RU2010154324A - METHOD FOR PROTECTING A GAS TURBINE ENGINE - Google Patents

METHOD FOR PROTECTING A GAS TURBINE ENGINE Download PDF

Info

Publication number
RU2010154324A
RU2010154324A RU2010154324/06A RU2010154324A RU2010154324A RU 2010154324 A RU2010154324 A RU 2010154324A RU 2010154324/06 A RU2010154324/06 A RU 2010154324/06A RU 2010154324 A RU2010154324 A RU 2010154324A RU 2010154324 A RU2010154324 A RU 2010154324A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
value
time
speed
change
Prior art date
Application number
RU2010154324/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2474713C2 (en
Inventor
Юрий Петрович Дудкин (RU)
Юрий Петрович Дудкин
Виктор Александрович Гладких (RU)
Виктор Александрович Гладких
Геннадий Викторович Фомин (RU)
Геннадий Викторович Фомин
Юрий Константинович Титов (RU)
Юрий Константинович Титов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "СТАР" (RU)
Открытое акционерное общество "СТАР"
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 "СТАР" (RU), Открытое акционерное общество "СТАР" filed Critical Открытое акционерное общество "СТАР" (RU)
Priority to RU2010154324/06A priority Critical patent/RU2474713C2/en
Publication of RU2010154324A publication Critical patent/RU2010154324A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2474713C2 publication Critical patent/RU2474713C2/en

Links

Landscapes

  • Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

Способ защиты газотурбинного двигателя (ГТД), заключающийся в том, что измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с заданным, если измеренная температура газов превысила заданное значение, уменьшают расход топлива в камеру сгорания (КС) ГТД до тех пор, пока измеренная температура газов не станет меньше заданного значения, на режиме запуска двигателя через равные промежутки времени, заданные заранее, вычисляют величины изменения температуры газов и частоты вращения ротора двигателя за заданный промежуток времени, величины изменения фильтруют с помощью апериодического звена первого порядка с постоянным временем в двадцать пять раз больше, чем заданный промежуток времени, вычисляют отношение отфильтрованной величины изменения температуры газов к отфильтрованной величине изменения частоты вращения ротора двигателя, если отношение превышает наперед заданную величину в течение наперед заданного времени, формируют сигнал «Опасный режим работы двигателя» и прекращают подачу топлива в двигатель на время 0,3 - 0,5 с, отличающийся тем, что дополнительно в зависимости от положения рычага управления двигателем (РУД), закрылков и стояночного тормоза самолета, частоты вращения турбокомпрессора двигателя формируют сигнал «Блокировка взлетного режима» (БВР), по положению РУД формируют минимально допустимое значение частоты вращения турбокомпрессора, сравнивают минимально допустимое значение частоты вращения и измеренное, полученное рассогласование используют в качестве ошибки регулирования для управления расходом топлива в КС до момента снятия сигнала БВР. A method of protecting a gas turbine engine (GTE), which consists in measuring the temperature of the gases behind the turbine, comparing its value with the set value, if the measured gas temperature has exceeded the set value, and reducing the fuel consumption in the gas turbine combustion chamber (КС) until the measured temperature of gases will not become less than a predetermined value; in the engine start-up mode at equal intervals of time specified in advance, the magnitude of the change in gas temperature and the rotor speed of the engine rotor for a given period of time is calculated, the changes are filtered using a first-order aperiodic link with a constant time of twenty-five times greater than a given period of time, the ratio of the filtered value of the change in gas temperature to the filtered value of the change in the rotor speed of the engine is calculated if the ratio exceeds a predetermined value for a predetermined time , generate a signal "Dangerous engine operation" and stop the fuel supply to the engine for a time of 0.3 - 0.5 s, characterized in that it is additionally for Depending on the position of the engine control lever (ORE), the flaps and the parking brake of the aircraft, the engine turbocharger speed, a take-off mode (BWR) signal is generated, the minimum permissible value of the turbocompressor speed is formed by the position of the ORE, the minimum allowable speed value and the measured , the resulting mismatch is used as a control error to control the fuel consumption in the compressor station until the BVR signal is removed.

Claims (1)

Способ защиты газотурбинного двигателя (ГТД), заключающийся в том, что измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с заданным, если измеренная температура газов превысила заданное значение, уменьшают расход топлива в камеру сгорания (КС) ГТД до тех пор, пока измеренная температура газов не станет меньше заданного значения, на режиме запуска двигателя через равные промежутки времени, заданные заранее, вычисляют величины изменения температуры газов и частоты вращения ротора двигателя за заданный промежуток времени, величины изменения фильтруют с помощью апериодического звена первого порядка с постоянным временем в двадцать пять раз больше, чем заданный промежуток времени, вычисляют отношение отфильтрованной величины изменения температуры газов к отфильтрованной величине изменения частоты вращения ротора двигателя, если отношение превышает наперед заданную величину в течение наперед заданного времени, формируют сигнал «Опасный режим работы двигателя» и прекращают подачу топлива в двигатель на время 0,3 - 0,5 с, отличающийся тем, что дополнительно в зависимости от положения рычага управления двигателем (РУД), закрылков и стояночного тормоза самолета, частоты вращения турбокомпрессора двигателя формируют сигнал «Блокировка взлетного режима» (БВР), по положению РУД формируют минимально допустимое значение частоты вращения турбокомпрессора, сравнивают минимально допустимое значение частоты вращения и измеренное, полученное рассогласование используют в качестве ошибки регулирования для управления расходом топлива в КС до момента снятия сигнала БВР. A method of protecting a gas turbine engine (GTE), which consists in measuring the temperature of the gases behind the turbine, comparing its value with the set value, if the measured gas temperature has exceeded the set value, and reducing the fuel consumption in the gas turbine combustion chamber (КС) until the measured temperature of gases will not become less than a predetermined value; in the engine start-up mode at equal intervals of time specified in advance, the magnitude of the change in gas temperature and the rotor speed of the engine rotor for a given period of time is calculated, the changes are filtered using a first-order aperiodic link with a constant time of twenty-five times greater than a given period of time, the ratio of the filtered value of the change in gas temperature to the filtered value of the change in the rotor speed of the engine is calculated if the ratio exceeds a predetermined value for a predetermined time , generate a signal "Dangerous engine operation" and stop the fuel supply to the engine for a time of 0.3 - 0.5 s, characterized in that it is additionally for Depending on the position of the engine control lever (ORE), the flaps and the parking brake of the aircraft, the engine turbocharger speed, a take-off mode (BWR) signal is generated, the minimum permissible value of the turbocompressor speed is formed by the position of the ORE, the minimum allowable speed value and the measured , the resulting mismatch is used as a control error to control the fuel consumption in the compressor station until the BVR signal is removed.
RU2010154324/06A 2010-12-29 2010-12-29 Method of gas turbine engine protection RU2474713C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010154324/06A RU2474713C2 (en) 2010-12-29 2010-12-29 Method of gas turbine engine protection

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010154324/06A RU2474713C2 (en) 2010-12-29 2010-12-29 Method of gas turbine engine protection

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010154324A true RU2010154324A (en) 2012-07-10
RU2474713C2 RU2474713C2 (en) 2013-02-10

Family

ID=46848203

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010154324/06A RU2474713C2 (en) 2010-12-29 2010-12-29 Method of gas turbine engine protection

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2474713C2 (en)

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2272783B (en) * 1992-11-20 1996-05-22 Rolls Royce Plc Aircraft engine control system
US6568166B2 (en) * 2000-12-22 2003-05-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Back-up control apparatus for turbo machine
RU2215908C2 (en) * 2001-12-06 2003-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Device to regulate air bypassing from compressor or aircraft gas-turbine engine
RU2255247C1 (en) * 2003-12-01 2005-06-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method to protect compressor at unsteady operation of gas- turbine engine
RU2305788C2 (en) * 2005-10-24 2007-09-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method of emergency protection of gas-turbine engine at failures and troubles
RU2329388C1 (en) * 2006-10-05 2008-07-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Method of gas turbine engine protection

Also Published As

Publication number Publication date
RU2474713C2 (en) 2013-02-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9255525B2 (en) System and method for gas turbine operation
WO2009022109A3 (en) A method of operation of an electric turbocompounding system
BR112012012757B8 (en) METHOD AND CONTROLLER FOR CONTROLLING AN OPERATIONAL POINT OF A GAS TURBINE
CN102893003A (en) Control device for internal combustion engine
CA2807212A1 (en) Sensor-based performance-seeking gas turbine engine control
US9470141B2 (en) Method for regulating a boost pressure of an engine
CN103558031B (en) A kind of gas turbine method for load dump test
WO2014189593A3 (en) Capacity control of turbine by the use of a reheat combustor in multishaft engine
EP3447268B1 (en) Engine control system
RU2008103208A (en) METHOD FOR GAS-TURBINE ENGINE CONTROL
RU2006127312A (en) METHOD FOR MANAGING FUEL CONSUMPTION IN A TURBINED POWER PLANT
Golberg et al. Improving control reliability and quality of aircraft engines by means the software virtual engine
RU2010154324A (en) METHOD FOR PROTECTING A GAS TURBINE ENGINE
RU2006135321A (en) METHOD FOR PROTECTING A GAS TURBINE ENGINE
RU2010100513A (en) METHOD OF GAS-TURBINE INSTALLATION CONTROL
RU2010154325A (en) METHOD FOR MANAGING FUEL CONSUMPTION IN A GAS-TURBINE ENGINE
GB2571653A (en) Method of design of a turbine
RU2009112237A (en) METHOD FOR CONTROLING THE TECHNICAL CONDITION OF A GAS-TURBINE INSTALLATION
WO2011154609A3 (en) Control of an internal combustion engine
Garg Fundamentals of aircraft turbine engine control
RU2482024C2 (en) Method of helicopter power plant control
RU2592360C2 (en) Aircraft turbojet engine control method
RU2010146104A (en) METHOD FOR CONTROL OF A GAS-TURBINE ENGINE CONTROL SYSTEM
RU2011100598A (en) METHOD FOR PROTECTING A GAS TURBINE ENGINE
WO2014020231A1 (en) Method of and a control system for controlling the operation of an internal combustion piston engine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner