RU2789806C1 - Способ автоматической защиты газотурбинного двигателя от помпажа - Google Patents

Способ автоматической защиты газотурбинного двигателя от помпажа Download PDF

Info

Publication number
RU2789806C1
RU2789806C1 RU2022119959A RU2022119959A RU2789806C1 RU 2789806 C1 RU2789806 C1 RU 2789806C1 RU 2022119959 A RU2022119959 A RU 2022119959A RU 2022119959 A RU2022119959 A RU 2022119959A RU 2789806 C1 RU2789806 C1 RU 2789806C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
combustion chamber
compressor
turbine engine
parameter
Prior art date
Application number
RU2022119959A
Other languages
English (en)
Inventor
Алексей Николаевич Саженков
Юрий Семенович Савенков
Original Assignee
Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель"
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" filed Critical Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель"
Application granted granted Critical
Publication of RU2789806C1 publication Critical patent/RU2789806C1/ru

Links

Images

Abstract

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в САУ ГТД для различных типов летательных аппаратов. Изобретение также может быть применено в САУ газотурбинных установок для электростанций, нагнетателей магистральных газопроводов, силовых газотурбинных установок морских и речных судов и т.д. В способе автоматической защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора, предусматривающем измерение параметра давления за компрессором Рк*, измерение параметра частоты вращения ротора высокого давления nвд, измерение параметра давления на входе в двигатель Рвх*, формирование сигнала «помпаж» с последующим выключением подачи топлива в камеру сгорания и включением перепуска воздуха в компрессоре, снятие сигнала «помпаж» после устранения помпажа, формирование сигнала на включение подачи топлива в камеру сгорания, дозирование топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя по закону управления приемистостью
Figure 00000025
вд/Рвх* = const, где
Figure 00000026
- первая производная по времени параметра nвд, дополнительно измеряют параметр расхода топлива Gт в камере сгорания, при этом в процессе приёмистости осуществляют ограничение дозируемого расхода топлива в камере сгорания согласно зависимости Gт/Рк* = f(
Figure 00000027
), где
Figure 00000027
=
Figure 00000028
,
Figure 00000027
- приведенная частота вращения ротора высокого давления, Твх* - температура воздуха на входе в газотурбинный двигатель, а закрытие клапанов перепуска компрессора осуществляют при достижении заданных значений параметров в процессе приёмистости. Таким образом с оптимальным быстродействием осуществляется плавное, без чрезмерных забросов топлива надежное восстановление тяги газотурбинного двигателя после срабатывания защиты от помпажа компрессора. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей для различных типов летательных аппаратов. Изобретение также может быть применено в САУ газотурбинных установок для электростанций, нагнетателей магистральных газопроводов, силовых газотурбинных установок морских и речных судов и т.д.
Известны способы защиты компрессора газотурбинного двигателя (ГТД) от помпажа, в которых контролируемыми параметрами могут служить следующие: давление воздуха за компрессором Рк*, температура газов Тг, частоты вращения роторов высокого nвд и низкого давлений nнд, а также другие внутридвигательные параметры и их комплексы (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 В64D 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 ГТД от помпажа используется принцип измерения контролируемых параметров и/или их производных, последующего сравнения их фактических или относительных величин с соответствующими величинами предельно допустимых (пороговых) значений. При превышении фактическими или относительными величинами соответствующих допустимых формируется сигнал критической ситуации, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости потока – сигнал «помпаж». При наличии сигнала «помпаж» в автоматическом режиме выполняется кратковременное прекращение подачи топлива в камеру сгорания и/или открытие клапанов перепуска воздуха из компрессора, что, как правило, позволяет надежно восстановить газодинамическую устойчивость работы компрессора. После устранения неустойчивого режима работы сигнал «помпаж» снимается (не формируется), далее возобновляют подачу топлива в камеру сгорания двигателя и закрывают клапаны перепуска воздуха, что обеспечивает восстановление тяги двигателя до величины, предшествовавшей моменту помпажа.
Безусловно, прекращение подачи топлива в камеру сгорания надежно обеспечивает вывод компрессора ГТД из помпажа, однако у рассмотренных аналогов есть недостаток: для современных турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности характерен предельный уровень параметров рабочего цикла и минимально необходимые запасы газодинамической устойчивости (ГДУ), что при восстановлении режима таких двигателей броском расхода топлива от нуля до величины, предшествовавшей потере ГДУ (за время ~ 1…2 с), приводит к возможности возникновения повторного помпажа. Это, в свою очередь, влечет за собой повторное срабатывание противопомпажной системы и, как следствие, затруднения в восстановлении режима ГТД.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности является способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора (Патент RU 2310100, МПК F04D 27/02, опубл. 10.11.2007), который предусматривает измерение давления воздуха за компрессором Рк*, определение скорости изменения этого давления ΔРк/Δτ, сравнение скорости изменения давления с её пороговым значением и при её превышении формирование сигнала «помпаж», после чего формируется сигнал на выключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре, при этом после снятия сигнала «помпаж» формируется сигнал на включение подачи топлива в камеру сгорания, а дозирование топлива в камеру сгорания ГТД производится по закону управления приемистостью
