RU2387854C2 - Method to control gas turbine engine fuel system - Google Patents

Method to control gas turbine engine fuel system Download PDF

Info

Publication number
RU2387854C2
RU2387854C2 RU2008115844/06A RU2008115844A RU2387854C2 RU 2387854 C2 RU2387854 C2 RU 2387854C2 RU 2008115844/06 A RU2008115844/06 A RU 2008115844/06A RU 2008115844 A RU2008115844 A RU 2008115844A RU 2387854 C2 RU2387854 C2 RU 2387854C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
pressure
engine
signal
gas turbine
Prior art date
Application number
RU2008115844/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2008115844A (en
Inventor
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 (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" filed Critical Открытое акционерное общество "СТАР"
Priority to RU2008115844/06A priority Critical patent/RU2387854C2/en
Publication of RU2008115844A publication Critical patent/RU2008115844A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2387854C2 publication Critical patent/RU2387854C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Turbines (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engine production and can be used in gas turbine engine ACS. In compliance with the proposed invention, additionally measured are engine rotor rpm, actual fuel flow rate in KC, gas pressure in KC and fuel pressure at fuel filter inlet. Fuel pressure in engine KC manifold is compared with gas pressure in KC. If difference falls beyond preset range selected for every type of engine by experiments and computation, signal "Faulty fuel system" is generated. Engine rotor rpm is used to define from known relationship, the designed fuel pressure ahead of fuel filter. If measure pressure exceeds designed one by preset value, signal "Fuel filter fault" is generated. If measured fuel pressure is smaller than preset one at filter inlet, signal "Faulty 1st fuel pump" is generated. Gas turbine engine rotor run-out conditions are used to set fuel metering unit into position that allows maximum fuel consumption. If measured fuel pressure at fuel filter inlet is smaller than preset one, signal "Faulty 2nd fuel pump" is generated.
EFFECT: improved control, hence, engine higher efficiency and reliability.
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 [1].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 [1].

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» [2].Closest to the present invention, the technical essence is a method for controlling a gas turbine engine fuel system, which consists in measuring the fuel pressure in the 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 ”[2].

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

Сигнал «Неисправность топливной системы» является интегральным, т.е. без локализации неисправности до конкретного отказавшего узла или агрегата топливной системы. Это затрудняет и удлиняет процедуру устранения неисправности и, как следствие, снижает экономическую эффективность работы ГТД.The signal "Fuel system malfunction" is integral, i.e. without localization of the malfunction to a specific failed node or unit of the fuel system. This complicates and lengthens the troubleshooting procedure and, as a result, reduces the economic efficiency of gas turbine engine operation.

Кроме того, такой способ контроля в системе топливопитания с резервированием (например, в топливной системе двигателя ТВ7-117, входящего в силовую установку самолетов Ил-114, и содержащей последовательно соединенные первый топливный насос, топливный фильтр, устройство переключения насосов, дозатор топлива, причем ко второму входу устройства переключения насосов подключен второй топливный насос) не позволяет обнаружить отказ резервированных узлов. Это не позволяет своевременно восстановить резерв системы и, как следствие, снижает надежность работы ГТД.In addition, such a control method in the redundant fuel supply system (for example, in the fuel system of the TV7-117 engine, which is part of the power plant of the Il-114 aircraft, and which contains the first fuel pump, fuel filter, pump switching device, fuel dispenser in series, a second fuel pump is connected to the second input of the pump switching device) it does not detect the failure of redundant nodes. This does not allow timely restoration of the system reserve and, as a result, reduces the reliability of the gas turbine engine.

