RU2736228C2 - Способ контроля неисправности пускового клапана газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ контроля неисправности пускового клапана газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2736228C2
RU2736228C2 RU2019107759A RU2019107759A RU2736228C2 RU 2736228 C2 RU2736228 C2 RU 2736228C2 RU 2019107759 A RU2019107759 A RU 2019107759A RU 2019107759 A RU2019107759 A RU 2019107759A RU 2736228 C2 RU2736228 C2 RU 2736228C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine engine
gas turbine
sensors
closed position
open
Prior art date
Application number
RU2019107759A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2019107759A3 (ru
RU2019107759A (ru
Inventor
Адель Седрик Абир ВИДЕМАН
Давид Жюльен БОЙЕР
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2019107759A publication Critical patent/RU2019107759A/ru
Publication of RU2019107759A3 publication Critical patent/RU2019107759A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2736228C2 publication Critical patent/RU2736228C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02—Arrangement of sensing elements
    • F01D17/06—Arrangement of sensing elements responsive to speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02—Arrangement of sensing elements
    • F01D17/08—Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/232—Fuel valves; Draining valves or systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16K—VALVES; TAPS; COCKS; ACTUATING-FLOATS; DEVICES FOR VENTING OR AERATING
    • F16K37/00—Special means in or on valves or other cut-off apparatus for indicating or recording operation thereof, or for enabling an alarm to be given
    • F16K37/0025—Electrical or magnetic means
    • F16K37/0041—Electrical or magnetic means for measuring valve parameters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16K—VALVES; TAPS; COCKS; ACTUATING-FLOATS; DEVICES FOR VENTING OR AERATING
    • F16K37/00—Special means in or on valves or other cut-off apparatus for indicating or recording operation thereof, or for enabling an alarm to be given
    • F16K37/0075—For recording or indicating the functioning of a valve in combination with test equipment
    • F16K37/0083—For recording or indicating the functioning of a valve in combination with test equipment by measuring valve parameters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/80—Diagnostics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу (200) контроля неисправности пускового клапана контура запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающему следующие этапы: запуск (203) газотурбинного двигателя (100), при этом в пусковой клапан подают команду изменения состояния с целью его открывания; повышение (204) режима газотурбинного двигателя до первого заранее определенного порога; во время указанного повышения (204) режима газотурбинного двигателя (100): если обнаружено (201) отклонение между датчиками положения перед этапом запуска газотурбинного двигателя или если обнаружено (205) отклонение между датчиками положения, определение (207) датчика положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, при этом другой датчик положения остался в открытом или закрытом положении; когда достигнут первый порог, запоминание (209) датчика положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, как исправного, и датчика положения, оставшегося в открытом или закрытом положении, как неисправного, чтобы измерять состояние пускового клапана только на основании положения исправного датчика положения. Также представлены авиационный газотурбинный двигатель и контур запуска. Изобретение позволяет обеспечивать безопасность полетов, не затрачивая дополнительных средств и не усложняя эксплуатацию летательного аппарата. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к способу контроля неисправности пускового клапана контура запуска авиационного газотурбинного двигателя, в частности контроля отклонения между двумя датчиками положения пускового клапана, при этом один из датчиков положения показывает, что пусковой клапан находится в открытом состоянии, а другой из датчиков положения показывает, что пусковой клапан находится в закрытом состоянии.
Уровень техники
Как известно, контур запуска авиационного газотурбинного двигателя соединен, с одной стороны, с магистралью сжатого воздуха летательного аппарата и, с другой стороны, с пневматическим стартером, который выдает крутящий момент на вал газотурбинного двигателя через коробку скоростей. Этот крутящий момент позволяет преодолеть все противодействующие моменты, действующие на указанный вал и появляющиеся в основном в результате аэродинамического сопротивления вращающихся частей, при механическом трении входящих друг с другом в контакт деталей и при потерях от вязкого трения между входящими друг с другом в контакт деталями, погруженными в жидкую смазку гидравлических контуров смазки и/или контуров теплового регулирования, связанных с указанным газотурбинным двигателем. Стартер плавно ускоряет газотурбинный двигатель, и после достижения заранее определенного режима двигателя происходят впрыск и зажигание топлива в камере сгорания газотурбинного двигателя. Затем, в другом заранее определенном режиме двигателя действие стартера прекращается, и газотурбинный двигатель продолжает ускоряться за счет горения топлива в камере сгорания. Стартер находится, например, на капоте вентилятора газотурбинного двигателя.
Кроме того, контур запуска содержит пусковой клапан (“Starter Air Valve” в англосаксонской терминологии), управляемый устройством управления и выполненный с возможностью изменять состояние между закрытым положением, в котором он препятствует прохождению сжатого воздуха в стартер, и открытым положением, в котором он позволяет сжатому воздуху поступать в стартер. Для этого пусковой клапан представляет собой, например, клапан типа дросселя и содержит заслонку, выполненную с возможностью поворачиваться вокруг поворотной оси, чтобы не пускать сжатый воздух в стартер в закрытом положении и обеспечивать прохождение сжатого воздуха в стартер в открытом положении. Когда пусковой клапан открыт, сжатый воздух проникает в турбину стартера, которая преобразует пневматическую энергию в механическую энергию для вращения вала газотурбинного двигателя.
Отслеживание открытого или закрытого положения пускового клапана имеет первостепенное значение. Любое несвоевременное открывание пускового клапана во время работы газотурбинного двигателя, кроме запуска, то есть во время полета летательного аппарата, может привести к нарушению работы и к ухудшению характеристик газотурбинного двигателя и даже к повреждению стартера. Действительно, если во время работы газотурбинного двигателя происходит нештатное открывание пускового клапана, вращение вала газотурбинного двигателя происходит одновременно под действием энергии топлива и от стартера, который не предусмотрен для работы на этой скорости. Кроме того, такое несвоевременное открывание пускового клапана приводит к продувке магистрали сжатого воздуха летательного аппарата и может повлечь за собой опорожнение воздушных резервуаров летательного аппарата.
Состояние пускового клапана отслеживают при помощи двух отдельных датчиков положения типа переключателя (“switch” в англосаксонской терминологии).
Как правило, датчики положения содержат подвижный контакт, перемещение которого между открытым положением и закрытым положением происходит за счет поворота заслонки пускового клапана. Когда пусковой клапан находится в открытом положении, подвижный контакт датчиков положения входит в контакт с неподвижным контактом открывания (открытое положение), указывая устройству управления, что пусковой клапан находится в открытом положении. Точно так же, когда пусковой клапан находится в закрытом положении, подвижный контакт датчиков положения входит в контакт с неподвижным контактом закрывания (закрытое положение), указывая устройству управления, что пусковой клапан находится в закрытом положении.
Если после подачи команды на изменение состояния клапана оба датчика положения выдают в устройство управления противоречивую информацию, то есть один из датчиков положения показывает, что клапан находится в открытом положении, а другой из датчиков положения показывает, что клапан находится в закрытом положении, это не позволяет определить, что клапан действительно изменил свое состояние. Это несоответствие информации, выдаваемой датчиками положения, обычно называют «неисправностью отклонения».
Такая ситуация возникает, например, когда происходит сплавление между подвижным контактом и неподвижным контактом закрывания одного из датчиков положения. В этом случае подвижный контакт указанного датчика положения не может следовать за поворотом заслонки пускового клапана в направлении открытого положения. В частности, это связано с тем, что пусковой клапан в основном находится в закрытом положении, и, таким образом, подвижный контакт и неподвижный контакт датчиков положения находятся в контакте в течение почти всего своего срока службы. Это связано также с вибрациями газотурбинного двигателя во время работы, которые приводят к появлению трения, в ходе которого подвижный контакт пристает к неподвижному контакту закрывания.
Если отклонение происходит, когда летательный аппарат еще находится на земле, пилот получает сигнал тревоги об отмене взлета. После этого производят осмотр летательного аппарата, чтобы проверить неисправность одного из датчиков положения или всего клапана. Такая процедура является удовлетворительной с точки зрения обеспечения безопасности полетов, но она является относительно дорогой и усложняет эксплуатацию летательного аппарата.
Действительно, когда возникает неисправность отклонения, летательный аппарат может не находиться в зоне технического обслуживания, поэтому возникает трудность в быстрой поставке запчастей. Кроме того, если отклонение происходит, когда летательный аппарат еще находится на земле, пилот получает сигнал отмены взлета, когда летательный аппарат уже готов к взлету, в частности с находящимися на борту пассажирами.
