов перепуска воздуха по заданной программе управления, тем самым обеспечивается восстановление тяги двигателя до помпажа его компрессора.

Недостатком рассмотренных аналогов является возможность ложного срабатывания противопомпажной системы на максимальном режиме работы двигателя при взлете самолета, например, из-за существенных ошибок в измерении параметров двигателя, по которым идентифицируется помпаж. Такие ошибки в измерениях могут возникнуть вследствие отказа датчика параметра двигателя, переменного контакта в электропроводке датчика, иных отказов устройств обработки выходных сигналов датчиков. Ложное срабатывание противопомпажной системы неизбежно приводит к существенной потере тяги двигателя, усложнению условий пилотирования, что особенно недопустимо при взлете самолета.

Для повышения надежности и исключения ложных срабатываний противопомпажной системы при диагностике помпажа известен комплекс внутридвигательных параметров (патент RU 2041399, МПК F04D 27/02, публ. 09.08.1995), но это неизбежно приводит к снижению быстродействия системы из-за существенного различия динамических свойств сигналов, а также повышению ее стоимости и трудоемкости обслуживания из-за увеличения количества применяемых датчиков для определения помпажа.

Наиболее близким к заявляемому и принятому за прототип, является способ защиты компрессора от помпажа (Патент RU 2255247, МПК F04D 27/02, публ. 27.06.2005 г), включающий измерение давления воздуха за компрессором Рк, определение скорости изменения давления ΔРк/Δτ, сравнение ее с пороговым значением (ΔРк/Δτ)порог, формирование сигнала «Помпаж» при ΔРк/Δτ≥(ΔРк/Δτ)порог, измерение частоты вращения ротора высокого давления nвд и сравнение с его пороговым значением nвдпорог, характеризующим взлетный режим, и в случае, если nвд<nвдпорог и наличии сигнала «Помпаж» осуществляют кратковременное отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха из компрессора; при этом в случае, если nвд≥nвдпорог и сигнал «Помпаж» присутствует, то блокируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнал на открытие перепуска воздуха из компрессора. Параметр nвдпорог, характеризующий взлетный режим, препятствует снижению режима работы двигателя ниже заданного nвдпорог (блокировка взлетного режима).

Таким образом для условий взлетного режима при наличии сигнала «Помпаж» и отсутствии реального снижения частоты вращения nвд ниже nвдпорог, сигнал «Помпаж» оценивается как ложный и отсечку топлива в камеру сгорания двигателя не производят.

Способ защиты двигателя от помпажа, выбранный за прототип, использовался в составе электронной цифровой системы автоматического управления авиационного двухконтурного двигателя. За время эксплуатации газотурбинного двигателя не было зафиксировано ни одного случая ложного срабатывания противопомпажной системы, приводящим к снижению режима работы двигателя, включая взлетный режим. Также на основании статистических данных о срабатывании противопомпажной системы газотурбинного двигателя установлено, что при попадании птицы на вход в двигатель, молнии или кратковременном порыве бокового ветра сверх нормы при посадке или разбеге, противопомпажная система устраняет помпаж и восстанавливает режим. Во всех вышеперечисленных случаях в подавляющем числе случаев наблюдалось однократное или в меньшей степени двукратное срабатывание противопомпажной системы.

Однако при наличии таких постоянно-действующих факторов как поломка лопаток компрессора высокого давления, отказ топливорегулирующей аппаратуры, наблюдается длительный помпаж, вызывающий срабатывание противопомпажной системы три и более раз за время Δτ=5… 10 секунд. Подобная ситуация приводит к нежелательным силовым нагрузкам на двигатель, может способствовать дополнительным поломкам лопаток компрессора и других элементов двигателя. Вышеуказанный недостаток может быть присущ различным типам газотурбинных двигателей, оснащенных системой защиты от помпажа, предусматривающей автоматическое восстановление режима.

Таким образом, если после многократных помпажей компрессора за определенный (короткий) интервал времени двигатель из помпажа не выходит, то его необходимо выключать.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении безопасности полета за счет автоматического выключения двигателя при многократных помпажах компрессора за наперед заданный (фиксированный) интервал времени Δτ.

Технический результат достигается тем, что в способе защиты газотурбинного двигателя от многократных помпажей компрессора, заключающийся в том, что измеряют давление воздуха за компрессором Рк, определяют скорость изменения давления ΔРк/Δτ, сравнивают ее с пороговым значением (ΔРк/Δτ)порог, формируют сигнал «Помпаж» при ΔРк/Δτ≥(ΔРк/Δτ)порог, измеряют частоту вращения ротора высокого давления nвд и сравнивают с его пороговым значением nвдпорог, характеризующим взлетный режим, и в случае, если nвд<nвдпорог и наличии сигнала «Помпаж» осуществляют кратковременное отключение подачи топлива в камеру сгорания и включают перепуск воздуха из компрессора; при этом в случае, если nвд≥nвдпорог и сигнал «Помпаж» присутствует, то блокируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнал на открытие перепуска воздуха из компрессора, согласно изобретения, дополнительно устанавливают предельно допустимое количество помпажей Nпорог за наперед заданный интервал времени Δτ, определяют количество сформированных сигналов «Помпаж» N за заранее заданный интервал времени Δτ, при этом в случае, если количество сформированных сигналов «Помпаж» N превышает Nпорог производят автоматическое прекращение подачи топлива в двигатель.

Кроме того, согласно изобретению, устанавливают численное значение параметра Nпорог не менее 3, а продолжительность заранее заданного интервала времени Δτ=5…10 секунд.

В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, дополнительно устанавливают предельно допустимое количество помпажей Nпорог за наперед заданный интервал времени Δτ, определяют количество сформированных сигналов «Помпаж» N за заранее заданный интервал времени Δτ, при этом в случае, если количество сформированных сигналов «Помпаж» N превышает Nпорог производят автоматическое прекращение подачи топлива в двигатель, что позволяет повысить безопасность полета за счет автоматического выключения двигателя при многократных помпажах компрессора за наперед заданный (фиксированный) интервал времени Δτ.

На фиг. 1 - представлена структурная схема для реализации заявляемого способа.

Блок 1 представляет собой блок диагностики и устранения помпажа. На вход блока 1 поступает сигнал о величине давления воздуха за компрессором Рк и сигнал о величине частоты вращения ротора высокого давления nвд.

В блоке осуществляется вычисление первой производной Рк по времени ΔРк/Δτ, сравнение текущего значения ΔРк/Δτ с параметром (ΔРк/Δτ)порог, представляющим собой предельно допустимое значение параметра ΔРк/Δτ и характеризующим неустойчивую работу компрессора; формирование сигнала «Помпаж» на выходе блока 1 (I1) при ΔРк/Δτ>(ΔРк/Δτ)порог. Сигнал I1 представляет собой стандартный электрический сигнал высокого логического уровня. Сигнал I1 «Помпаж» поступает в бортовую систему регистрации полетной информации, а также на вход блока 2.

В блоке 1 также осуществляют измерение частоты вращения ротора высокого давления nвд и сравнение с его пороговым значением nвдпорог, характеризующим взлетный режим, и в случае, если nвд<nвдпорог и наличии сигнала «Помпаж» осуществляют кратковременное отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха из компрессора; при этом в случае, если nвд≥nвдпорог и сигнал «Помпаж» присутствует, то блокируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнал на открытие перепуска воздуха из компрессора.

Блок 2 представляет собой типовой электронный счетчик электрических сигналов l1 высокого логического уровня. Вход блока 2 соединен с выходом блока 1. В случае, если количество N сигналов l1 превышает Nпорог за заранее заданный интервал времени Δτ, то на выходе блока 2 формируется управляющий сигнал по которому производят автоматическое прекращение подачи топлива в двигатель.

Способ осуществляется следующим образом.

В процессе работы двигателя на вход блока 1 поступает сигнал частоты вращения ротора высокого давления nвд и сигнал о величине давления воздуха за компрессором Рк. При ΔРк/Δτ≥(АРк/Δτ)порог формируют сигнал «Помпаж» на выходе блока 1 в виде электрического сигнала (I1) высокого логического уровня. В блоке 1 также осуществляют измерение частоты вращения ротора высокого давления nвд и сравнение с его пороговым значением nвдпорог, характеризующим взлетный режим. В случае, если nвд<nвдпорог и в наличии сигнала «Помпаж», то осуществляют кратковременное отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха из компрессора.

После устранения помпажа возобновляют подачу топлива в двигатель и закрытие клапанов перепуска воздуха по заданной программе управления, тем самым обеспечивая восстановление режима работы двигателя до помпажа. В случае, если причиной помпажа был кратковременный фактор, то повторного помпажа не происходит и продолжается эксплуатация двигателя без каких-либо ограничений. Наоборот, при наличии постоянно действующего фактора, приводящего к неустойчивой работе компрессора, возможно наличие многократных помпажей.

В блоке 2 осуществляется подсчет сигналов «Помпаж», а именно определение количества электрических сигналов I1 за заранее заданный интервал времени Δτ. В случае, если количество N сигналов I1 превышает Nпорог за наперед заданный интервал времени Δτ, то на выходе блока 2 формируется управляющий сигнал, по которому производят автоматическое прекращение подачи топлива в двигатель.

Статистикой и расчетами установлено, что для двухконтурных авиационных двигателей с типовым временем приемистости «Малый газ - Максимальный режим» 7…9 секунд, предпочтительным является следующий количественный критерий - автоматическое выключение двигателя целесообразно осуществлять при не менее 3 срабатываний противопомпажной системы (Nпорог не менее 3) за заранее заданное время Δτ=5…10 секунд.

Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить безопасность полета за счет автоматического выключения двигателя при многократных помпажах компрессора за наперед заданный (фиксированный) интервал времени Δτ.

1. Способ защиты газотурбинного двигателя от многократных помпажей компрессора, включающий измерение давления воздуха за компрессором Рк, определение скорости изменения давления ΔРк/Δτ, сравнение ее с пороговым значением (ΔРк/Δτ)порог, формирование сигнала «Помпаж» при ΔРк/Δτ ≥ (ΔРк/Δτ)порог, измерение частоты вращения ротора высокого давления nвд и сравнение с его пороговым значением nвдпорог, характеризующим взлетный режим, и в случае, если nвд < nвдпорог и в наличии сигнал «Помпаж», осуществляют кратковременное отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха из компрессора; при этом в случае, если nвд ≥ nвдпорог и сигнал «Помпаж» присутствует, то блокируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнал на открытие перепуска воздуха из компрессора, отличающийся тем, что дополнительно устанавливают предельно допустимое количество помпажей Nпopoг за наперед заданный интервал времени Δτ, определяют количество сформированных сигналов «Помпаж» N за заранее заданный интервал времени Δτ, при этом в случае, если количество сформированных сигналов «Помпаж» N превышает Nпopoг, производят автоматическое прекращение подачи топлива в двигатель.

2. Способ защиты газотурбинного двигателя от многократных помпажей компрессора по п. 1, отличающийся тем, что численное значение параметра Nпopoг не менее 3, а продолжительность заранее заданного интервала времени Δτ=5…10 секунд.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике измерения давления, а именно к устройствам, служащим для измерения циклически меняющегося давления высокотемпературного газа, например, в газовых трактах.

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано во входных ступенях осевых компрессоров турбомашин. Устройство для снижения аэродинамического шума осевого компрессора содержит рабочее колесо первой ступени, а на внутренней поверхности корпуса осевого компрессора в зоне радиального зазора установлен кольцевой электромагнит шлицевого типа.

Группа изобретений относится к способу диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя и устройству для диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя.