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

Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля топливной системы ГТД с двумя топливными насосами, заключающемся в том, что измеряют давление топлива в коллекторе КС ГТД, дополнительно измеряют частоту вращения ротора двигателя, фактический расход топлива в КС, давление газа в КС и давление топлива на входе в топливный фильтр, сравнивают давление топлива в коллекторе КС ГТД с давлением газа в КС, если перепад не укладывается в заданный наперед диапазон, определяемый для каждого типа двигателей расчетно-экспериментальным методом, формируют сигнал «Неисправность топливной системы», по частоте вращения ротора двигателя по известной зависимости определяют расчетное давление топлива перед топливным фильтром, если измеренное давление топлива на входе в топливный фильтр больше расчетного на заданную наперед величину, формируют сигнал «Отказ топливного фильтра», если измеренное давление топлива на входе в топливный фильтр меньше расчетного на заданную наперед величину, формируют сигнал «Отказ первого топливного насоса», на режиме выбега ротора ГТД устанавливают дозатор топлива в положение, обеспечивающее максимальный расход топлива, если измеренное давление топлива на входе в топливный фильтр меньше расчетного на заданную наперед величину, формируют сигнал «Отказ второго топливного насоса».This goal is achieved by the fact that in the method of monitoring the fuel system of a gas turbine engine with two fuel pumps, which consists in measuring the pressure of the fuel in the manifold of the compressor station of the gas turbine engine, additionally measuring the rotational speed of the engine rotor, the actual fuel consumption in the compressor station, the gas pressure in the compressor station and the fuel pressure at the inlet to the fuel filter, compare the pressure of the fuel in the manifold of the compressor unit of the gas turbine engine with the gas pressure in the compressor unit, if the differential does not fit into the predetermined range determined for each type of engine by the calculation-experimental method generate a signal “Fuel system malfunction”, the calculated fuel pressure in front of the fuel filter is determined from the engine rotor speed using a known dependence, if the measured fuel pressure at the inlet of the fuel filter is higher than the calculated value by a predetermined amount, the signal “Fuel filter failure” is generated if the measured pressure of the fuel at the inlet to the fuel filter is less than the calculated one by a predetermined value, a signal “Failure of the first fuel pump” is generated, the GTE rotor is set to run-down mode fuel dispenser in a position that ensures maximum fuel consumption, if the measured fuel pressure at the inlet to the fuel filter is less than the calculated value by a predetermined amount, the signal “Second fuel pump failure” is generated.

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

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), первый блок 2 нелинейности (БН), сумматор 3, второй вход которого подключен к выходу БД 1, а выход через второй БН 4 - к табло 5 «Неисправность топливного фильтра», через третий БН 6 - к табло 7 «Неисправность первого насоса», через четвертый БН и нормально разомкнутый ключ 9 - к табло 10 «Неисправность второго насоса», управляемый вход ключа 9 подключен к выходу БД 1 через логический элемент И 11 и пятый 12 и шестой БН 13, последовательно соединенные второй сумматор 14, оба входа которого подключены к выходу БД 1, седьмой БН 15, табло 16 «Неисправность топливной системы».The device contains a series-connected block 1 of sensors (DB), the first block 2 of nonlinearity (BN), the adder 3, the second input of which is connected to the output of the DB 1, and the output through the second BN 4 to the display 5 "Fuel filter malfunction", through the third BN 6 - to the scoreboard 7 "Fault of the first pump", through the fourth BN and a normally open key 9 - to the scoreboard 10 "Fault of the second pump", the controlled input of the key 9 is connected to the output of the DB 9 through the logic element And 11 and the fifth 12 and sixth BN 13 connected in series to the second adder 14, both inputs of which connected to the output of DB 1, the seventh BN 15, the scoreboard 16 "Fault fuel system."

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Неисправность топливной системы определяется следующим образом.The malfunction of the fuel system is determined as follows.

В сумматоре 14 вычисляется перепад топлива на форсунках КС ГТД: сравниваются величины давления топлива в коллекторе и давления газа в КС ГТД, поступающие из БД 1. Величина перепада подается в БН 15. Если перепад не укладывается в наперед заданный диапазон, определяемый расчетным путем и уточняемый по результатам стендовых и летных испытаний двигателя (для двигателя ТВ7-117 это диапазон составляет от 1,4 кг/см2 до 3,4 кг/см2), на выходе БН 15 формируется сигнал на табло 16 «Неисправность топливной системы».In adder 14, the differential pressure on the nozzles of the gas turbine engine is calculated: the values of the fuel pressure in the manifold and the gas pressure in the gas turbine engine coming from the database are compared 1. The difference is supplied to the BN 15. If the differential does not fit in a predetermined range, determined by calculation and specified according to the results of bench tests and flight tests of the engine (for the TV7-117 engine this range is from 1.4 kg / cm 2 to 3.4 kg / cm 2 ), a signal is displayed at the output of BN 15 on the display 16 “Fuel system malfunction”.

Локализация отказавшего элемента топливной системы производится следующим образом.Localization of a failed element of the fuel system is as follows.

По величине частоты вращения ротора двигателя, получаемой из БД 1, в БН 2 формируется расчетное значение давления Ртоп.расч. топлива. В сумматоре 3 Ртоп.расч. сравнивается с измеренным (из БД 1) значением давления топлива Ртоп.изм.. На выходе сумматора 3 формируется величина рассогласования ΔРтоп. между измеренным и расчетным давлениями топливаThe magnitude of the rotational speed of the rotor of the engine, obtained from the database 1, in BN 2 is formed the calculated pressure value P top.calc. fuel. In the adder 3 P top.calc. is compared with the measured (from DB 1) fuel pressure value P top.ism. . At the output of the adder 3, the mismatch ΔР top is formed. between measured and calculated fuel pressures

Для обеспечения контроля работоспособности топливного фильтра величина ΔРтоп. в БН 4 сравнивается с наперед заданной константой (для двигателя ТВ7-117 эта константа равна 5 кг/см2). Наиболее часто встречающийся отказ топливного фильтра, приводящий к существенному изменению подачи топлива в КС ГТД, - это засорение фильтра. При засорении фильтра давление топлива перед фильтром растет: величина ΔРтоп. становится больше константы, на выходе БН 4 формируется сигнал, подаваемый на табло 5 «Отказ топливного фильтра».To ensure control of the fuel filter operability, ΔР top value . in BN 4 it is compared with a predetermined constant (for the TV7-117 engine, this constant is 5 kg / cm 2 ). The most common failure of the fuel filter, leading to a significant change in the fuel supply to the gas turbine engine, is filter clogging. If the filter is clogged, the fuel pressure in front of the filter increases: ΔP top. it becomes more than a constant, at the output of BN 4 a signal is generated that is fed to the display 5 “Fuel filter failure”.

Для обеспечения контроля работоспособности первого топливного насоса величина ΔРтоп. в БН 6 сравнивается с наперед заданной константой (для двигателя ТВ7-117 эта константа равна 24 кг/см2). При отказе первого топливного насоса давление топлива перед фильтром существенно падает: величина ΔРтоп. становится меньше константы, на выходе БН 6 формируется сигнал, подаваемый на табло 7 «Отказ первого топливного насоса».To ensure control of the operability of the first fuel pump, the value of ΔP top. in BN 6 it is compared with a predetermined constant (for the TV7-117 engine, this constant is 24 kg / cm 2 ). In case of failure of the first fuel pump, the fuel pressure in front of the filter drops significantly: ΔР top value . becomes less than a constant, at the output of BN 6 a signal is generated, which is fed to the display 7 “Failure of the first fuel pump”.

Для обеспечения контроля работоспособности второго топливного насоса величина ΔРтоп. в БН 8 сравнивается с наперед заданной константой (для двигателя ТВ7-117 эта константа равна 8 кг/см2). Контроль второго топливного насоса проводится на режиме выбега после перевода дозатора топлива в положение, обеспечивающее максимальный расход топлива:To ensure control of the operability of the second fuel pump, ΔР top value . in BN 8 it is compared with a predetermined constant (for the TV7-117 engine, this constant is 8 kg / cm 2 ). The control of the second fuel pump is carried out in the coast mode after the transfer of the fuel dispenser to a position that ensures maximum fuel consumption:

- при снижении частоты вращения ротора двигателя, подаваемого из БД 1 в БН 13, ниже определенной величины (для двигателя ТВ7-117 эта величина составляет 35%) на выходе БН 13 формируется сигнал, подаваемый на вход элемента И 11.- when the rotational speed of the rotor of the engine supplied from DB 1 to BN 13 is reduced below a certain value (for the TV7-117 engine this value is 35%), a signal is generated at the output of BN 13 and applied to the input of element 11.

- при увеличении расхода топлива, подаваемого из БД 1 в БН 12, выше определенной величины (для двигателя ТВ7-117 эта величина составляет 450 кг/ч), на выходе БН 12 формируется сигнал, подаваемый на вход элемента И 11.- with an increase in fuel consumption supplied from DB 1 to BN 12, above a certain value (for the TV7-117 engine this value is 450 kg / h), a signal is generated at the output of BN 12 that is fed to the input of And 11.

При этом на выходе элемента И 11 формируется сигнал, замыкающий нормально разомкнутый ключ 9.At the same time, at the output of the element And 11 a signal is formed that closes the normally open switch 9.

При отказе второго топливного насоса на режиме выбега производительности одного первого насоса для обеспечения максимального расхода топлива не хватает. При этом давление топлива перед фильтром падает: величина ΔРтоп. становится меньше константы, на выходе БН 8 формируется сигнал, подаваемый через замкнутый ключ 9 на табло 10 «Отказ второго топливного насоса».In case of failure of the second fuel pump in the coasting mode, the productivity of one first pump is not enough to ensure maximum fuel consumption. In this case, the fuel pressure in front of the filter drops: ΔP top. becomes less than a constant, at the output of BN 8 a signal is generated that is supplied through a closed key 9 to the display 10 “Failure of the second fuel pump”.

Таким образом, обеспечивается повышение полноты контроля топливной системы ГТД и, как следствие, повышение надежности и эффективности работы ГТД и безопасности ЛА.Thus, increasing the completeness of control of the fuel system of the gas turbine engine and, as a result, increasing the reliability and efficiency of the gas turbine engine and the safety of the aircraft is ensured.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИINFORMATION SOURCES

1. И.В.Кеба «Летная эксплуатация вертолетных ГТД». - М.: Транспорт, 1976 г.1. I.V. Keba “Flight operation of helicopter gas turbine engines”. - M .: Transport, 1976

2. И.В.Кеба «Диагностика авиационных ГТД». - М.: Транспорт, 1980 г.2. I.V. Keba “Diagnostics of aircraft gas turbine engines”. - M .: Transport, 1980

Claims (1)

Способ контроля топливной системы ГТД, заключающийся в том, что измеряют давление топлива в коллекторе камеры сгорания (КС) ГТД, отличающийся тем, что дополнительно измеряют частоту вращения ротора двигателя, фактический расход топлива в КС, давление газа в КС и давление топлива на входе в топливный фильтр, сравнивают давление топлива в коллекторе КС ГТД с давлением газа в КС, если перепад не укладывается в наперед заданный диапазон, определяемый для каждого типа двигателей расчетно-экспериментальным методом, формируют сигнал «Неисправность топливной системы», по частоте вращения ротора двигателя по известной зависимости определяют расчетное давление топлива перед топливным фильтром, если измеренное давление топлива на входе в топливный фильтр больше расчетного на наперед заданную величину, формируют сигнал «Отказ топливного фильтра», если измеренное давление топлива на входе в топливный фильтр меньше расчетного на наперед заданную величину, формируют сигнал «Отказ первого топливного насоса», на режиме выбега ротора ГТД устанавливают дозатор топлива в положение, обеспечивающее максимальный расход топлива, если измеренное давление топлива на входе в топливный фильтр меньше расчетного на наперед заданную величину, формируют сигнал «Отказ второго топливного насоса». The method of controlling the fuel system of a gas turbine engine, which consists in measuring the pressure of the fuel in the manifold of the combustion chamber (KS) of the gas turbine engine, characterized in that it additionally measures the rotational speed of the engine rotor, the actual fuel consumption in the KS, the gas pressure in the KS and the fuel pressure at the inlet fuel filter, compare the pressure of the fuel in the manifold of the compressor unit of the gas turbine engine with the gas pressure in the compressor unit, if the differential does not fit into the predetermined range determined for each type of engine by the calculation-experimental method, the signal “Fault fuel system ”, the estimated fuel pressure in front of the fuel filter is determined from the engine rotor speed using a known dependence, if the measured fuel pressure at the inlet of the fuel filter is higher than the calculated value in advance, the signal“ Fuel filter failure ”is generated if the measured fuel pressure is the entrance to the fuel filter is less than the calculated value by a predetermined value in advance, the signal “Failure of the first fuel pump” is generated, the fuel meter is set to the providing the maximum fuel consumption, if the measured fuel pressure at the inlet to the fuel filter is less than the calculated value by a predetermined value in advance, the signal “Second fuel pump failure” is generated.
RU2008115844/06A 2008-04-21 2008-04-21 Method to control gas turbine engine fuel system RU2387854C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008115844/06A RU2387854C2 (en) 2008-04-21 2008-04-21 Method to control gas turbine engine fuel system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008115844/06A RU2387854C2 (en) 2008-04-21 2008-04-21 Method to control gas turbine engine fuel system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008115844A RU2008115844A (en) 2009-10-27
RU2387854C2 true RU2387854C2 (en) 2010-04-27

Family

ID=41352657

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008115844/06A RU2387854C2 (en) 2008-04-21 2008-04-21 Method to control gas turbine engine fuel system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2387854C2 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104608933A (en) * 2015-01-26 2015-05-13 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 Engine inertia separator control system and control method thereof
RU2599084C2 (en) * 2010-11-26 2016-10-10 Снекма Monitoring filter of fuel-supply system of aircraft engine
RU2725919C1 (en) * 2019-11-15 2020-07-07 Акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Control method of technical condition of gas turbine engine fuel regulating system pump

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
КЕБА И.В. Диагностика газотурбинных двигателей. - М.: Транспорт, 1980, с.54-60. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2599084C2 (en) * 2010-11-26 2016-10-10 Снекма Monitoring filter of fuel-supply system of aircraft engine
CN104608933A (en) * 2015-01-26 2015-05-13 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 Engine inertia separator control system and control method thereof
RU2725919C1 (en) * 2019-11-15 2020-07-07 Акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Control method of technical condition of gas turbine engine fuel regulating system pump

Also Published As

Publication number Publication date
RU2008115844A (en) 2009-10-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9581088B2 (en) System for performing staging control of a multi-stage combustor
CN101881269A (en) Multistage compressor faut detection and protection
CA2503358C (en) Sensor malfunction detection system for gas-turbine engine
US8857150B2 (en) Monitoring of a high-pressure pump in a turbine engine fuel supply circuit
JP4434815B2 (en) Control device for gas turbine engine
EP2584176B1 (en) Fuel system of a gas turbine
EP3434877B1 (en) Determination of a fuel delivery fault in a gas turbine engine
EP3434884B1 (en) Determination of a fuel delivery fault in a gas turbine engine
US10337945B2 (en) Method for detecting a fuel leak in a fuel system of an aircraft having at least two engines
US20130219913A1 (en) Geared turbofan gas turbine engine with reliability check on gear connection
US9903296B2 (en) Control device for turbocharger
CN1690374B (en) Internal combustion engine with cylinder lubricating system
US20130042622A1 (en) Flow balancing valve
RU2387854C2 (en) Method to control gas turbine engine fuel system
FR2978211A1 (en) METHOD FOR MONITORING A PRESSURE RELIEF VALVE OF A FUEL INJECTION CIRCUIT FOR TURBOMACHINE
US9976474B2 (en) Turbocharger speed anomaly detection
EP2469368A2 (en) Method and system for determining a component's resistance to flow
GB2412752A (en) Control system for discriminating transients in a gas turbine engine
RU2631974C2 (en) Gas-turbine engine with augmented combustion chamber operation mode and its actualization system
EP2458179B1 (en) Method of monitoring an electronic engine control (EEC) to detect fuel screen clogging
US20140088766A1 (en) Health management having system level diagnostic feedback and information fusion
RU2403548C1 (en) Method to control gas turbine plant state
JP2014084754A (en) Rail pressure sensor output characteristic diagnostic method, and common rail-type fuel injection control device
EP1753939B1 (en) Overspeed limiter for turboshaft engines
RU2379535C2 (en) Method to control gas turbine engine fuel system

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner