RU2014144281A - Газотурбинный двигатель, содержащий систему мониторинга, содержащую модуль включения функции защиты газотурбинного двигателя, и способ мониторинга - Google Patents

Газотурбинный двигатель, содержащий систему мониторинга, содержащую модуль включения функции защиты газотурбинного двигателя, и способ мониторинга Download PDF

Info

Publication number
RU2014144281A
RU2014144281A RU2014144281A RU2014144281A RU2014144281A RU 2014144281 A RU2014144281 A RU 2014144281A RU 2014144281 A RU2014144281 A RU 2014144281A RU 2014144281 A RU2014144281 A RU 2014144281A RU 2014144281 A RU2014144281 A RU 2014144281A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine engine
gas turbine
overspeed
measurement
channel
Prior art date
Application number
RU2014144281A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2619661C2 (ru
Inventor
Сесиль Валери Мари КУАНТ
Мишаэль ДЕНСАР
Седрик ДЖЕЛАССИ
Брюно Робер ГОЛЛИ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2014144281A publication Critical patent/RU2014144281A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2619661C2 publication Critical patent/RU2619661C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/003—Arrangements for testing or measuring
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/14—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to other specific conditions
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/46—Emergency fuel control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

1. Газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий, по меньшей мере, один ротор, вращающийся в режиме N1, и систему (1) мониторинга, содержащую:- модуль регулирования (REG), содержащий, по меньшей мере, первый канал (A) измерения регулирования, выполненный с возможностью получения измерения (N1) режима N1, и второй канал (B) измерения регулирования, независимый от первого канала измерения, выполненный с возможностью получения измерения (N1) режима N1, и средства сравнения полученных измерений (N1, N1) режима с заданным значением тяги (N1) для получения состояния тяги (Е); и- модуль включения (ENG) функции защиты типа "от превышения тяги" или "от падения тяги" газотурбинного двигателя,при этом газотурбинный двигатель дополнительно содержит систему (2) защиты от превышения скорости, чтобы препятствовать вылету остатков с высокой энергией за пределы упомянутого газотурбинного двигателя, при этом система (2) защиты содержит, по меньшей мере, один канал (AS, BS) измерения превышения скорости, выполненный с возможностью получения значения превышения скорости (N1, N1) вращающегося ротора газотурбинного двигателя, при этом газотурбинный двигатель отличается тем, что содержит средства, выполненные с возможностью выдачи, по меньшей мере, одного измерения превышения скорости на основании полученного значения превышения скорости (N1, N1), когда один из каналов (А, В) измерения регулирования вышел из строя, и тем, что модуль включения (ENG) содержит, по меньшей мере, одно средство сравнения упомянутого измерения превышения скорости, по меньшей мере, с одним контрольным режимом, определенным в зависимости от включаемой функции защиты, при этом упомянутый модуль включения (ENG) конфигурирован с возможность

Claims (8)

1. Газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий, по меньшей мере, один ротор, вращающийся в режиме N1, и систему (1) мониторинга, содержащую:
- модуль регулирования (REG), содержащий, по меньшей мере, первый канал (A) измерения регулирования, выполненный с возможностью получения измерения (N1А) режима N1, и второй канал (B) измерения регулирования, независимый от первого канала измерения, выполненный с возможностью получения измерения (N1B) режима N1, и средства сравнения полученных измерений (N1А, N1В) режима с заданным значением тяги (N1cons) для получения состояния тяги (ЕREG); и
- модуль включения (ENG) функции защиты типа "от превышения тяги" или "от падения тяги" газотурбинного двигателя,
при этом газотурбинный двигатель дополнительно содержит систему (2) защиты от превышения скорости, чтобы препятствовать вылету остатков с высокой энергией за пределы упомянутого газотурбинного двигателя, при этом система (2) защиты содержит, по меньшей мере, один канал (AS, BS) измерения превышения скорости, выполненный с возможностью получения значения превышения скорости (N1АS, N1ВS) вращающегося ротора газотурбинного двигателя, при этом газотурбинный двигатель отличается тем, что содержит средства, выполненные с возможностью выдачи, по меньшей мере, одного измерения превышения скорости на основании полученного значения превышения скорости (N1АS, N1ВS), когда один из каналов (А, В) измерения регулирования вышел из строя, и тем, что модуль включения (ENG) содержит, по меньшей мере, одно средство сравнения упомянутого измерения превышения скорости, по меньшей мере, с одним контрольным режимом, определенным в зависимости от включаемой функции защиты, при этом упомянутый модуль включения (ENG) конфигурирован с возможностью включения упомянутой функции защиты ("от превышения тяги", "от падения тяги") в зависимости от результатов сравнения.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором система (2) защиты от превышения скорости содержит первый канал (AS) обнаружения превышения скорости, выполненный с возможностью получения значения превышения скорости (N1Аs) ротора газотурбинного двигателя, и второй канал (BS) обнаружения превышения скорости, независимый от первого канала (AS) обнаружения превышения скорости, выполненный с возможностью получения значения превышения скорости (N1Вs) ротора газотурбинного двигателя, при этом модуль включения содержит средства сравнения двух полученных значений превышения скорости (N1АS, N1ВS) с контрольным режимом, определенным в зависимости от включаемой функции защиты.
3. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором система (2) защиты от превышения скорости содержит первый канал (AS) обнаружения превышения скорости, выполненный с возможностью получения значения превышения скорости (N1Аs) ротора газотурбинного двигателя, и второй канал (BS) обнаружения превышения скорости, независимый от первого канала (AS) обнаружения превышения скорости, выполненный с возможностью получения значения превышения скорости (N1Вs) ротора газотурбинного двигателя, при этом система (2) защиты от превышения скорости конфигурирована с возможностью выдачи консолидированного значения превышения скорости (N1S) в модуль включения (ENG) системы (1) мониторинга в зависимости от значений превышения скорости (N1АS, N1ВS), полученных на каналах (AS, BS) измерения превышения скорости, при этом модуль включения содержит средства сравнения консолидированного превышения скорости (N1S) с контрольным режимом, определенным в зависимости от включаемой функции защиты.
4. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором канал (AS, BS) измерения превышения скорости не зависит от канала (A, B) измерения режима.
5. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором для включения функции защиты "от превышения тяги" газотурбинного двигателя средства сравнения модуля включения (ENG) конфигурированы с возможностью сравнения, по меньшей мере, одного полученного значения превышения скорости (N1АS, N1ВS) с предельным режимом (NSEC), соответствующим превышению тяги, максимально допустимому для газотурбинного двигателя.
6. Газотурбинный двигатель по п. 1, содержащий, по меньшей мере, одну линию связи с другим аналогичным газотурбинным двигателем для передачи значения режима их вращающегося ротора, в котором для включения функции защиты "от падения тяги" упомянутого газотурбинного двигателя средства сравнения модуля включения (ENG) конфигурированы с возможностью сравнения, по меньшей мере, одного значения превышения скорости (N1АS, N1ВS), полученного от упомянутого газотурбинного двигателя, с значением режима (Nmot2) упомянутого другого газотурбинного двигателя, полученного через линию связи.
7. Способ мониторинга газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащего, по меньшей мере, один ротор, вращающийся в режиме N1, при этом способ содержит:
- этап получения первого измерения режима (N1А) ротора по первому каналу (А) измерения регулирования режима N1 системы мониторинга и, по меньшей мере, одного второго измерения режима (N1В) ротора по второму каналу (В) измерения регулирования упомянутой системы мониторинга, независимому от первого канала измерения;
- этап сравнения полученных измерений режима с заданным значением тяги (N1cons) для определения состояния тяги (ЕREG);
- этап получения первого значения превышения скорости (N1АS) ротора по первому каналу (AS) обнаружения превышения скорости системы (2) защиты от превышения скорости, выполненной с возможностью предупреждения выброса остатков с высокой энергией за пределы упомянутого газотурбинного двигателя, и второго значения превышения скорости (N1ВS) ротора газотурбинного двигателя по второму каналу (BS) обнаружения превышения скорости этой же системы (2) защиты, независимому от первого канала (AS) обнаружения превышения скорости, и
- этап включения функции защиты "от превышения тяги" или "от падения тяги" газотурбинного двигателя, на котором используют оба полученных значения превышения скорости (N1АS, N1ВS) для сравнения измерения превышения скорости, по меньшей мере, с одним контрольным режимом, определенным в зависимости от включаемой функции защиты.
8. Способ мониторинга газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащего, по меньшей мере, один ротор, вращающийся в режиме N1, при этом способ содержит:
- этап получения первого измерения режима (N1А) ротора по первому каналу (А) измерения регулирования режима N1 системы мониторинга и, по меньшей мере, одного второго измерения режима (N1В) ротора по второму каналу (В) измерения регулирования упомянутой системы мониторинга, независимому от первого канала измерения;
- этап сравнения полученных измерений режима с заданным значением тяги (N1cons) для определения состояния тяги (ЕREG);
- этап получения значения превышения скорости (N1АS, N1ВS) ротора, по меньшей мере, по одному каналу (AS, BS) измерения превышения скорости, независимому от каналов (A, B) измерения регулирования системы (2) защиты от превышения скорости, выполненной с возможностью предупреждения выброса остатков с высокой энергией за пределы упомянутого газотурбинного двигателя, и
- этап включения функции защиты "от превышения тяги" или "от падения тяги" газотурбинного двигателя посредством сравнения упомянутого полученного значения превышения скорости (N1АS, N1ВS), по меньшей мере, с одним контрольным режимом, определенным в зависимости от включаемой функции защиты.
RU2014144281A 2012-04-27 2013-04-26 Газотурбинный двигатель, содержащий систему мониторинга, содержащую модуль включения функции защиты газотурбинного двигателя, и способ мониторинга RU2619661C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1253894 2012-04-27
FR1253894A FR2990002B1 (fr) 2012-04-27 2012-04-27 Turbomachine comportant un systeme de surveillance comprenant un module d'engagement d'une fonction de protection de la turbomachine et procede de surveillance
PCT/FR2013/050934 WO2013160626A1 (fr) 2012-04-27 2013-04-26 Turbomachine comportant un système de surveillance comprenant un module d'engagement d'une fonction de protection de la turbomachine et procédé de surveillance