Компрессорная система содержит приводную машину DR, например двигатель или турбину, планетарный редуктор EGB и центробежный компрессор СС, причем все они соединены в последовательной конфигурации, то есть выходной поворотный элемент приводной машины соединен с входным поворотным элементом планетарного редуктора, а выходной поворотный элемент планетарного редуктора соединен с входным поворотным элементом центробежного компрессора.

Корпус для компрессора турбомашины, содержащий не сообщающиеся друг с другом полости (5), вырезанные в толще указанного корпуса на уровне его внутренней поверхности и расположенные параллельно относительно друг друга по окружности указанного корпуса, причем указанные полости имеют продолговатую форму, простираются в основном направлении ориентации между двумя боковыми стенками и замыкаются, соответственно выше по потоку и ниже по потоку, передней стороной и задней стороной, пересечения которых с внутренней поверхностью корпуса (4) образуют соответственно входную границу (7) и выходную границу (6), согласно изобретению входная граница (7) этих полостей (5) имеет форму волнистой линии, содержащей по меньшей мере два чередования по ее длине, заключенной между указанными боковыми стенками.

Диффузор центробежного компрессора содержит два фланца, между которыми заключено множество расположенных по окружности лопаток (60), и по меньшей мере один поперечный передний проход (63, 64), выполненный в корытцах (6i) или спинках (6e) лопаток (60).

Компрессор для турбомашины, содержащий корпус, по меньшей мере одну ступень компрессора, образованную колесом с неподвижными лопатками и колесом с подвижными лопатками, полости, выполненные в толще корпуса и расположенные по окружности корпуса напротив подвижных лопаток.

Изобретение касается способа устранения вращающегося срыва в компрессоре газотурбинного двигателя, который включает в себя следующие этапы: этап, на котором осуществляют автоматическое обнаружение помпажа в газотурбинном двигателе; этап, на котором осуществляют автоматический останов газотурбинного двигателя; в случае обнаружения помпажа этап, на котором осуществляют автоматическое восстановление запаса по помпажу; этап, на котором осуществляют автоматическое повторное зажигание газотурбинного двигателя.

Согласно изобретению, способ обнаружения вращающегося срыва потока в компрессоре газотурбинного двигателя содержит следующие этапы: обнаруживают (Е40) аномальное ускорение газотурбинного двигателя или рабочую кривую компрессора, характерную для нарушения в работе газотурбинного двигателя; сохраняют в памяти (Е50) контрольную температуру (EGTref), измеренную на выходе турбины газотурбинного двигателя в момент обнаружения; сравнивают (E60) с определенным температурным порогом (SEGT) разность между текущей температурой (EGT), измеренной после обнаружения на выходе турбины, и контрольной температурой (EGTref); и в случае превышения порога идентифицируют (E70) присутствие вращающегося срыва потока.

Компрессор (1) турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит решетку (2) неподвижных лопаток и систему для отбора воздуха на уровне проходов (5) между двумя лопатками (3) через щели (6), выполненные в упомянутой стенке (4).

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем путем прекращения многократных помпажей компрессора, характеризуемых сильными низкочастотными колебаниями параметров потока в проточной части и вибрациями элементов двигателя. В данном способе дополнительно устанавливают предельно допустимое количество помпажей Nпорог за наперед заданный интервал времени Δτ, определяют количество сформированных сигналов «Помпаж» N за заранее заданный интервал времени Δτ, при этом в случае, если количество сформированных сигналов «Помпаж» N превышает Nпорог, производят автоматическое прекращение подачи топлива в двигатель. Кроме того, дополнительно применяют численное значение параметра Nпорог, равное не менее 3, а продолжительность заранее заданного интервала времени Δτ5…10. Технический результат изобретения повышение безопасности полета за счет автоматического выключения двигателя при многократных помпажах компрессора за наперед заданный интервал времени Δτ. 1 з.п. ф-лы, 1ил.

Наверх