RU2255247C1 - Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- 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
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 сравнение с его пороговым значением и формирование сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре при превышении величины предполагает дополнительное измерение частоты вращения ротора высокого давления nвд, сравнение его с пороговым значением В случае, если 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 сравнение с его пороговым значением и формирование сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре при превышении величины предполагает согласно изобретению, дополнительное измерение частоты вращения ротора высокого давления nвд, сравнение его с пороговым значением и в случае, если 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 определяется допустимой величиной снижения режима при возникновении помпажа:
- величина nвд, соответствующая ограничиваемому “снизу” режиму двигателя во время взлета самолета (блокировка взлетного режима);
Δnвд - постоянная величина, зависящая от типа двигателя.
В случае, если 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
Блок 2 - блок сравнения, который осуществляет сравнение текущего значения с параметром представляющим собой предельно допустимое значение параметра при помпаже двигателя.
Блок 3 представляет собой блок сравнения, осуществляющий сравнение текущего значения частоты вращения nвд с его пороговым значением
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 поступает на вход блока 2, где осуществляется сравнение текущего значения с пороговой величиной
При 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 При 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 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)
- Способ защиты турбокомпрессора, включающий измерение давления воздуха за компрессором (Рk), определение скорости его изменения сравнение с его пороговым значением и формирование сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре при превышении величины отличающийся тем, что дополнительно измеряют частоту вращения ротора высокого давления nвд, сравнивают его с пороговым значением и в случае, если блокируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнал на включение перепуска воздуха в компрессоре.
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)
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 |
-
2003
- 2003-12-01 RU RU2003134681/06A patent/RU2255247C1/ru active
Cited By (7)
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 |