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014144281A true RU2014144281A (ru) 2016-06-20
RU2619661C2 RU2619661C2 (ru) 2017-05-17

Family

ID=48468646

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014144281A RU2619661C2 (ru) 2012-04-27 2013-04-26 Газотурбинный двигатель, содержащий систему мониторинга, содержащую модуль включения функции защиты газотурбинного двигателя, и способ мониторинга

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9790807B2 (ru)
EP (1) EP2855900B1 (ru)
CN (1) CN104271923B (ru)
BR (1) BR112014026079B1 (ru)
CA (1) CA2870614C (ru)
FR (1) FR2990002B1 (ru)
RU (1) RU2619661C2 (ru)
WO (1) WO2013160626A1 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3021701B1 (fr) * 2014-05-27 2016-06-17 Snecma Procede et dispositif de controle d'une poussee d'un turboreacteur
FR3023872B1 (fr) * 2014-07-21 2016-07-15 Sagem Defense Securite Dispositif de protection contre survitesse d'un moteur d'aeronef
US10487752B2 (en) * 2015-03-11 2019-11-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Overthrust protection system and method
US9932906B2 (en) 2015-09-23 2018-04-03 Honeywell International Inc. Gas turbine engine uncontrolled high thrust detection system and method
US10279918B2 (en) * 2016-08-31 2019-05-07 The Boeing Company Methods and apparatus to control thrust ramping of an aircraft engine
GB201817938D0 (en) * 2018-11-02 2018-12-19 Rolls Royce Plc Method of controlling a gas turbine engine
FR3098254B1 (fr) * 2019-07-03 2021-06-11 Safran Helicopter Engines Turbogénérateur avec système de régulation simplifié pour aéronef
CN112253319B (zh) * 2020-10-13 2023-02-03 中国商用飞机有限责任公司 用于控制飞机起飞/复飞的自动推力控制方法和系统

Family Cites Families (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2971338A (en) * 1954-12-06 1961-02-14 Bendix Corp Gas turbine acceleration control
US3520133A (en) * 1968-03-14 1970-07-14 Gen Electric Gas turbine control system
US3672163A (en) * 1970-01-02 1972-06-27 Chandler Evans Inc Integral fuel control
US3667218A (en) * 1970-03-27 1972-06-06 Gen Electric Gas turbine temperature adaptive control
US3639076A (en) * 1970-05-28 1972-02-01 Gen Electric Constant power control system for gas turbine
US3662545A (en) * 1970-08-24 1972-05-16 Gen Electric Acceleration control circuit for a gas turbine
US3987620A (en) * 1973-07-31 1976-10-26 Fiat Termomeccanica E Turbogas S.P.A. Device for controlling gas turbine engines
CA1026850A (en) * 1973-09-24 1978-02-21 Smiths Industries Limited Dual, simultaneously operating control system with fault detection
US3902315A (en) * 1974-06-12 1975-09-02 United Aircraft Corp Starting fuel control system for gas turbine engines
US4455820A (en) * 1976-09-09 1984-06-26 General Electric Company Control system and method for controlling a gas turbine in accordance with the temperature conditions thereof
US4196472A (en) * 1977-09-09 1980-04-01 Calspan Corporation Stall control apparatus for axial flow compressors
US4314445A (en) * 1977-10-17 1982-02-09 Lewis Leon D Turbine engine thrust booster
GB1591217A (en) * 1977-10-17 1981-06-17 Garrett Corp Engine fuel control system
US4201045A (en) * 1978-08-21 1980-05-06 Westinghouse Electric Corp. Fuel limiter for combustion turbines
US4227862A (en) * 1978-09-19 1980-10-14 Frick Company Solid state compressor control system
US4313167A (en) * 1979-07-27 1982-01-26 General Electric Company Thrust control system for a gas turbine engine
US4408585A (en) * 1979-10-29 1983-10-11 Teledyne Industries, Inc. Fuel control system
US4305364A (en) * 1979-10-29 1981-12-15 Teledyne Industries, Inc. Fuel control system
US4350008A (en) * 1979-12-26 1982-09-21 United Technologies Corporation Method of starting turbine engines
US4397148A (en) * 1980-07-02 1983-08-09 General Electric Company Control system for an augmented turbofan engine
GB8312822D0 (en) * 1983-05-10 1983-06-15 Dowty & Smiths Ind Controls Lt Engine control systems
US4627234A (en) * 1983-06-15 1986-12-09 Sundstrand Corporation Gas turbine engine/load compressor power plants
US4712372A (en) * 1985-09-18 1987-12-15 Avco Corporation Overspeed system redundancy monitor
US4910956A (en) * 1988-04-28 1990-03-27 United Technologies Corporation Gas turbine overtemperature protection
US4928484A (en) * 1988-12-20 1990-05-29 Allied-Signal Inc. Nonlinear multivariable control system
JP3039947B2 (ja) * 1990-03-19 2000-05-08 株式会社日立製作所 ガスタービンの燃料制御装置
FR2665927B1 (fr) * 1990-08-16 1992-10-30 Snecma Dispositif compensateur de temperature devant la turbine d'une turbomachine d'aviation.
JP2001107751A (ja) * 1999-10-05 2001-04-17 Honda Motor Co Ltd 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置
US6960900B2 (en) * 2003-11-28 2005-11-01 General Electric Company Method and apparatus for starting a gas turbine using a polyphase electric power generator
FR2882098B1 (fr) * 2005-02-17 2011-07-15 Hispano Suiza Sa Regulation du debit de carburant alimentant un moteur a turbine a gaz
