RU2379535C2

RU2379535C2 - Method to control gas turbine engine fuel system

Info

Publication number: RU2379535C2
Application number: RU2008103209/06A
Authority: RU
Inventors: Юрий Петрович Дудкин (RU); Юрий Петрович Дудкин; Виктор Александрович Гладких (RU); Виктор Александрович Гладких; Геннадий Викторович Фомин (RU); Геннадий Викторович Фомин
Original assignee: Открытое акционерное общество "СТАР"
Priority date: 2008-01-28
Filing date: 2008-01-28
Publication date: 2010-01-20
Also published as: RU2008103209A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed invention can be used in electronic-hydromechanical automatic control systems (ACS) of gas turbine engines (GTE). It consists in measuring, in engine actual or false starting, engine rotor rpm, and actual fuel consumption in combustion chamber and air pressure at GTE compressor inlet to determine the moment fuel manifold starts operation at. It comprises also comparing fuel pressure in said manifold and air pressure at engine intake. If said difference falls beyond preset range, signal "Faulty Fuel System" is generated to inhibit starting the engine.

EFFECT: higher quality of fuel system control, increased reliability of GTE and aircraft safety.

1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing and can be used in electronic hydromechanical systems (ACS) for automatic control of gas turbine engines (GTE).

Известен способ контроля топливной системы ГТД, заключающийся в том, что после каждого полета и перед каждым вылетом контролируют отсутствие подтекания топлива и масла (И.В.Кеба. Летная эксплуатация вертолетных ГТД. М.: Транспорт, 1976 г., стр.20).A known method of controlling the fuel system of a gas turbine engine, which consists in the fact that after each flight and before each departure, the absence of leakage of fuel and oil is controlled (I.V. Keba. Flight operation of helicopter gas turbine engines. M .: Transport, 1976, p. 20) .

Недостатком известного способа является его низкая эффективность с точки зрения обнаружения зарождающихся дефектов в топливной системе ГТД.The disadvantage of this method is its low efficiency in terms of detecting incipient defects in the fuel system of a gas turbine engine.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ контроля топливной системы ГТД, заключающийся в том, что измеряют давление топлива в коллекторе камеры сгорания (КС) ГТД, сравнивают его с наперед заданной величиной и, если давление ниже этой величины, формируют сигнал «Неисправность топливной системы» (И.В.Кеба. Диагностика авиационных ГТД. М.: Транспорт, 1980 г., стр.32).Closest to the present invention, the technical essence is a method of controlling a gas turbine engine fuel system, which consists in measuring the fuel pressure in a gas turbine combustion chamber (КС) manifold, comparing it with a predetermined value and, if the pressure is lower than this value, generating a signal "Fault fuel system ”(I.V. Keba. Diagnostics of aircraft gas turbine engines. M: Transport, 1980, p. 32).

Недостатком этого способа является следующее.The disadvantage of this method is the following.

Контроль осуществляется на основных режимах работы ГТД. При наличии фактического дефекта в топливной системе, например негерметичности топливопровода, это может привести к пожару двигателя.Control is carried out on the main modes of operation of the gas turbine engine. If there is an actual defect in the fuel system, such as a leak in the fuel line, this can lead to engine fire.

Это, в свою очередь, приводит к снижению надежности работы ГТД и, как следствие, снижению безопасности летательного аппарата (ЛА).This, in turn, leads to a decrease in the reliability of the gas turbine engine and, as a consequence, to a decrease in the safety of the aircraft.

Целью изобретения является повышение качества контроля топливной системы ГТД и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.The aim of the invention is to improve the quality of control of the fuel system of a gas turbine engine and, as a result, increase the reliability of a gas turbine engine and the safety of aircraft.

Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля топливной системы ГТД, заключающемся в том, что измеряют давление топлива в коллекторе камеры сгорания ГТД, дополнительно на режиме запуска или ложного запуска двигателя измеряют частоту вращения ротора двигателя, фактический расход топлива в КС и давление воздуха на входе в компрессор ГТД, по частоте вращения ротора двигателя и фактическому расходу топлива в КС определяют момент включения в работу топливного коллектора, сравнивают давление топлива в коллекторе и давление воздуха на входе в двигатель, если разница не укладывается в наперед заданный диапазон, формируют сигнал «Неисправность топливной системы» и прекращают запуск двигателя.This goal is achieved by the fact that in the method of monitoring the fuel system of a gas turbine engine, which consists in measuring the pressure of the fuel in the manifold of the combustion chamber of the gas turbine engine, in addition to starting or false starting the engine, the rotor speed of the engine, the actual fuel consumption in the compressor station and air pressure are measured at the inlet of the gas turbine compressor, the moment of turning on the fuel manifold is determined by the rotor speed of the engine and the actual fuel consumption in the compressor station, the fuel pressure in the manifold and the air pressure are compared and at the inlet to the engine if the difference does not fit into the previously specified range, a signal is formed "Fault fuel system" and the engine start is stopped.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.The drawing shows a diagram of a device that implements the inventive method.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), сумматор 2, первый блок 3 нелинейности (БН), нормально разомкнутый ключ 4, запоминающее устройство (ЗУ) 5, табло 6 «Неисправность топливной системы», управляемый вход ЗУ 5 подключен к кнопке 7 «Начальная установка», второй 8 и третий 9 БН, входы которых подключены к БД 1, а выходы - через логический элемент «И» 10 - к управляемому входу нормально разомкнутого ключа 4, выход ЗУ 5 подключен к устройству 11 останова (УО) двигателя.The device contains series-connected sensor block 1 (DB), adder 2, first nonlinearity block 3 (BN), normally open key 4, memory (memory) 5, panel 6 "Fuel system malfunction", the controlled input of memory 5 is connected to button 7 "Initial installation", the second 8 and third 9 BN, the inputs of which are connected to DB 1, and the outputs through the logic element "10" to the controlled input of the normally open key 4, the output of the memory 5 is connected to the device 11 of the stop (UO) of the engine .

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Контроль проводится на режиме запуска двигателя до момента розжига камеры сгорания. После включения стартера и начала раскрутки ротора двигателя анализируются получаемые из БД 1 частота вращения ротора двигателя (в БН 9) и расход топлива, подаваемый в топливный коллектор КС (в БН 8). При нахождении частоты вращения ротора в диапазоне начала подачи топлива в КС (например, для ГТД ТВ7-117, входящего в силовую установку самолета Ил-114, этот диапазон составляет от 10 до 30%) на выходе БН 9 формируется сигнал, подаваемый на вход в элемент «И» 10. При значении измеренного расхода топлива, равного расходу розжига КС (для ГТД ТВ7-117 диапазон расхода топлива на розжиге в зависимости от условий на входе в двигатель составляет от 50 до 60 кг/ч) на выходе БН 8 формируется сигнал, также подаваемый на вход в элемент «И» 10. На выходе элемента «И» 10 формируется сигнал, который замыкает нормально разомкнутый ключ 4. Одновременно с этим в сумматоре 2 вычисляется разность между полученными из БД 1 значениями давления топлива в коллекторе КС и давлением воздуха на входе в двигатель. Полученная разница анализируется в БН 3: если ее величина не попадает в контрольный диапазон КС (для ГТД ТВ7-117 он составляет от 1,4 до 3,4 кг/см²), на выходе БН 3 формируется сигнал, который через ключ 4 и ЗУ 5 подается на табло «Неисправность топливной системы» и на УО 11. После выключения двигателя по сигналу от кнопки 7 содержимое ЗУ 5 обнуляется.The control is carried out at the engine start mode until the combustion chamber is ignited. After the starter is turned on and the engine rotor starts spinning, the engine rotor speed (from BN 9) obtained from the DB 1 and the fuel consumption supplied to the fuel collector KS (in BN 8) are analyzed. When the rotor speed is in the range of the fuel supply to the compressor station (for example, for the gas turbine engine TV7-117, which is included in the power plant of the Il-114 aircraft, this range is from 10 to 30%), a signal is generated at the output of the BN 9 “I” element 10. When the measured fuel consumption is equal to the ignition flow of the compressor (for gas turbine engines TV7-117, the range of fuel consumption for ignition, depending on the conditions at the engine inlet, is from 50 to 60 kg / h), a signal is generated at the output of BN 8 also supplied to the entrance to the element "And" 10. At the output of the element "And" 10 for A signal is generated that closes a normally open switch 4. At the same time, the adder 2 calculates the difference between the fuel pressure in the collector KS obtained from the DB 1 and the air pressure at the engine inlet. The resulting difference is analyzed in BN 3: if its value does not fall in the control range of the compressor (for TBD TV7-117 it is from 1.4 to 3.4 kg / cm ² ), a signal is generated at the output of BN 3, which is transmitted through key 4 and The memory 5 is fed to the panel "Fuel system malfunction" and on the UO 11. After turning off the engine by the signal from button 7, the contents of the memory 5 are reset.

Таким образом, обеспечивается повышение качества контроля топливной системы и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.Thus, improving the quality of control of the fuel system and, as a result, improving the reliability of the gas turbine engine and the safety of the aircraft is ensured.

СПИСОК ИСТОЧНИКОВ ИНФОРМАЦИИLIST OF SOURCES OF INFORMATION

1. И.В.Кеба. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М.: Транспорт, 1976 г.1. I.V. Keba. "Flight Operation of Helicopter GTE", Moscow: Transport, 1976

2. И.В.Кеба. «Диагностика авиационных ГТД», М.: Транспорт, 1980 г.2. I.V. Keba. "Diagnostics of aircraft GTE", M .: Transport, 1980

Claims

The method of controlling the gas turbine engine fuel system, which consists in measuring the fuel pressure in the manifold of the gas turbine engine combustion chamber, characterized in that, in addition to the engine start or false start mode, the engine rotor speed, the actual fuel consumption in the compressor station and the air pressure at the compressor inlet are measured GTE, by the frequency of rotation of the engine rotor and the actual fuel consumption in the compressor station, determine the moment the fuel manifold is turned on, compare the fuel pressure in the manifold and the air pressure at the engine inlet If, if the difference does not fit into the predetermined range, the signal “Fuel system malfunction” is generated and the engine is stopped.