Способ диагностики погасания малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя на запуске

Авторы патента:

F02C9/46 - аварийная система управления топливоподачей

Владельцы патента RU 2781671:

Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" (RU)

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях. Способ содержит измерение температуры газа за турбиной высокого давления Тт термопарами, измерения частоты вращения ротора высокого давления Nвд. Дополнительно измеряют температуру воздуха за компрессором Тк, которую сравнивают с температурой Тт каждой термопары за турбиной высокого давления и при отклонении на заранее заданную величину предельного отклонения температуры Тпред по любой из термопар, в течение 0,4-0,7 секунды формируют логический сигнал о погасании малоэмиссионной камеры сгорания, при условии, что Nвд < 9000 об/мин. Кроме того, отклонение температуры Тт каждой термопары за турбиной высокого давления измеряют в течение 0,4-0,7 секунды, в качестве заранее заданной величины предельного отклонения температуры Тпред применяют 75-85°С. Предлагаемое изобретение позволяет обеспечить повышение надежности функционирования алгоритма контроля погасания малоэмиссионной камеры сгорания по параметрам частоты вращения ротора и температуры за турбиной и, в целом, повышение надежности газотурбинного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

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

Газотурбинные двигатели с низкоэмиссионными (малоэмиссионными) камерами сгорания (МЭКС), характеризующиеся низким содержанием вредных выбросов и высокой степенью сгорания топлива, работают с так называемой «бедной смесью», то есть соотношение подаваемого в камеру сгорания (КС) топлива и воздуха существенно меньше идеального стехиометрического соотношения топливо-окислитель. Это приводит к тому, что в процессе запуска и при работе двигателя вблизи «малого газа» КС работает неустойчиво. Погасание камеры сгорания происходит при прекращении увеличения расхода топлива в процессе разгона или при длительной работе на «малом газу», вызванной технологической необходимостью, пропуск момента погасания камеры сгорания может привести к выдаче от системы управления управляющего воздействия на увеличение расхода топлива по обратной связи по параметрам двигателя (например, по частоте вращения ротора), что может повлечь за собой повторное воспламенение топлива в КС и физическое ее повреждение, а также повреждение выхлопной шахты двигателя.

Для своевременного определения момента погасания камеры сгорания известен способ (Патент RU № 2430252, МПК F02C 9/46, публ. 27.09.2011), в котором измеряются основные параметры, характеризующие работу двигателя, такие как частота вращения ротора высокого давления и температура за турбиной высокого давления, полученные величины сравниваются с установленными условиями работы для конкретного двигателя (уставками) и при значениях, когда не выполняются установленные условия, формируют признак погасания камеры сгорания.

Недостатком известного способа является низкая надежность функционирования алгоритма контроля погасания камеры сгорания только по производным параметров частоты вращения ротора, давления за компрессором и температуры за турбиной.

Наиболее близким аналогом по технической сущности и принятым за прототип, является способ диагностики погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя (Патент RU № 2693338, МПК F02C 9/46, опубл. 02.07.2019), заключающийся в том, что измеряют основные параметры, характеризующие работу двигателя - частоту вращения ротора высокого давления Nвд, и температуру за турбиной высокого давления Тт, сравнивают с уставками и формируют признак погасания.

Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и не может быть реализовано при использовании прототипа, является низкая надежность функционирования газотурбинного двигателя за счет низкой надежности работы алгоритма определения погасания камеры сгорания, например, в случае погасания КС при работающем стартере, когда алгоритм определения погасания по контролю производных не работает.

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования алгоритма контроля погасания малоэмиссионной камеры сгорания по параметрам частоты вращения ротора и температуры за турбиной и в целом повышение надежности газотурбинного двигателя.

Техническая проблема решается тем, что в способе диагностики погасания малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя на запуске, содержащем измерение температуры газа за турбиной высокого давления Тт термопарами, измерения частоты вращения ротора высокого давления Nвд, согласно изобретению, дополнительно измеряют температуру воздуха за компрессором Тк, которую сравнивают с температурой Тт каждой термопары за турбиной высокого давления и при отклонении на заранее заданную величину предельного отклонения температуры Тпред по любой из термопар, в течении 0,4- 0,7 секунды формируют логический сигнал о погасании малоэмиссионной камеры сгорания, при условии , что Nвд < 9000 об/мин.

Кроме того, согласно изобретению, отклонение температуры Тт каждой термопары за турбиной высокого давления измеряют в течении 0,4- 0,7 секунды.

Кроме того, согласно изобретению, в качестве заранее заданной величины предельного отклонения температуры Тпред применяют 75-85 °С.

В отличии от прототипа, дополнительно измеряют температуру воздуха за компрессором Тк, которую сравнивают с температурой Тт каждой термопары за турбиной высокого давления и при отклонении на заранее заданную величину предельного отклонения температуры Тпред по любой из термопар, в течении 0,4- 0,7 секунды формируют логический сигнал о погасании малоэмиссионной камеры сгорания при условии , что Nвд < 9000 об/мин, что позволяет повысить надежность функционирования алгоритма контроля погасания камеры сгорания по параметрам частоты вращения ротора и температуры за турбиной.

Если частота вращения ротора высокого давления Nвд <9000 об/мин, то в этом диапазоне алгоритм сохраняет свою надежность.

Если частота вращения ротора высокого давления Nвд> 9000 об/мин, то способ может привести к ложному формированию сигнала «Погасание МЭКС».

Если формируют логический сигнал о погасании МЭКС течении менее 0,4 секунды, то возможно возникновение ложного формирования сигнала «Погасание МЭКС» из-за помех в каналах измерения.

Если формируют логический сигнал о погасании МЭКС более 0,7 секунды, то будет необоснованно большая задержка срабатывания сигнала о погасании.

Кроме того, отклонение температуры Тт каждой термопары за турбиной высокого давления измеряют в течении 0,4- 0,7 секунды, что позволяет исключить ложное срабатывание алгоритма.

Если отклонение температуры Тт каждой термопары за турбиной высокого давления измеряют в течении менее 0,4 секунды, то возможно возникновение ложного формирования сигнала «Погасание МЭКС» из-за помех в каналах измерения.

Если отклонение температуры Тт каждой термопары за турбиной высокого давления измеряют в течении более 0,7 секунды, то будет необоснованно большая задержка срабатывания сигнала о погасании. Кроме того, в качестве заранее заданной величины предельного отклонения температуры Тпред применяют 75-85°С.

Если заранее заданная величина предельного отклонения температуры Тпред меньше 75 °С, то порог диагностики погасания будет очень низким. Если заранее заданная величина предельного отклонения температуры Тпред больше 85°С, то время диагностики сигнала будет значительным.

Приведены примеры осуществления способа диагностики погасания МЭКС ГТД на запуске.

Пример 1.

Способ содержит измерение температуры газа за турбиной высокого давления (ТВД) Тт термопарами, измерения частоты вращения ротора высокого давления (РВД) Nвд. Дополнительно измеряют температуру воздуха за компрессором Тк, которую сравнивают с температурой Тт каждой термопары за ТВД и при отклонении на заранее заданную величину предельного отклонения температуры Тпред 77°С по любой из термопар, в течение 0,45 секунды формируют логический сигнал о погасании МЭКС, при условии, что Nвд <9000 об/мин. При этом отклонение температуры Тт каждой термопары за ТВД измеряют в течение 0,5 секунды.

Пример 2.

Способ содержит измерение температуры газа за ТВД Тт термопарами, измерения частоты вращения РВД Nвд. Дополнительно измеряют температуру воздуха за компрессором Тк, которую сравнивают с температурой Тт каждой термопары за ТВД и при отклонении на заранее заданную величину Тпред 81°С по любой из термопар, в течение 0,58 секунды формируют логический сигнал о погасании МЭКС, при условии, что Nвд <9000 об/мин. При этом отклонение температуры Тт каждой термопары за ТВД измеряют в течение 0,55 секунды.

Пример 3.

Способ содержит измерение температуры газа за ТВД Тт термопарами, измерения частоты вращения РВД Nвд. Дополнительно измеряют температуру воздуха за компрессором Тк, которую сравнивают с температурой Тт каждой термопары за ТВД и при отклонении на заранее заданную величину Тпред 83°С по любой из термопар, в течение 0,61 секунды формируют логический сигнал о погасании МЭКС, при условии, что Nвд <9000 об/мин. При этом отклонение температуры Тт каждой термопары за ТВД измеряют в течение 0,60 секунды.

Положительный технический результат получен во всех представленных примерах осуществления.

На фиг. 1 представлена структурная блок-схема для реализации предлагаемого способа.

Блок Nвд представляет собой датчик измерения частоты вращения ротора высокого давления. Выход данного блока соединен с входом блока 1. Датчик измерения частоты вращения может быть выполнен в виде индукционного датчика частоты вращения ДЧВ.

Блок Тк представляет собой датчик измерения температуры газов за компрессором высокого давления, выход блока Тк соединен с входами блоков 2 – 13 (блоки 3-12 не показаны). Датчик измерения температуры газов может быть выполнен в виде малоинерционной хромель-алюмелевой термопары с закрытым горячим спаем, например, марки ТК-162М.

Блок Тт1, Тт12 представляют собой датчики измерения температуры газов за турбиной высокого давления и каналы измерения (без позиции). Содержатся также идентичные блоки Тт2 – Тт11, которые на фиг.1 условно не показаны. Выходы блоков Тт1– Тт12 соединены с входами блоков 2 - 13. Датчики измерения температуры газов за турбиной высокого давления могут быть выполнены в виде малоинерционной хромель-алюмелевой термопары с закрытым горячим спаем, например, марки ТК-162М.

Блок 1 представляет из себя логический блок сравнения и формирует логическую единицу при выполнении условия Nвд <9000 об/мин. Выход блока 1 соединен со входом блока 15.

Идентичные блоки 2 - 13 (блоки 3-12 на фиг. 1 условно не показаны) представляют собой арифметические логические блоки, которые формируют логическую единицу при уменьшении разницы входных сигналов меньше, чем 80 °С, например, если Тт1 – Тк <80°С, то блок 2 на выходе сформирует логическую единицу «1». Выходы блоков 2 – 13 поступают на вход блока 14.

Блок 14 представляет собой логический блок «ИЛИ». Выход блока 14 поступает на вход блока 15.

Блок 15 представляет собой логический блок «И». На выходе блок при выполнении условий погасания камеры сгорания формирует логическую единицу, что соответствует сигналу «Погасание камеры сгорания».

Способ диагностики погасания малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя на запуске успешно прошел экспериментальные испытания на компрессорных станциях «Пермская» и «Чайковская», в результате чего расчетным способом были определены существенные значения представленных параметров технического решения. В настоящее время способ управления малоэмиссионным режимом газотурбинного двигателя внедрен в САУ ГТУ мощностью 16 МВт и 25 МВт с МЭКС.

Предлагаемый способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя реализован в системах автоматического управления газотурбинных установок (ГТУ) из состава газоперекачивающих агрегатов и газотурбинных электростанций различных мощностей.

Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными существенными признаками в совокупности с известными признаками, позволяет обеспечить повышение надежности функционирования алгоритма контроля погасания малоэмиссионной камеры сгорания по параметрам частоты вращения ротора и температуры за турбиной и, в целом, повышение надежности газотурбинного двигателя.

1. Способ диагностики погасания малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя на запуске, содержащий измерение температуры газа за турбиной высокого давления Тт термопарами, измерения частоты вращения ротора высокого давления Nвд, отличающийся тем, что дополнительно измеряют температуру воздуха за компрессором Тк, которую сравнивают с температурой Тт каждой термопары за турбиной высокого давления и при отклонении на заранее заданную величину предельного отклонения температуры Тпред по любой из термопар, в течение 0,4-0,7 секунды формируют логический сигнал о погасании малоэмиссионной камеры сгорания, при условии, что Nвд < 9000 об/мин.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что отклонение температуры Тт каждой термопары за турбиной высокого давления измеряют в течение 0,4-0,7 секунды.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве заранее заданной величины предельного отклонения температуры Тпред применяют 75-85°С.

Изобретение может быть использовано в области нефтехимии. Способ резервного энергообеспечения комплекса по производству сжиженного природного газа заключается в том, что при снижении количества исходного природного газа, поступающего на питание электростанции собственных нужд, ниже допустимого значения, питание электростанции собственных нужд осуществляют посредством сжиженного природного газа, откачиваемого из емкости для его хранения, который предварительно подвергают испарению.

Способ останова двигателя при обрыве ротора турбины // 2703581

Изобретение относится к многовальным газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного и наземного применения. Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является повышение надежности работы ГТД с применением способа останова ГТД при обрыве вала турбины, а также расширение области применения этого способа на других ГТД.

Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя // 2693338

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях. Способ заключается в том, что измеряют основные параметры, характеризующие работу двигателя и сравнивают с уставками.

Способ управления бистабильным вентилем выключения для авиационного двигателя // 2681403

Изобретением предложен способ управления бистабильным вентилем выключения для авиационного двигателя, соединенным с двумя каналами управления, при этом вентиль содержит пластину, подвижную между первым положением, в котором вентиль закрыт, и вторым положением, в котором вентиль открыт, причем способ содержит следующие этапы, на которых по одному из каналов управления передают сигнал закрывания, воздействующий на пластину в направлении первого положения; по другому каналу управления передают сигнал открывания, воздействующий на пластину в направлении второго положения; при этом, согласно изобретению, амплитуду сигнала закрывания устанавливают в рабочем значении, предназначенном для непрерывного воздействия на пластину в направлении первого положения в интервале времени заданной продолжительности; при этом, в этом же интервале времени амплитуду сигнала открывания устанавливают в значениях, колеблющихся между рабочим значением, предназначенным для воздействия на вентиль в направлении второго положения, и нерабочим значением, при котором подвижный элемент не подвергается воздействию, при этом рабочие значения обоих сигналов в совокупности регулируют так, чтобы прикладывать к пластине взаимно уничтожающиеся силы и поддерживать пластину неподвижной, когда оба сигнала, поступающие на вентиль, принимают одновременно указанные рабочие значения в заданном интервале времени.

Устройство защиты от заброса оборотов авиационного двигателя // 2680904

Изобретение относится к устройству защиты от заброса оборотов двигателя летательного аппарата. Устройство содержит: источник (S) напряжения, выполненный с возможностью выдавать напряжение отрицательной или положительной полярности, логическое устройство (ECA) управления, последовательно соединенное с источником (S) напряжения, первый и второй электронные блоки (ECU#1 и ECU#2), последовательно соединенные с источником (S) напряжения и с логическим устройством (ECA) управления, причём каждый электронный блок содержит соответственно первый и второй датчики скорости, а также первый и второй нормально замкнутые выключатели.

Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя // 2680019

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.

Способ обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем и соответствующее устройство // 2674171

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).

Газотурбинный двигатель, содержащий систему мониторинга, содержащую модуль включения функции защиты газотурбинного двигателя, и способ мониторинга // 2619661

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.

Способ и система регулирования для газовой турбины // 2614471

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

Способ защиты двухконтурного турбореактивного двигателя от помпажа при эксплуатации // 2613758

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок. Периодически в каждый промежуток времени 0,01…0,1 с измеряют давление за компрессором высокого давления Рк и при отклонении величины давления более 1-100% относительно измерения, предшествовавшего текущим значениям, при постоянном значении n1, производят остановку двигателя.