RU2310100C2 - Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора - Google Patents
Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора Download PDFInfo
- 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
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 
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 
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 
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 
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: Gт/Рк *=const, Gт/Рк *=f(n вх пр), 
и др. («Динамика авиационных ГТД», М.: Машиностроение, 1989 г., стр.141-144).
В заявляемом способе используется закон 
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 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
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 
(ускорение), поступающей на вход блока 5.
Блок 5 - блок управления, вырабатывающий управляющий сигнал на дозирование топлива по закону управления приемистостью 
при наличии входного сигнала I3=1. Для реализации программы 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 с выхода блока 4 и сигнал о величине давления Рвх *. Сигналы о величине и Рвх * используются при выработке управляющего сигнала на дозирование топлива для реализации закона управления приемистостью 
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
Claims (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 производнуюи 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
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)
| 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 |
-
2006
- 2006-01-10 RU RU2006100531/06A patent/RU2310100C2/ru active
Cited By (4)
| 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 | |
| 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 | |
| RU2403548C1 (ru) | Способ контроля технического состояния газотурбинной установки | |
| 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 |