JP4657800B2 (ja) * 2005-05-16 2011-03-23 本田技研工業株式会社 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置
CN1873573A (zh) * 2005-05-31 2006-12-06 上海自动化仪表股份有限公司 转速测量控制卡及其分散控制系统和测量方法
US7549292B2 (en) * 2005-10-03 2009-06-23 General Electric Company Method of controlling bypass air split to gas turbine combustor
EP2014880A1 (en) * 2007-07-09 2009-01-14 Universiteit Gent An improved combined heat power system
CN102042047B (zh) * 2009-10-15 2013-09-11 上海电气电站设备有限公司 一种汽轮机超速保护装置
FR2960906B1 (fr) * 2010-06-07 2015-12-25 Snecma Unite electronique de protection survitesse d'une turbomachine de moteur d'aeronef
RU102687U1 (ru) * 2010-10-27 2011-03-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Система управления частотой вращения ротора низкого давления двухконтурного газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
FR2990002B1 (fr) 2016-01-22
BR112014026079B1 (pt) 2021-11-30
CN104271923A (zh) 2015-01-07
FR2990002A1 (fr) 2013-11-01
RU2619661C2 (ru) 2017-05-17
WO2013160626A1 (fr) 2013-10-31
US9790807B2 (en) 2017-10-17
BR112014026079A2 (pt) 2017-07-18
CN104271923B (zh) 2016-06-08
CA2870614A1 (fr) 2013-10-31
EP2855900A1 (fr) 2015-04-08
US20150082802A1 (en) 2015-03-26
CA2870614C (fr) 2019-06-25
EP2855900B1 (fr) 2018-09-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014144281A (ru) Газотурбинный двигатель, содержащий систему мониторинга, содержащую модуль включения функции защиты газотурбинного двигателя, и способ мониторинга
WO2015130363A3 (en) Gas turbine combustor diagnostic system and method
ES2712863T3 (es) Procedimiento de detección de un fallo de un primer turbo-motor de un helicóptero bimotor y de mando del segundo turbo-motor, y dispositivo correspondiente
RU2013101569A (ru) Обнаружение заброса оборотов свободной турбины посредством измерения на моментомере
GB2522581A8 (en) Turbine fluid velocity field measurement
CN101092170A (zh) 平衡一架飞行器的两台涡轮轴发动机的功率的方法
WO2014120286A8 (en) Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
CN105549503B (zh) 抽水蓄能机组振摆保护与监测系统
WO2014099634A3 (en) Lightweight shrouded fan blade
JP2012112377A5 (ru)
WO2014174285A3 (en) Generation of electricity from exhaust gas
GB201302587D0 (en) A method for measuring the deformation of a turbo-machine blade during operation of the turbo-machine
FR2971543B1 (fr) Procede de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine
JP2011196385A5 (ru)
WO2010139613A3 (en) Hub-sited tower monitoring and control system for wind turbines
EP2369142A3 (en) Method and system for testing an overspeed protection system of a powerplant
FR2977942B1 (fr) Procede de determination de vitesse air d'un aeronef et aeronef equipe de moyens de mise en oeuvre
CN110736625B (zh) 一种识别双转子燃气涡轮发动机主燃烧室熄火的方法
RU2015122453A (ru) Устройство и способ защиты вычислителя турбомашины летательного аппарата от ошибок измерения скорости
CN108204342A (zh) 风力发电机的叶片结冰识别方法和装置
CN105424200B (zh) 一种热电堆探测器的快速响应实现方法
WO2015039909A3 (de) Verfahren zum prüfen einer überdrehzahlschutzeinrichtung einer einwellenanlage
PL417315A1 (pl) Silnik turbinowy z zawirowywaczem
Fruth Reduction of Aerodynamic Forcing in Transonic Turbomachinery
RU2009112237A (ru) Способ контроля технического состояния газотурбинной установки

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner