RU2310100C2 - Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора - Google Patents

Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора Download PDF

Info

Publication number
RU2310100C2
RU2310100C2 RU2006100531/06A RU2006100531A RU2310100C2 RU 2310100 C2 RU2310100 C2 RU 2310100C2 RU 2006100531/06 A RU2006100531/06 A RU 2006100531/06A RU 2006100531 A RU2006100531 A RU 2006100531A RU 2310100 C2 RU2310100 C2 RU 2310100C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
signal
fuel
threshold value
air pressure
Prior art date
Application number
RU2006100531/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2006100531A (ru
Inventor
Алексей Николаевич Саженков (RU)
Алексей Николаевич Саженков
Юрий Семенович Савенков (RU)
Юрий Семенович Савенков
Юрий Иванович Тимкин (RU)
Юрий Иванович Тимкин
Юрий Абрамович Трубников (RU)
Юрий Абрамович Трубников
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
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 "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2006100531/06A priority Critical patent/RU2310100C2/ru
Publication of RU2006100531A publication Critical patent/RU2006100531A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2310100C2 publication Critical patent/RU2310100C2/ru

Links

Landscapes

  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем. В способе, включающем измерение давления воздуха за компрессором, определение скорости изменения этого давления, сравнение с ее пороговым значением и при его превышении формирование сигнала на выключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре, согласно изобретению дополнительно измеряют давление воздуха на входе в двигатель Рвх*, частоту вращения ротора высокого давления n вд, по измеренному значению n вд определяют ее первую производную
Figure 00000001
и при последующем снижении скорости изменения давления воздуха за компрессором ниже ее порогового значения формируют сигнал на включение подачи топлива в камеру сгорания, причем дозирование топлива производится по закону управления
Figure 00000002
Технический результат данного изобретения заключается в повышении безопасности полета за счет восстановления исходного режима работы двигателя на всех этапах полета, в том числе и в процессе взлета. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем (ГТД) путем прекращения помпажа компрессора, характеризуемого сильными низкочастотными колебаниями параметров потока в проточной части двигателя.
Известны способы диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя, в которых контролируемыми параметрами служат полное давление воздуха за компрессором высокого давления Рк, частота вращения роторов высокого и низкого давлений n вд, n нд, яркостная температура излучения нагретых поверхностей элементов конструкции газотурбинного двигателя Т* (патент РФ №2187711, патент РФ №2098668, «Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов», М.: Машиностроение, 1989 г., стр.102).
В известных способах используется 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. При этом известные способы не предусматривают действий по восстановлению исходного режима ГТД, существовавшего до формирования сигнала критической ситуации «помпаж» и/или действий, выполняемых по этому сигналу при последующем после формирования сигнала критической ситуации «помпаж» и/или действий, выполняемых по этому сигналу, снижении контролируемых параметров и/или их производных ниже соответствующих допустимых пороговых величин, что в реальных условиях эксплуатации двигателей на самолете может привести к нежелательным последствиям: усложнение условий пилотирования, аварийная ситуация.
Известны устройства, которые предусматривают также измерение ряда двигательных параметров: частоты вращения вала компрессора, давления в компрессоре, температуры в компрессоре, и при обнаружении режима срыва потока в компрессоре (помпажа) на основе измеренных параметров обеспечивают управление механизацией компрессора, т.е. открытие перепуска воздуха (Патент US №5379583 A, F02C 9/20, патент US №5375412 A, F02C 9/16).
Известные устройства не предусматривают управление расходом топлива при обнаружении режима срыва потока воздуха в компрессоре и поэтому в ряде случаев не обеспечивают устранение срыва (помпажа) с требуемым быстродействием или не обеспечивают устранение срыва (помпажа).
Наиболее близким к заявляемому является способ защиты турбокомпрессора от помпажа, в котором при превышении контролируемыми параметрами пороговых величин формируется сигнал на перепуск воздуха компрессора и выключение подачи топлива в ГТД (патент РФ №2041399 - прототип).
Известный способ не предусматривает действий по восстановлению исходного режима ГТД при последующем снижении контролируемых параметров ниже пороговых величин. То есть в реальных условиях эксплуатации при формировании сигнала критической ситуации «помпаж» может произойти выключение подачи топлива в двигатель. Это вызовет резкое падение тяги двигателя и как следствие усложнение условий пилотирования, аварийную ситуацию и т.п.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении безопасности полета за счет восстановления исходного режима работы ГТД, а следовательно, и тяги двигателя на всех этапах полета, в том числе и в процессе взлета.
Сущность изобретения заключается в том, что в способе защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора, включающем измерение давления воздуха за компрессором, определение скорости изменения этого давления, сравнение с ее пороговым значением и при его превышении формирование сигнала на выключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре, согласно изобретению дополнительно измеряют давление воздуха на входе в двигатель Рвх*, частоту вращения ротора высокого давления nвд, по измеренному значению nвд определяют ее первую производную
Figure 00000005
и при последующем снижении скорости изменения давления воздуха за компрессором ниже ее порогового значения формируют сигнал на включение подачи топлива в камеру сгорания, причем на таких режимах работы ГТД, где перепуск воздуха открыт полностью, дозирование топлива производится по закону управления приемистостью
Figure 00000006
Включение подачи топлива с дозированием расхода топлива по закону управления приемистостью позволяет быстро восстановить тягу, которую обеспечивал двигатель до начала формирования сигнала «помпаж».
Существует большое количество разнообразных законов управления приемистостью: Gтк*=const, Gтк*=f(n вх пр),
Figure 00000007
и др. («Динамика авиационных ГТД», М.: Машиностроение, 1989 г., стр.141-144).
В заявляемом способе используется закон
Figure 00000008
чтобы исключить влияние на подачу топлива возможных колебаний величины давления Рк, а также оптимизировать величину избытков топлива на приемистости при увеличении высоты полета, уменьшении Рвх* для минимизации тепловых нагрузок на турбину. Величина n вд выбирается из условия заданного использования запасов газодинамической устойчивости компрессора ΔКу и минимального времени приемистости.
На чертеже представлена структурная схема для реализации заявляемого способа.
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 ΔРк/Δτ.
Блок 2 - блок сравнения, который осуществляет сравнение текущего значения ΔРк/Δτ с параметром ΔРк/Δτ порог, представляющим собой предельно допустимое значение параметра ΔРк/Δτ при помпаже двигателя.
Блок 3 представляет собой блок формирования сигнала на включение подачи топлива в КС и на выдачу блоком 5 управляющего сигнала для дозирования топлива по закону управления приемистостью
Figure 00000006
При поступлении на вход блока 3 в первую очередь сигнала на выключение подачи топлива в камеру сгорания (I2=1) при последующем снятии этого сигнала (I2=0) на выходе 3 формируется сигнал I3=1 на включение подачи топлива в камеру сгорания и на выдачу блоком 5 управляющего сигнала для дозирования топлива по закону управления приемистостью
Figure 00000006
Блок 4 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине частоты вращения ротора высокого давления n вд. В блоке 4 осуществляется вычисление первой производной n вд по времени
Figure 00000009
(ускорение), поступающей на вход блока 5.
Блок 5 - блок управления, вырабатывающий управляющий сигнал на дозирование топлива по закону управления приемистостью
Figure 00000010
при наличии входного сигнала I3=1. Для реализации программы
Figure 00000010
в блоке 5 используется входной сигнал n вд, поступающий с выхода блока 4, и входной сигнал величины давления Рвх*.
Способ осуществляется следующим образом. На вход блока 1 поступает сигнал, характеризующий величину давления за компрессором Рк. Выходной сигнал I1 с блока 1, характеризующий величину ΔРк/Δτ, поступает на вход блока 2, где осуществляется сравнение текущего значения ΔРк/Δτ с пороговой величиной ΔРк/Δτ порог. При ΔРк/Δτ>ΔРк/Δτ порог с первого выхода блока 2 выдается сигнал I2=1 на отключение подачи топлива в камеру сгорания и на включение перепуска воздуха в компрессоре. Сигнал I2=1 поступает также на вход блока 3. При ΔРк/Δτ<ΔРк/Δτ порог с выхода блока 2 выдается сигнал I2=0, поступающий на вход блока 3. На выходе блока 3 формируется сигнал I3, значение которого определяется очередностью следования значений сигнала I2. На вход блока 5 поступают сигнал
Figure 00000009
с выхода блока 4 и сигнал о величине давления Рвх*. Сигналы о величине
Figure 00000009
и Рвх* используются при выработке управляющего сигнала на дозирование топлива для реализации закона управления приемистостью
Figure 00000011
При поступлении на вход блока 3 в первую очередь сигнала I2=1, а затем сигнала I2=0 на выходе блока 3 формируется сигнал I3=1 на включение подачи топлива в камеру сгорания и на выдачу блоком 5 управляющего сигнала для дозирования топлива по закону управления приемистостью
Figure 00000011

