RU2010154324A - METHOD FOR PROTECTING A GAS TURBINE ENGINE - Google Patents
METHOD FOR PROTECTING A GAS TURBINE ENGINE Download PDFInfo
- 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
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)
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)
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 |
-
2010
- 2010-12-29 RU RU2010154324/06A patent/RU2474713C2/en active
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 |