RU2255247C1 - Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2255247C1
RU2255247C1 RU2003134681/06A RU2003134681A RU2255247C1 RU 2255247 C1 RU2255247 C1 RU 2255247C1 RU 2003134681/06 A RU2003134681/06 A RU 2003134681/06A RU 2003134681 A RU2003134681 A RU 2003134681A RU 2255247 C1 RU2255247 C1 RU 2255247C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
signal
combustion chamber
value
block
Prior art date
Application number
RU2003134681/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2003134681A (ru
Inventor
А.Н. Саженков (RU)
А.Н. Саженков
Ю.С. Савенков (RU)
Ю.С. Савенков
Ю.И. Тимкин (RU)
Ю.И. Тимкин
Ю.А. Трубников (RU)
Ю.А. Трубников
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2003134681/06A priority Critical patent/RU2255247C1/ru
Publication of RU2003134681A publication Critical patent/RU2003134681A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2255247C1 publication Critical patent/RU2255247C1/ru

Links

Landscapes

  • Supercharger (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем. Способ защиты турбокомпрессора, включающий измерение давления воздуха за компрессором (Рk), определение скорости его изменения
Figure 00000001
сравнение с его пороговым значением
Figure 00000002
и формирование сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре при превышении величины
Figure 00000003
предполагает дополнительное измерение частоты вращения ротора высокого давления nвд, сравнение его с пороговым значением
Figure 00000004
В случае, если
Figure 00000005
блокируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнал на включение перепуска воздуха в компрессоре. Изобретение позволяет повысить безопасность полета за счет предотвращения падения тяги двигателя ниже критического значения в процессе взлета. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем (ГТД), в частности, путем предотвращения помпажа компрессора, характеризуемого сильными низкочастотными колебаниями параметров потока в проточной части ГТД.
Известны способы диагностики и защиты турбокомпрессора ГТД от помпажа, в которых контролируемыми параметрами служат:
- полное давление воздуха за компрессором высокого давления (Рквд);
- частота вращения роторов высокого и низкого давления (nвд, nнд);
- яркостная температура излучения нагретых поверхностей элементов конструкции газотурбинного двигателя (Т*) [1,2,3].
В известных способах был использован 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 подается сигнал критической ситуации, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости.
Однако, известные способы не предусматривают блокировки сигнала критической ситуации (“помпаж”) и/или действий, выполняемых по этому сигналу, что в реальных условиях эксплуатации двигателей на самолете может привести к нежелательным последствиям (усложнение условий пилотирования, аварийная ситуация, катастрофа).
Наиболее близким к предлагаемому является способ защиты турбокомпрессора от помпажа, согласно которому при превышении контролируемыми параметрами пороговых величин формируется сигнал на отсечку топлива в камеру сгорания и сигнал на перепуск воздуха компрессора [4]. Известный способ не предусматривает блокировку сформированных сигналов на отсечку топлива в камеру сгорания и перепуск воздуха компрессора. То есть в реальных условиях эксплуатации, например, на взлете при формировании сигнала критической ситуации (“помпаж”) может произойти выключение подачи топлива в двигатель. Это вызовет резкое падение тяги двигателя, как следствие, усложнение условий пилотирования, аварийную ситуацию и т.п.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении безопасности полета за счет предотвращения падения тяги двигателя ниже критического значения в процессе взлета.
Сущность изобретения заключается в том, что способ защиты турбокомпрессора, включающий измерение давления воздуха за компрессором (Рk), определение скорости его изменения
Figure 00000007
сравнение с его пороговым значением
Figure 00000008
и формирование сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре при превышении величины
Figure 00000009
предполагает согласно изобретению, дополнительное измерение частоты вращения ротора высокого давления nвд, сравнение его с пороговым значением
Figure 00000010
и в случае, если
Figure 00000011
блокировку сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнала на включение перепуска воздуха в компрессоре.
Измерение частоты вращения ротора высокого давления nвд позволяет дополнительно контролировать параметр, характеризующий режим работы двигателя. Величина порогового параметра
Figure 00000012
определяется допустимой величиной снижения режима при возникновении помпажа:
Figure 00000013
где
Figure 00000014
- величина nвд, соответствующая ограничиваемому “снизу” режиму двигателя во время взлета самолета (блокировка взлетного режима);
Δnвд - постоянная величина, зависящая от типа двигателя.
В случае, если
Figure 00000015
блокировка сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнала на включение перепуска воздуха в компрессоре позволяет предотвратить падение тяги двигателя ниже критического в процессе взлета, тем самым повысить безопасность полета.
На чертеже представлена структурная схема для реализации заявляемого способа защиты турбокомпрессора.
Блок 1 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине давления за компрессором Рк. В блоке 1 осуществляется вычисление первой производной Рк по времени
Figure 00000016
Блок 2 - блок сравнения, который осуществляет сравнение текущего значения
Figure 00000017
с параметром
Figure 00000018
представляющим собой предельно допустимое значение параметра
Figure 00000019
при помпаже двигателя.
Блок 3 представляет собой блок сравнения, осуществляющий сравнение текущего значения частоты вращения nвд с его пороговым значением
Figure 00000020
Логический блок 4 работает по схеме “И-НЕ”. При одновременном наличии на двух входах блока 4 сигналов, поступающих с блоков 2 и 3, происходит блокировка выходного сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и на включение перепуска воздуха в компрессоре.
Способ осуществляется следующим образом.
На вход блока 1 поступает сигнал, характеризующий величину давления за компрессором Рк. Выходной сигнал I1 с блока 1, характеризующий величину
Figure 00000021
поступает на вход блока 2, где осуществляется сравнение текущего значения
Figure 00000022
с пороговой величиной
Figure 00000023
При
Figure 00000024
с выхода блока 2 на вход блока 4 и на регистрирующее устройство поступает сигнал I2, характеризующий состояние неустойчивой работы компрессора (сигнал “помпаж”).
Блок 3, на вход которого поступает сигнал о величине nвд, сравнивает ее с величиной
Figure 00000025
При
Figure 00000026
сигнал на выходе блока 3 отсутствует (I3=0) и не поступает на вход блока 4. Если одновременно с этим на вход блока 4 с выхода блока 2 поступает сигнал “помпаж” (I3=0, I2=1), то на выходе блока 4 формируется сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания и на включение перепуска воздуха в компрессоре (I4=1).
При
Figure 00000027
на выходе блока 3 формируется сигнал I3=1, поступающий на вход блока 4.
При поступлении сигналов I3=1 и I2=1 на вход блока 4, на выходе блока 4 сигнал I4 будет отсутствовать (I4=0), что заблокирует отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре.
Источники информации
1. Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов, Москва, “Машиностроение”, 1989, стр. 102.
2. Патент РФ №2098668, F 04 D 27/02, 1997 г.
3. Патент РФ №2187711, F 04 D 27/02, 2002 г.
4. Патент РФ №2041399, F 04 D 27/02, 1991 г. - прототип.

Claims (1)

  1. Способ защиты турбокомпрессора, включающий измерение давления воздуха за компрессором (Рk), определение скорости его изменения
    Figure 00000028
    сравнение с его пороговым значением
    Figure 00000029
    и формирование сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре при превышении величины
    Figure 00000030
    отличающийся тем, что дополнительно измеряют частоту вращения ротора высокого давления nвд, сравнивают его с пороговым значением
    Figure 00000031
    и в случае, если
    Figure 00000032
    блокируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнал на включение перепуска воздуха в компрессоре.
RU2003134681/06A 2003-12-01 2003-12-01 Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя RU2255247C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003134681/06A RU2255247C1 (ru) 2003-12-01 2003-12-01 Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003134681/06A RU2255247C1 (ru) 2003-12-01 2003-12-01 Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2003134681A RU2003134681A (ru) 2005-05-20
RU2255247C1 true RU2255247C1 (ru) 2005-06-27

Family

ID=35820116

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003134681/06A RU2255247C1 (ru) 2003-12-01 2003-12-01 Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2255247C1 (ru)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7762125B2 (en) 2006-03-24 2010-07-27 Rolls-Royce Plc Method for monitoring thrust produced by gas turbine engines
RU2467209C2 (ru) * 2007-02-16 2012-11-20 Снекма Устройство контуров отбора воздуха, ступень компрессора, содержащая такое устройство, компрессор, содержащий такую ступень, и турбореактивный двигатель, содержащий такой компрессор
RU2468257C2 (ru) * 2010-11-11 2012-11-27 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления газотурбинным двигателем
RU2474713C2 (ru) * 2010-12-29 2013-02-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ защиты газотурбинного двигателя
RU2530687C2 (ru) * 2009-06-10 2014-10-10 Снекма Способ тестирования системы для защиты турбомашины от заброса оборотов при запуске
RU2604689C2 (ru) * 2011-09-26 2016-12-10 Рено С.А.С. Способ и система диагностики силовой установки с двумя многоступенчатыми турбокомпрессорами
RU2670469C1 (ru) * 2017-10-19 2018-10-23 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Способ защиты газотурбинного двигателя от многократных помпажей компрессора

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7762125B2 (en) 2006-03-24 2010-07-27 Rolls-Royce Plc Method for monitoring thrust produced by gas turbine engines
RU2467209C2 (ru) * 2007-02-16 2012-11-20 Снекма Устройство контуров отбора воздуха, ступень компрессора, содержащая такое устройство, компрессор, содержащий такую ступень, и турбореактивный двигатель, содержащий такой компрессор
RU2530687C2 (ru) * 2009-06-10 2014-10-10 Снекма Способ тестирования системы для защиты турбомашины от заброса оборотов при запуске
RU2468257C2 (ru) * 2010-11-11 2012-11-27 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления газотурбинным двигателем
RU2474713C2 (ru) * 2010-12-29 2013-02-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ защиты газотурбинного двигателя
RU2604689C2 (ru) * 2011-09-26 2016-12-10 Рено С.А.С. Способ и система диагностики силовой установки с двумя многоступенчатыми турбокомпрессорами
RU2670469C1 (ru) * 2017-10-19 2018-10-23 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Способ защиты газотурбинного двигателя от многократных помпажей компрессора

Also Published As

Publication number Publication date
RU2003134681A (ru) 2005-05-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2976984C (en) Shaft event detection in gas turbine engines
US4622808A (en) Surge/stall cessation detection system
US3852958A (en) Stall protector system for a gas turbine engine
CA2348342C (en) Surge detection system of gas turbine aeroengine
US5051918A (en) Gas turbine stall/surge identification and recovery
EP1069296B1 (en) A method of obtaining an indication of the power output of a turbine
US11391218B2 (en) Method and system for setting power of an aircraft engine
RU2764225C2 (ru) Способ и устройство для выявления условий, способствующих возникновению помпажа, для защиты компрессора газотурбинного двигателя самолета
EP3199784B1 (en) Fuel flow control
US10605166B2 (en) System and method for variable geometry mechanism control
RU2255247C1 (ru) Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя
CA3107034A1 (en) System and method for monitoring a bleed valve of a gas turbine engine
EP3705702A1 (en) Aircraft engine reignition
Christensen et al. Development and demonstration of a stability management system for gas turbine engines
RU2310100C2 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора
RU2305788C2 (ru) Способ аварийной защиты газотурбинного двигателя при отказах и неисправностях
EP0670425B1 (en) Method of surge detection
RU2602644C1 (ru) Способ защиты двухконтурного турбореактивного двигателя от раскрутки турбины низкого давления
RU2295654C1 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления (варианты)
EP3623608B1 (en) Method and system for adjusting a variable geometry mechanism
RU2329388C1 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя
RU2482024C2 (ru) Способ управления силовой установкой вертолета
RU2306446C1 (ru) Способ управления силовой установкой самолета
RU2813647C1 (ru) Способ автоматического управления силовой установкой самолета при снижении тяги одного из двигателей на взлетном режиме
RU2670469C1 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от многократных помпажей компрессора

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Effective date: 20101007

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007

Effective date: 20110826

PD4A Correction of name of patent owner