Claims (1)

  1. Способ защиты двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора, включающий измерение давления воздуха за компрессором, определение скорости изменения этого давления, сравнение с ее пороговым значением, и при его превышении формирование сигнала на выключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре, отличающийся тем, что дополнительно измеряют давление воздуха на входе в двигатель Рвх*, частоту вращения ротора высокого давления nвд, по измеренному значению nвд определяют ее первую производную
    Figure 00000012
    и при последующем снижении скорости изменения давления воздуха за компрессором ниже ее порогового значения формируют сигнал на включение подачи топлива в камеру сгорания, причем дозирование топлива производится по закону управления приемистостью
    Figure 00000013
RU2006100531/06A 2006-01-10 2006-01-10 Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора RU2310100C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006100531/06A RU2310100C2 (ru) 2006-01-10 2006-01-10 Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006100531/06A RU2310100C2 (ru) 2006-01-10 2006-01-10 Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006100531A RU2006100531A (ru) 2007-07-20
RU2310100C2 true RU2310100C2 (ru) 2007-11-10

Family

ID=38430796

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006100531/06A RU2310100C2 (ru) 2006-01-10 2006-01-10 Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2310100C2 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2592954C2 (ru) * 2011-03-04 2016-07-27 Снекма Способ устранения вращающегося срыва в газотурбинном двигателе
RU2764225C2 (ru) * 2017-03-07 2022-01-14 Сафран Эркрафт Энджинз Способ и устройство для выявления условий, способствующих возникновению помпажа, для защиты компрессора газотурбинного двигателя самолета
RU2789806C1 (ru) * 2022-07-21 2023-02-10 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Способ автоматической защиты газотурбинного двигателя от помпажа

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2592954C2 (ru) * 2011-03-04 2016-07-27 Снекма Способ устранения вращающегося срыва в газотурбинном двигателе
RU2764225C2 (ru) * 2017-03-07 2022-01-14 Сафран Эркрафт Энджинз Способ и устройство для выявления условий, способствующих возникновению помпажа, для защиты компрессора газотурбинного двигателя самолета
RU2789806C1 (ru) * 2022-07-21 2023-02-10 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Способ автоматической защиты газотурбинного двигателя от помпажа
RU2798129C1 (ru) * 2022-07-21 2023-06-15 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа

Also Published As

Publication number Publication date
RU2006100531A (ru) 2007-07-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2976984C (en) Shaft event detection in gas turbine engines
CA2348342C (en) Surge detection system of gas turbine aeroengine
US4622808A (en) Surge/stall cessation detection system
US5051918A (en) Gas turbine stall/surge identification and recovery
US10072579B2 (en) Apparatus for discriminating ignition in a gas-turbine aeroengine
RU2337250C2 (ru) Способ управления газотурбинным двигателем на динамических режимах разгона и дросселирования
EP3199784B1 (en) Fuel flow control
CN110418881B (zh) 用于检测有助于发生泵送的条件以保护飞行器涡轮发动机的压缩机的方法和设备
US11667392B2 (en) Method and system for operating a rotorcraft engine
US10071820B2 (en) Inclement weather detection for aircraft engines
US10829236B2 (en) Inclement weather detection in aircraft
US10309249B2 (en) Control apparatus for a gas-turbine aeroengine
RU2310100C2 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора
RU2255247C1 (ru) Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя
CA3060471A1 (en) Engine optimization biased to high fuel flow rate
RU2305788C2 (ru) Способ аварийной защиты газотурбинного двигателя при отказах и неисправностях
EP3855004B1 (en) Methods and systems for starting a gas turbine engine
EP0670425B1 (en) Method of surge detection
RU2329388C1 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя
RU2482024C2 (ru) Способ управления силовой установкой вертолета
RU2389008C1 (ru) Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой
RU2489592C1 (ru) Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель
RU2497001C1 (ru) Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель
RU2306446C1 (ru) Способ управления силовой установкой самолета
RU2801768C1 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа 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