Figure 00000001
/
Figure 00000002
= const, где
Figure 00000003
– первая производная по времени параметра частоты вращения nвд.
К недостаткам прототипа следует отнести:
1. Низкую эффективность алгоритма восстановления тяги, приводящая в ряде случаев к повторным помпажам. Данный недостаток обусловлен тем, что:
1.1. При регулировании первой производной параметра nвд в динамике возможны повышенные погрешности регулирования (до 15 …40 % и более), особенно на начальном этапе восстановления тяги, когда в результате отсечки топлива в камеру сгорания частота вращения nвд еще продолжает снижаться за счет инерционности ротора турбокомпрессора, а примененная программа управления
Figure 00000004
/
Figure 00000002
= const в темпе приемистости восстанавливает режим путем подачи повышенных избытков топлива в камеру сгорания. В результате такой ситуации возможен повторный помпаж и системные трудности с восстановлением тяги;
1.2. Исходя из чертежа, поясняющего принцип работы прототипа, следует, что закрытие клапанов перепуска воздуха в компрессоре может произойти сразу после снятия сигнала «помпаж», т.е. фактически независимо от режима ГТД, например, в районе малого газа. Подобная ситуация также может привести к повторному помпажу.
2. Применение критерия ΔРк/Δτ для идентификации помпажа в ряде случаев может привести к значительному количеству ложных срабатываний системы. Так может произойти, например, в случае высокоскоростного, но незначительного снижения параметра давления Рк* (нехарактерного для помпажа), в частности, при набросе нагрузки или открытии клапанов перепуска в компрессоре, а также в случаях кратковременных отказов электропроводки и/или сбоев при аналого-цифровой обработке сигнала давления (пропадание разряда цифрового кода параметра Рк*).
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и невозможно обеспечить при использовании прототипа, является повышенный риск повторных помпажей.
Целью изобретения является повышение запасов газодинамической устойчивости ГТД при восстановлении его тяги после устранения помпажа за счет оптимизации избытков топлива в камере сгорания и своевременного включения клапанов перепуска воздуха.
Поставленная цель достигается тем, что в способе защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора, который предусматривает измерение параметра давления за компрессором Рк*, измерение параметра частоты вращения ротора высокого давления nвд, измерение параметра давления на входе в двигатель
Figure 00000002
, формирование сигнала «помпаж» с последующим выключением подачи топлива в камеру сгорания и включением перепуска воздуха в компрессоре, снятие сигнала «помпаж» после устранения помпажа, формирование сигнала на включение подачи топлива в камеру сгорания, дозирование топлива в камеру сгорания ГТД по закону управления приемистостью
Figure 00000005
/
Figure 00000002
= const, где
Figure 00000003
- первая производная по времени параметра nвд, дополнительно измеряют расход топлива Gт в камере сгорания, при этом осуществляют ограничение дозируемого расхода топлива в камере сгорания согласно зависимости Gт/Рк* = f(
Figure 00000006
), где
Figure 00000006
=
Figure 00000007
, nВДпр – приведенная частота вращения ротора высокого давления,
Figure 00000008
- температура воздуха на входе в ГТД; а закрытие клапанов перепуска компрессора осуществляют при достижении заданных значений параметров в процессе приёмистости.
На фиг. 1 представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ. Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков параметров ГТД, электронный регулятор 2, дозатор топлива 3, клапан останова 4 и клапаны перепуска воздуха 5, ГТД 6.
Блок 1 датчиков представляет собой совокупность датчиков и сигнализаторов, которые обеспечивают измерение параметров рабочего процесса ГТД 6 (частоты вращения роторов высокого nвд и низкого nнд давлений, давления воздуха за компрессором Рк*, температуры газов за турбиной Тг и др.), измерение положения рычага управления двигателем, а также параметров условий полета (температура и давление воздуха на входе в ГТД
Figure 00000009
,
Figure 00000010
), измерение управляющих воздействий (расход топлива Gт в камере сгорания, положение элементов механизации компрессора), положение иных элементов ГТД 6 и самолета.
Электронный регулятор 2 ГТД 6 представляет специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации, формирования управляющих воздействий и информационных сигналов (не показаны) согласно заданным программам управления для обеспечения необходимого уровня тяги и надежной работы ГТД 6.
В электронном регуляторе 2 сигнал «помпаж» формируется при одновременном наличии следующих условий:
1) относительном падении давления воздуха за компрессором на величину, большую
Figure 00000011
= (0,4+0.15),
где
Figure 00000012
- размах пульсационной составляющей давления воздуха;
Figure 00000013
- максимальное давление за каждый цикл колебания.
2) относительной скорости изменения давления
Figure 00000014
,
где
Figure 00000015
- цикл расчета.
Данный метод определения помпажа известен и не является предметом изобретения.
Электронный регулятор 2 двигателя является основным устройством цифровой системы управления ГТД 6 типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Таким устройством, например, в составе турбореактивного двухконтурного двигателя ПС-90А для Ил-96-300 и Ту-214/-204 является электронный регулятор двигателя РЭД-90; или его международный аналог – цифровой блок ЕЕС (Electronic Engine Control) в составе авиационного двигателя CFM56-7B для самолетов Boeing 737.
Дозатор 3 топлива предназначен для автоматического управления подачей топлива в камеру сгорания ГТД 6 по заданным программам. Обычно в статике и в динамике электронный регулятор 2, подавая электрическую команду в дозатор 3, обеспечивает перемещение дозирующего элемента дозатора 3 до тех пор, пока фактическое значение расхода топлива Gт, определяемое электронным регулятором 2, не сравняется с расчетным, которое необходимо в данный момент для поддержания требуемого уровня тяги ГТД 6.
Клапан 4 останова представляет собой типовой отсечной электромагнитный клапан, перекрывающий магистраль подачи топлива в камеру сгорания ГТД 6 по команде из электронного регулятора 2.
Клапаны 5 перепуска воздуха являются стандартными элементами механизации компрессора и предназначены для расширения диапазона устойчивой работы компрессора путем выпуска в наружный контур ГТД 6 или в атмосферу в случае одноконтурного ГТД части воздуха из промежуточных ступеней компрессора. Клапаны 5 перепуска воздуха имеют типовую конструкцию, а сам перепуск воздуха также может осуществляться с помощью заслонок или лент перепуска воздуха. Управление клапанами 5 автоматическое, как правило, в зависимости от приведенной частоты вращения ротора
Figure 00000006
.
ГТД 6 – любой известный тип газотурбинного двигателя или установки. Однако специалистам в области двигателестроения ясно, что предпочтительно, чтобы ГТД был оснащен камерой сгорания с достаточными запасами устойчивой работы, способными обеспечить надежную и бесперебойную работу камеры сгорания при кратковременных прекращениях подачи топлива.
Устройство работает следующим образом: электронный регулятор 2 двигателя по сигналам датчиков из блока 1 по заданным программам управления формирует управляющее воздействие в дозатор топлива 3, который осуществляет требуемое изменение расхода топлива в камере сгорания ГТД 6. При штатной работе ГТД 6 клапан останова 4 выключен. В зависимости от текущего режима работы ГТД 6 клапаны 5 перепуска воздуха находятся в закрытом или открытом положении. Обычно в полете клапаны 5 перепуска воздуха в компрессоре закрыты; при рулежке самолета по взлетно-посадочной полосе и работе двигателей на малом газе клапаны перепуска 5 открыты. При динамичных перемещениях рычага управления двигателем происходит дозирование топлива в камеру сгорания по закону управления приемистостью
Figure 00000005
/
Figure 00000002
= const для поддержания заданного уровня тяги ГТД 6.
При возникновении помпажа и на основе данных параметра Рк* из блока 1 в электронном регуляторе 2 формируется сигнал «помпаж» по которому из электронного регулятора 2 выдается команда на включение клапана останова 4 и подача топлива в ГТД 6 прекращается, происходит снижение режима работы ГТД 6. Одновременно с включением клапана останова 4 открываются клапаны 5 перепуска воздуха в компрессоре. После устранения помпажа и выключении клапана останова 4 топливо броском начинает поступать в камеру сгорания; стандартной технологией здесь является включение агрегатов зажигания топлива для исключения погасания камеры сгорания. При этом, начиная с малого газа, дозирование топлива в камеру сгорания в ГТД 6 осуществляется по закону управления приемистостью
Figure 00000005
/
Figure 00000002
= const, где
Figure 00000003
- первая производная по времени параметра nвд. Данный астатический закон регулирования позволяет учитывать все факторы, влияющие на избыток мощности турбины, в т.ч. степень прогретости двигателя и разброс эксплуатационных условий, особенности технического состояния двигателя. Однако, в процессе восстановления режима из-за повышенной погрешности регулирования
Figure 00000005
возможны чрезмерные избытки расхода топлива Gт. Но они надежно устраняются ограничением дозируемого расхода топлива в камере сгорания согласно зависимости Gт/Рк* = f(
Figure 00000006
), где
Figure 00000006
- приведенная частота вращения ротора высокого давления, определяемая как
Figure 00000006
=
Figure 00000016
,
Figure 00000008
- температура воздуха на входе в ГТД. Вышеуказанный статический закон управления Gт/Рк* = f(
Figure 00000006
) позволяет обеспечить необходимый коэффициент избытка воздуха в камере сгорания и учитывать границу устойчивой работы компрессора.
Закрытие клапанов 5 перепуска воздуха в компрессоре осуществляют при достижении заданных значений параметров в процессе приемистости, как правило, в зависимости от
Figure 00000006
.
Таким образом с оптимальным быстродействием осуществляется плавное, без чрезмерных забросов топлива надежное восстановление тяги газотурбинного двигателя после срабатывания защиты от помпажа компрессора.

Claims (1)

  1. Способ автоматической защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора, предусматривающий измерение параметра давления за компрессором Рк*, измерение параметра частоты вращения ротора высокого давления
    Figure 00000017
    , измерение параметра давления на входе в двигатель
    Figure 00000018
    , формирование сигнала «помпаж» с последующим выключением подачи топлива в камеру сгорания и включением перепуска воздуха в компрессоре, снятие сигнала «помпаж» после устранения помпажа, формирование сигнала на включение подачи топлива в камеру сгорания, дозирование топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя по закону управления приемистостью
    Figure 00000019
    /
    Figure 00000018
    = const, где
    Figure 00000020
    - первая производная по времени параметра
    Figure 00000017
    , отличающийся тем, что дополнительно измеряют параметр расхода топлива Gт в камере сгорания, при этом в процессе приёмистости осуществляют ограничение дозируемого расхода топлива в камере сгорания согласно зависимости Gт/Рк* = f(
    Figure 00000021
    ), где
    Figure 00000022
    =
    Figure 00000023
    ,
    Figure 00000022
    - приведенная частота вращения ротора высокого давления,
    Figure 00000024
    - температура воздуха на входе в газотурбинный двигатель, а закрытие клапанов перепуска компрессора осуществляют при достижении заданных значений параметров в процессе приёмистости.
RU2022119959A 2022-07-21 Способ автоматической защиты газотурбинного двигателя от помпажа RU2789806C1 (ru)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2789806C1 true RU2789806C1 (ru) 2023-02-10

Family

ID=

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2005219C1 (ru) * 1989-05-31 1993-12-30 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Способ обеспечени газодинамической устойчивости подпорных ступеней вентил тора двухконтурного газотурбинного двигател
RU2187711C1 (ru) * 2000-11-22 2002-08-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя
RU2310100C2 (ru) * 2006-01-10 2007-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2005219C1 (ru) * 1989-05-31 1993-12-30 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Способ обеспечени газодинамической устойчивости подпорных ступеней вентил тора двухконтурного газотурбинного двигател
RU2187711C1 (ru) * 2000-11-22 2002-08-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя
RU2310100C2 (ru) * 2006-01-10 2007-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4230356B2 (ja) ガスタービンエンジン制御システムに加速計画を適用するための方法および装置
US4622808A (en) Surge/stall cessation detection system
RU2509905C2 (ru) Способ и система для управления газовой турбиной и газовая турбина, содержащая такую систему
JP5356949B2 (ja) ガスタービン・エンジンの過回転防止装置
JP2005509794A5 (ru)
US4603546A (en) Control systems for gas turbine aeroengines
US9200572B2 (en) Compressor surge prevention digital system
US11022048B2 (en) Method and a device for controlling thrust from a turbojet
US6442943B1 (en) Methods and apparatus for detecting turbine engine flameout
CA3003808A1 (en) Method and system for detecting high turbine temperature operations
US5072580A (en) System for operating gas turbine jet engine with fan damage
RU2789806C1 (ru) Способ автоматической защиты газотурбинного двигателя от помпажа
CA2976983A1 (en) Inclement weather detection for aircraft engines
US4606191A (en) Control systems for gas turbine aeroengines
US4959955A (en) Method of operating gas turbine engine with fan damage
CA3107034A1 (en) System and method for monitoring a bleed valve of a gas turbine engine
RU2801768C1 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа компрессора
RU2798129C1 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа
RU2214535C2 (ru) Способ управления перепуском воздуха в компрессоре двухвального двухконтурного газотурбинного двигателя
RU2747542C1 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа
WO2021023937A1 (fr) Régulation anti-pompage d'un compresseur de charge équipant un groupe auxiliaire de puissance
RU2810867C1 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа компрессора электронной двухканальной системой автоматического управления
RU2810866C1 (ru) Способ аварийной защиты турбореактивного двухконтурного двухвального двигателя от раскрутки его роторов
RU2310100C2 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора
RU2795359C1 (ru) Способ управления входным направляющим аппаратом компрессора газотурбинного двигателя