Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД), а именно к способам определения погасания камеры сгорания ГТД, преимущественно, наземных установок, например, на газоперекатывающих агрегатах. При осуществлении способа измеряют частоту вращения nвд ротора высокого давления турбокомпрессора, давление Р*к воздуха за турбокомпрессором, температуру TT газов за турбиной, определяют первые производные по времени dnвд/dt, dPк*/dt, dTT/dt и формируют заданные положительные значения уставок (dnвд/dt)погас, (dPк*/dt)погас, (dTT/dt)погас, характеризующие погасание камеры сгорания. Дополнительно измеряют положение крана подачи топлива в камеру сгорания Адк, определяют первую производную по времени dAдк/dt, формируют заданное положительное значение уставки (dAдк/dt)погас, характеризующее погасание камеры сгорания, дополнительно определяют наличие признака максимального открытия крана подачи топлива в камеру сгорания и при одновременном выполнении условий -(dnвд/dt)>-(dnвд/dt)погас, -(dPк*/dt)>(dPк*/dt)погас, -(dTT/dt)>(dTT/dt)погас и (dAдк/dt)>(dAдк/dt)погас или одновременном выполнении условий -(dnвд/dt)>(dnвд/dt)погас, -(dPк*/dt)>(dPк*/dt)погас, -(dTT/dt)>(dTT/dt)погас и признака ограничения максимального открытия крана подачи топлива в камеру сгорания формируют признак погасания камеры сгорания. Предложенный способ повышает надежность работы камеры сгорания и ГТД в целом. 1 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД), а именно, к способам определения погасания камеры сгорания ГТД, преимущественно, наземных установок, например, на газоперекачивающих агрегатах.

Известен способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя (патент RU №1130025, F02C 9/28, опубл. 10.08.04) путем измерения частоты вращения ротора, расхода топлива в камере сгорания и давления воздуха за компрессором и формирования сигнала самовыключения двигателя, в котором измеряют полные давление и температуру воздуха на входе в двигатель, определяют по измеренным параметрам приведенные значения частоты вращения, расхода топлива и давления воздуха за компрессором, сравнивают приведенные значения расхода топлива и давления воздуха за компрессором со значениями, заданными для текущей величины приведенной частоты вращения, а сигнал самовыключения двигателя формируют при одновременном превышении приведенным расходом топлива своей заданной величины и снижении приведенного давления воздуха за компрессором ниже его заданной величины.

Недостатком известного способа является необходимость точного измерения расхода топлива, что затруднительно в условиях эксплуатации.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому является способ определения погасания камеры сгорания ГТД, согласно которому измеряют основные (типовые) параметры, характеризующие работу двигателя частоту вращения ротора, давление за компрессором, температуру продуктов сгорания, также определяют первые производные этих параметров и сравнивают 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, опубл. 27.09.2011 г.)

Недостатком известного способа является низкая надежность определения момента погасания камеры сгорания при выполнении резкого снижения режима работы ГТД, при котором величины производных параметров двигателя близки к значениям при погасании камеры сгорания.

Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, состоит в повышении надежности функционирования ГТД путем достоверного определения его работоспособности и своевременного останова при ее потере по каким-либо причинам, в частности, при самопроизвольном погасании камеры сгорания. Сущность изобретения заключается в установлении зависимости между изменением физических параметров работы двигателя и погасанием камеры сгорания.

Указанный результат достигается тем, что в способе определения погасания камеры сгорания ГТД, согласно которому измеряют частоту вращения nвд ротора высокого давления турбокомпрессора, давление Р*к воздуха за турбокомпрессором, температуру TT газов за турбиной, определяют первые производные по времени dnвд/dt, dPк*/dt, dTT/dt и формируют заданные положительные значения уставок (dnвд/dt)погас, (dPк*/dt)погас, (dTT/dt)погас, характеризующие погасание камеры сгорания, согласно изобретению, дополнительно измеряют положение крана подачи топлива в камеру сгорания Адк, определяют первую производную по времени dAдк/dt, формируют заданное положительное значение уставки (dAдк/dt)погас, характеризующее погасание камеры сгорания, дополнительно определяют наличие признака максимального открытия крана подачи топлива в камеру сгорания, и при одновременном выполнении условий -(dnвд/dt)>-(dnвд/dt)погас, -(dPк*/dt)>(dPк*/dt)погас, -(dTT/dt)>(dTT/dt)погас и (dAдк/dt)погас или одновременном выполнении условий -(dnвд/dt)>(dnвд/dt)погас, -(dPк*/dt)>(dPк*/dt)погас, -(dTT/dt)>(dTT/dt)погас и признака ограничения максимального открытия крана подачи топлива в камеру сгорания формируют признак погасания камеры сгорания.

Предлагаемый способ обеспечивает повышение достоверности определения погасания камеры сгорания за счет использования характерной особенности поведения крана подачи топлива в камеру сгорания в этом процессе. В то время как при погасании камеры сгорания значения основных параметров ГТД снижаются, кран подачи топлива в камеру сгорания открывается вплоть до достижения ограничения его максимального открытия. Такое поведение крана подачи топлива в камеру сгорания объясняется тем, что управляющая им автоматика стремится поддержать режим ГТД за счет увеличения подачи топлива в камеру сгорания. Подобное (разнонаправленное) сочетание поведения параметров двигателя возможно только при погасании камеры сгорания. Введение дополнительного признака по крану дозирования топлива в камеру сгорания делает предлагаемый способ менее чувствительным к скорости изменения параметров ГТД nвд, Р*к, TT. Поэтому величины уставок (dnвд/dt)погас, (dPк*/dt)погас, (dTT/dt)погас могут быть уменьшены, чтобы исключить ложное срабатывание при выполнении резкого снижения режима работы двигателя.

Величины уставок (dnвд/dt)погас, (dPк*/dt)погас, (dTT/dt)погас, (dAдк/dt)погас определяют с учетом переходных процессов при погасании камеры сгорания ГТД и при резком сбросе режима двигателя.

На чертеже изображена схема ГТД, снабженного устройством для реализации предложенного способа.

Устройство включает в себя:

кран подачи топлива в камеру сгорания 1;

блок 2, в котором измеряют давление Р*к, вычисляют величину первой производной по времени dPк*/dt и инвертируют ее знак;

блок 3, в котором измеряют положение крана подачи топлива в камеру сгорания Адк и вычисляют величину первой производной по времени dAдк/dt;

блок 4, в котором измеряют частоту вращения nвд, вычисляют величину первой производной по времени dnвд/dt и инвертируют ее знак;

блок 5, в котором измеряют температуру TT, вычисляют величину первой производной по времени dTT/dt и инвертируют ее знак.

Блоки 6, 7, 8, 9 осуществляют сравнение текущих значений производных замеряемых параметров с их уставками и при превышении уставок формируют признаки погасания камеры сгорания по каждому из параметров.

Блок 10 формирует признак погасания камеры сгорания при наличии любого из признаков (dAдк/dt)>(dAдк/dt)погас или .

Блок 11 формирует общий признак погасания камеры сгорания при одновременном наличии признаков от блоков 6, 8, 9, 10.

Способ осуществляется следующим образом.

Измеряются параметры nвд, Р*к, TT ГТД положение Адк крана подачи топлива в камеру сгорания и вычисляются их производные по времени (блоки 2, 3, 4, 5).

Величины производных передаются в блоки сравнения 6, 7, 8, 9, где сравниваются с уставками и в случае превышения заданных уставок формируются признаки погасания камеры сгорания по отдельным параметрам.

Признак камеры сгорания от блока 7 поступает в блок 10, где формируется признак погасания камеры сгорания при наличии любого из признаков (dAдк/dt)>(dAдк/dt)погас или .

При наличии признаков погасания камеры сгорания от всех блоков 6, 8, 9, 10 блок 11 выдает общий признак погасания камеры сгорания.

Предложенный способ повышает надежность работы камеры сгорания и ГТД в целом.

Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, согласно которому измеряют частоту вращения nвд ротора высокого давления турбокомпрессора, давление Р*к воздуха за турбокомпрессором, температуру Тт газов за турбиной, определяют первые производные по времени dnвд/dt, dPк*/dt, dTт/dt и формируют заданные положительные значения уставок (dnвд/dt)погас, (dPк*/dt)погас, (dTт/dt)погас, характеризующие погасание камеры сгорания, отличающийся тем, что дополнительно измеряют положение крана подачи топлива в камеру сгорания Адк, определяют первую производную по времени dAдк/dt, формируют заданное положительное значение уставки (dAдк/dt)погас, характеризующее погасание камеры сгорания, дополнительно определяют наличие признака максимального открытия крана подачи топлива в камеру сгорания и при одновременном выполнении условий -(dnвд/dt)>-(dnвд/dt)погас, -(dPк*/dt)>(dPк*/dt)погас, -(dTт/dt)>(dTт/dt)погас и (dAдк/dt)>(dAдк/dt)погас или одновременном выполнении условий -(dnвд/dt)>(dnвд/dt)погас, -(dPк*/dt)>(dPк*/dt)погас, -(dTт/dt)>(dTт/dt)погас и признака ограничения максимального открытия крана подачи топлива в камеру сгорания формируют признак погасания камеры сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу регулирования газотурбинных двигателей двухмоторного вертолета. В частности, изобретение касается способа обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем (4), двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем (5).

Изобретения включают газотурбинный двигатель летательного аппарата и способы мониторинга газотурбинного двигателя /варианты/. Газотурбинный двигатель содержит средства, выполненные с возможностью выдачи по меньшей мере одного измерения превышения скорости, когда один из каналов измерения вышел из строя, а также по меньшей мере одно средство сравнения измерения превышения скорости по меньшей мере с одним контрольным режимом, определенным в зависимости от включенной функции защиты.

Cпособ относится к регулированию работы газовой турбины в ответ на бедный срыв пламени в камере сгорания. Газовая турбина содержит две камеры сгорания.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам автоматической защиты газотурбинного двигателя от раскрутки турбины при ее отсоединении от вала компрессора.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к средствам защиты двигателей самолетов от неконтролируемого превышения частоты оборотов вала. Технический результат: повышенная помехозащищенность, высокая точность измерения частоты.

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

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 газотурбинным двигателям, а именно к способам определения погасания камеры сгорания ГТД, преимущественно, наземных установок, например, на газоперекатывающих агрегатах. При осуществлении способа измеряют частоту вращения nвд ротора высокого давления турбокомпрессора, давление Р*к воздуха за турбокомпрессором, температуру TT газов за турбиной, определяют первые производные по времени dnвдdt, dPк*dt, dTTdt и формируют заданные положительные значения уставок погас, погас, погас, характеризующие погасание камеры сгорания. Дополнительно измеряют положение крана подачи топлива в камеру сгорания Адк, определяют первую производную по времени dAдкdt, формируют заданное положительное значение уставки погас, характеризующее погасание камеры сгорания, дополнительно определяют наличие признака максимального открытия крана подачи топлива в камеру сгорания и при одновременном выполнении условий ->-погас, ->погас, ->погас и >погас или одновременном выполнении условий ->погас, ->погас, ->погас и признака ограничения максимального открытия крана подачи топлива в камеру сгорания формируют признак погасания камеры сгорания. Предложенный способ повышает надежность работы камеры сгорания и ГТД в целом. 1 ил.

Наверх