В документе FR 2 972 485 предложен способ контроля изменения состояния пускового клапана газотурбинного двигателя, позволяющий определить, что клапан действительно изменил состояние в результате команды на изменение состояния клапана, независимо от информации, показываемой связанными с клапаном датчиками положения. Для этого в документе предложено измерять давление под капотом вентилятора газотурбинного двигателя при помощи датчика давления. Действительно, когда пусковой клапан переходит из закрытого положения в открытое положение, воздух выходит из турбины стартера и заполняет кожух вентилятора. Это приводит к небольшому повышению давления в кожухе, которое можно измерить и которое будет характеризовать открывание пускового клапана.
Однако в зависимости от газотурбинных двигателей скачок давления, измеряемый датчиком давления, может быть недостаточным по отношению к степени точности указанного датчика давления и может быть связан с другими возможными утечками воздуха, например, при разрыве трубопровода.
Раскрытие сущности изобретения
Задачей изобретения является преодоление вышеупомянутых недостатков. Для этого изобретением предложен способ контроля неисправности пускового клапана, в рамках которого используют успешный запуск газотурбинного двигателя, чтобы подтвердить, что пусковой клапан действительно открылся, и чтобы изолировать определенный как неисправный датчик положения пускового клапана.
В частности, объектом настоящего изобретения является способ контроля неисправности пускового клапана контура запуска авиационного газотурбинного двигателя, при этом указанный контур запуска содержит стартер и магистраль, выполненную с возможностью соединения с устройством подачи сжатого воздуха, при этом магистраль содержит пусковой клапан, выполненный с возможностью изменять состояние между закрытым положением, в котором он перекрывает магистраль, и открытым положением, в котором он устанавливает сообщение между устройством подачи сжатого воздуха и стартером, при этом пусковой клапан содержит два датчика положения, выполненные с возможностью переключаться между открытым положением, когда указанный пусковой клапан находится в открытом положении, и закрытым положением, когда указанный пусковой клапан находится в закрытом положении,
при этом указанный способ содержит следующие этапы:
- запуск газотурбинного двигателя, при этом в пусковой клапан подают команду изменения состояния с целью его открывания;
- повышение режима газотурбинного двигателя до первого заранее определенного порога;
- по время указанного повышения режима газотурбинного двигателя:
- если обнаружено отклонение между положениями датчиков положения перед этапом запуска газотурбинного двигателя, при этом один из датчиков положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков положения находится в открытом положении, - определение датчика положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, при этом другой датчик положения остался в открытом положении;
- в противном случае:
- обнаружение отклонения между положениями датчиков положения, при этом один из датчиков положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков положения находится в открытом положении;
- определение датчика положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, при этом другой датчик положения остался в закрытом положении;
- когда достигнут первый порог режима газотурбинного двигателя:
- запоминание датчика положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, как исправного, и датчика положения, оставшегося в открытом или закрытом положении, как неисправного, чтобы измерять состояние пускового клапана только на основании положения исправного датчика положения.
Предпочтительно во время инициирования запуска газотурбинного двигателя или при достижении газотурбинным двигателем первого порога проверяют, что между положениями датчиков положения по-прежнему обнаруживается отклонение.
Предпочтительно режим двигателя соответствует скорости вращения вала высокого давления газотурбинного двигателя.
Предпочтительно, когда газотурбинный двигатель достигает первого порога, зажигание камеры сгорания газотурбинного двигателя еще не произошло.
Предпочтительно способ дополнительно содержит следующие этапы:
- зажигание камеры сгорания газотурбинного двигателя;
- повышение режима газотурбинного двигателя до второго заранее определенного порога;
- во время указанного повышения режима газотурбинного двигателя:
- подача команды на изменение состояния пускового клапана с целью его закрывания; затем
- если обнаружилось отклонение между положениями датчиков положения до этапа подачи команды на изменение состояния в пусковой клапан, при этом один из датчиков положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков положения находится в открытом положении, - определение датчика положения, переключившегося между открытым положением и закрытым положением, при этом другой датчик положения остался в закрытом положении;
- в противном случае:
- обнаружение отклонения между положениями датчиков положения, при этом один из датчиков положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков положения находится в открытом положении;
- определение датчика положения, переключившегося между открытым положением и закрытым положением, при этом другой датчик положения остался в открытом положении;
- когда достигнут второй порог режима газотурбинного двигателя:
- запоминание датчика положения, переключившегося между открытым положением и закрытым положением, как исправного, и датчика положения, оставшегося в закрытом или открытом положении, как неисправного, чтобы измерять состояние пускового клапана только на основании положения исправного датчика положения.
Предпочтительно во время подачи команды на изменение состояния в пусковой клапан или при достижении газотурбинным двигателем второго порога проверяют, что между положениями датчиком положения по-прежнему обнаруживается отклонение.
Предпочтительно запоминание датчика положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением или между открытым положением и закрытым положением, производят после его определения.
Предпочтительно способ дополнительно содержит следующие этапы:
- выключение газотурбинного двигателя;
- понижение режима газотурбинного двигателя до третьего заранее определенного порога;
- при достижении газотурбинным двигателем третьего порога - стирание данных, согласно которым один из датчиков положения является исправным, а другой из датчиков положения является неисправным.
Объектом настоящего изобретения является также контур запуска авиационного газотурбинного двигателя, содержащий:
- стартер,
- магистраль, выполненную с возможностью соединения с устройством подачи сжатого воздуха, при этом магистраль содержит пусковой клапан, выполненный с возможностью изменять состояние между закрытым положением, в котором он перекрывает магистраль, и открытым положением, в котором он устанавливает сообщение между устройством подачи сжатого воздуха и стартером, при этом пусковой клапан содержит два датчика положения, выполненные с возможностью переключаться между открытым положением, когда указанный пусковой клапан находится в открытом положении, и закрытым положением, когда указанный пусковой клапан находится в закрытом положении,
- устройство управления, выполненное с возможностью осуществлять этапы описанного выше способа контроля неисправности пускового клапана.
Объектом изобретения является также авиационный газотурбинный двигатель, содержащий вышеупомянутый контур запуска.
Описание фигур
Другие отличительные признаки, задачи и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания со ссылками на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют неограничивающие примеры.
На фиг. 1 схематично показан газотурбинный двигатель согласно варианту осуществления изобретения, вид в разрезе;
на фиг. 2 схематично показан контур запуска газотурбинного двигателя, изображенного на фиг. 1, и, в частности пускового клапана указанного контура запуска;
на фиг. 3 схематично показано устройство управления пусковым клапаном, изображенным на фиг. 2;
на фиг. 4а-4с показаны блок-схемы способа контроля неисправности пускового клапана контура запуска согласно варианту осуществления изобретения;
на фиг. 5 представлены кривые, показывающие изменения режима газотурбинного двигателя, состояние пускового клапана, положение каждого из датчиков положения указанного пускового клапана и измеренное состояние пускового клапана.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 показан авиационный газотурбинный двигатель 100, содержащий средства для осуществления способа 200 контроля неисправности пускового клапана 13 контура 10 запуска газотурбинного двигателя 100.
Газотурбинный двигатель 100 расположен вокруг оси вращения 101 и содержит от входа к выходу по направлению прохождения газов вентилятор 102, одну или несколько ступеней компрессоров, например, компрессор 103 низкого давления и компрессор 104 высокого давления, камеру 105 сгорания, одну или несколько ступеней турбин, например, турбину 106 высокого давления и турбину 107 низкого давления, и газо-выпускное сопло 108. Вентилятор 102, компрессор 103 низкого давления и турбина 107 низкого давления соединены с валом низкого давления, расположенным вокруг оси 101 вращения. Компрессор 104 высокого давления и турбина 106 высокого давления соединены с валом высокого давления, расположенным вокруг вала низкого давления. Трубина 107 низкого давления приводит во вращение вал низкого давления, тогда как турбина 106 высокого давления приводит во вращение вал высокого давления.
Газотурбинный двигатель 100 содержит также контур 10 запуска, включающий в себя стартер 11 пневматического типа, который расположен, например, на капоте вентилятора 102 газотурбинного двигателя 100 и который получает питание сжатым воздухом через магистраль 12, соединенную с устройством подачи (не показано). Контур 10 запуска показан на фиг. 2. Магистраль 12 содержит пусковой клапан 13 (или “Starter Air Valve” в англосаксонской терминологии), выполненный с возможностью изменять состояние между закрытым положением, в котором он перекрывает магистраль 12, и открытым положением, в котором он устанавливает сообщение между устройством подачи и стартером 11 и позволяет, таким образом, сжатому воздуху приводить в действие стартер 11. Пусковой клапан 13 представляет собой, например, клапан типа дросселя. Устройство подачи может обеспечивать подачу сжатого воздуха при помощи вспомогательной силовой установки (в англосаксонской терминологии “Auxiliary Power Unit” или “APU”), находящейся на борту летательного аппарата, или при помощи наземной установки, или может подавать воздух, отбираемый на запущенном другом газотурбинном двигателе.
Контур 10 запуска содержит также устройство 40 управления, выполненное с возможностью осуществлять способ 200 контроля неисправности пускового клапана 13 контура 10 запуска. Пример устройства 40 управления более детально показан на фиг. 3. Устройство 40 управления содержит входной интерфейс 41, выходной интерфейс 42, соединенный с пусковым клапаном 13, вычислительное устройство 43, память 44 данных, программную память 45, в которой записан способ 200 контроля неисправности пускового клапана, и по меньшей мере одну шину 46 связи. Кроме того, с выходным интерфейсом 42 может быть также соединен интерфейс 47 пользователя. Пусковым клапаном 13 может также управлять напрямую пилот летательного аппарата, а не устройство 40 управления.
Во время фазы запуска газотурбинного двигателя 100, поскольку летательный аппарат находится на земле, устройство 40 управления газотурбинного двигателя 100 передает в пусковой клапан 13, в частности, через свой выходной интерфейс 42, команду на изменение состояния, чтобы пусковой клапан 13 открылся, то есть чтобы пусковой клапан 13 перешел из закрытого положения в открытое положение.
Когда пусковой клапан 13 находится в открытом положении, сжатый воздух проходит в магистрали 12 и приводит в действие стартер 11. При этом стартер 11 приводит во вращение подвижные части высокого давления газотурбинного двигателя 100, пока режим газотурбинного двигателя 100 не станет достаточным для осуществления запуска. Когда режим газотурбинного двигателя 100 становится достаточным, происходит инициирование впрыска и зажигания топлива в камере 105 сгорания газотурбинного двигателя 100.
Затем, после запуска газотурбинного двигателя 100 устройство 40 управления передает в пусковой клапан 13, в частности, через свой выходной интерфейс 42, команду на изменение состояния, чтобы пусковой клапан 13 закрылся, то есть, чтобы пусковой клапан 13 перешел из открытого положения в закрытое положение. При этом пусковой клапан 13 перекрывает магистраль 12, чтобы сжатый воздух больше не приводил в действие стартер 11.
Состояние пускового клапана 13, то есть находится ли он в открытом положении или в закрытом положении, отслеживают при помощи двух датчиков 14, 15 положения пускового клапана 13. Эти два датчика 14, 15 положения связаны с устройством 40 управления, в частности, через его входной интерфейс 41. Датчики 14, 15 положения выполнены с возможностью переключаться между открытым положением, когда пусковой клапан 13 находится в открытом положении, и закрытым положением, когда пусковой клапан 13 находится в закрытом положении. Таким образом, положение датчиков 14, 15 положения характеризует состояние пускового клапана 13.
На фиг. 4а-4с показан способ 200 контроля неисправности пускового клапана 13, осуществляемый устройством 40 управления. Способ 200 содержит следующие этапы:
- запуск 203 газотурбинного двигателя 100, при этом в пусковой клапан 13 подают команду изменения состояния с целью его открывания;
- повышение 204 режима газотурбинного двигателя 100 до первого заранее определенного порога S1;
- во время указанного повышения 204 режима газотурбинного двигателя 100:
- если обнаружено отклонение 201 между положениями датчиков 14, 15 положения перед этапом запуска газотурбинного двигателя 100, при этом один из датчиков 14, 15 положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков 15, 14 положения находится в открытом положении, - определение 207 датчика 14, 15 положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, при этом другой датчик 15, 14 положения остался в открытом положении;
- в противном случае:
- обнаружение 205 отклонения между положениями датчиков 14, 15 положения, при этом один из датчиков 14, 15 положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков 15, 14 положения находится в открытом положении;
- определение 207 датчика 14, 15 положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, при этом другой датчик 15, 14 положения остался в закрытом положении;
- когда достигнут первый порог S1 режима газотурбинного двигателя 100:
- запоминание 209 датчика 14, 15 положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, как исправного, и датчика 15, 14 положения, оставшегося в открытом или закрытом положении, как неисправного, чтобы измерять состояние пускового клапана 13 только на основании положения исправного датчика 14, 15 положения.
Иначе говоря, положение датчика 14, 15 положения, который был запомнен 209 как исправный, будет считаться единственным положением, характеризующим состояние или действительное положение пускового клапана 13.
Таким образом, способ 200 использует успешный запуск газотурбинного двигателя 100, чтобы подтвердить, что пусковой клапан 13 действительно открылся, и изолировать таким образом датчик 15, 14 положения, который оказался неисправным.
Так, если пусковой клапан 13 открылся несвоевременно во время полета летательного аппарата, устройство 40 управления может определить, какой из датчиков 14, 15 положения показывает положение, характеризующее состояние пускового клапана 13, при этом другой из датчиков 15, 14 положения будет изолирован.
Кроме того, поскольку один из датчиков 14, 15 положения выдает надежную информацию о состоянии пускового клапана 13, отпадает необходимость извещать пилота о неисправности отклонения, чтобы отменить взлет, и производить осмотр летательного аппарата, чтобы проверить, что один из датчиков 14, 15 положения или пусковой клапан 13 является неисправным. Следовательно, способ 200 позволяет обеспечивать безопасность полетов, не затрачивая дополнительных средств и не усложняя эксплуатацию летательного аппарата.
Вместе с тем, следует отметить, что если при запуске газотурбинного двигателя 100 не обнаружено никакой неисправности отклонения, то есть никакого отклонения положения между датчиками 14, 15 положения, то будет невозможно определить исправный датчик 14, 15 положения, если отклонение положения может произойти во время полета летательного аппарата.
Способ 200 обеспечивает в непрерывном режиме проверку соответствия между положениями датчиков 14, 15 положения. Эта проверка продолжается в течение всего времени работы газотурбинного двигателя 100.
Если до запуска 203 газотурбинного двигателя 100 обнаруживают отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения, это отклонение должно быть подтверждено при инициировании запуска 203 газотурбинного двигателя 100, чтобы осуществить последующие этапы определения 207 датчика 14, 15 положения, переключившегося между закрытым и открытым положением, и запоминания 209 исправного и неисправного датчиков 14, 15 положения. Иначе говоря, обнаружение 201 отклонения должно произойти до запуска газотурбинного двигателя 100 и должно продолжаться в момент инициирования запуска 203 газотурбинного двигателя 100. Для этого предусмотрено, например, минимальное время выжидания t между обнаружением 201 отклонения положения и инициированием запуска 203 газотурбинного двигателя 100, чтобы подтвердить отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения, если это отклонение по-прежнему обнаруживается после выжидания t. Это время выжидания t, например, заранее записано в памяти 44 данных устройства 40 управления. Время выжидания t устанавливают произвольно, например, в значении 5 с. Это время выжидания не должно быть слишком коротким, чтобы не подтвердить ложную неисправность, или слишком длинным, чтобы иметь возможность учитывать двигатель, который быстро запускается после подачи напряжения на вычислительные устройства двигателя и самолета. Оно может составлять от ста миллисекунд до одной минуты. Для этого запоминание 202 отклонения между положениями датчиков 14, 15 положения происходит, например, сразу при его обнаружении 201 перед запуском 203 газотурбинного двигателя 100. Например, отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения сохраняется в памяти 44 данных устройства 40 управления.
Таким образом, способ 200 осуществляют, только если подтверждается отклонение положения между датчиками 14, 15 положения. Например, отклонение может быть обнаружено, но это отклонение исчезает после переключения последнего из датчиков 14, 15 положения, который просто затратил больше времени на переключение.
Точно так же, если после запуска 203 газотурбинного двигателя 100 обнаружено 205 отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения, это отклонение продолжают отслеживать, когда достигнут первый порог S1, чтобы осуществить последующий этап запоминания 209 исправного и неисправного датчиков 14, 15 положения. Для этого отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения, например, запоминают 206 сразу при его обнаружении 205 до этапа определения 207 переключившегося датчика 14, 15 положения. Например, отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения сохраняют в памяти 44 данных устройства 40 управления.
Таким образом, осуществление способа 200 продолжается, только если отклонение положения между датчиками 14, 15 положения остается реальным после достижения первого порога S1. Например, отклонение может быть обнаружено, но это отклонение исчезает после переключения последнего из датчиков 14, 15 положения, который просто медленнее переключается. Следовательно, чтобы переключиться из закрытого положения в открытое положение, датчики 14, 15 положения имеют в своем распоряжении определенное время между моментом, в который в пусковой клапан 13 подается команда изменения состояния, и моментом, в который газотурбинный двигатель 100 достигает первый порог S1.
Предпочтительно, после определения 207 датчика 14, 15 положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, то есть переключившегося в надлежащем направлении, происходит запоминание 208 этого датчика. Например, датчик 14, 15 положения, переключившийся в надлежащем направлении, записывается в памяти 44 данных устройства 40 управления. Таким образом, устройство 40 управления сохраняет в своей памяти датчик 14, 15 положения, переключившийся в надлежащем направлении, пока газотурбинный двигатель 100 не достигнет первого порога S1. Затем устройство 40 управления может опять использовать эту данную для последующего этапа запоминания 209 исправного датчика 14, 15 положения и неисправного датчика 15, 14 положения.
Предпочтительно режим двигателя соответствует скорости вращения вала 110 высокого давления газотурбинного двигателя 100. Этот режим двигателя называют также N2.
Например, первый порог S1 заранее записан в памяти 22 данных устройства 40 управления. Когда газотурбинный двигатель 100 достигает первого порога S1, камера 105 сгорания газотурбинного двигателя 100 еще не включена. Действительно, этот порог S1 должен быть ниже порога запуска двигателя, чтобы избежать его «загрязнения» энергией топлива. Иначе говоря, когда газотурбинный двигатель 100 достигает первого порога S1, отсечный топливный клапан (не показан) топливного контура газотурбинного двигателя находится в закрытом положении, чтобы топливо не поступало в форсунки камеры 105 сгорания. Первый порог S1 зависит от используемого датчика и, например, составляет 765 оборотов в минуту. Кроме того, для некоторых типов летательных аппаратов значение порога обычно выбирают достаточно низким, чтобы быть уверенным в том, что двигатель приводится во вращение только от стартера (а не от встречного ветра).
Например, исправный датчик 14, 15 положения и неисправный датчик 15, 14 положения сохраняются 209 в памяти 44 данных устройства 40 управления.
Во время запоминания 209 исправного и неисправного датчиков 14, 15 положения, в память 44 данных устройства 40 управления вносится, например, также запись, что способ 200 был действительно осуществлен.
При отсутствии обнаружения отклонения положения между датчиками 14, 15 положения в рамках способа 200 в памяти 44 данных устройства 40 управления может быть внесена запись о том, что оба датчика 14, 15 положения являются исправными.
Факультативная логика:
Способ 200 может также включать в себя следующие этапы:
- зажигание 210 камеры 105 сгорания газотурбинного двигателя 100;
- повышение 213 режима газотурбинного двигателя 100 до второго заранее определенного порога S2;
- во время указанного повышения 213 режима газотурбинного двигателя 100:
- подача 214 команды на изменение состояния пускового клапана 13 с целью его закрывания; затем
- если обнаружилось 211 отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения до этапа подачи 214 команды на изменение состояния в пусковой клапан 13, при этом один из датчиков 14, 15 положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков 15, 14 положения находится в открытом положении, - определение 217 датчика положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, при этом другой датчик 15, 14 положения остался в закрытом положении;
- в противном случае:
- обнаружение 215 отклонения между положениями датчиков 14, 15 положения, при этом один из датчиков 14, 15 положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков 15, 14 положения находится в открытом положении;
- определение 217 датчика 14, 15 положения, переключившегося между открытым положением и закрытым положением, при этом другой датчик 15, 14 положения остался в открытом положении;
- когда достигнут второй порог S2 режима газотурбинного двигателя 100:
- запоминание 219 датчика 14, 15 положения, переключившегося между открытым положением и закрытым положением, как исправного, и датчика 15, 14 положения, оставшегося в закрытом или открытом положении, как неисправного, чтобы измерять состояние пускового клапана 13 только на основании положения исправного датчика 14, 15 положения.
Это дает возможность подтвердить, что датчик 14, 15 положения, который был запомнен на предыдущем этапе 209 как исправный, не показывает неисправности во время закрывания пускового клапана 13. Это позволяет повысить надежность способа 200.
Предпочтительно, после определения 217 датчика 14, 15 положения, переключившегося в надлежащем направлении, происходит его запоминание 218. Например, датчик 15, 14 положения, переключившийся в надлежащем направлении, сохраняется в памяти 44 данных устройства 40 управления. Таким образом, устройство 40 управления сохраняет в памяти датчик 14, 15 положения, переключившийся в надлежащем направлении, пока газотурбинный двигатель 100 не достигнет второго порога S2. Затем устройство 40 управления может использовать эту данную для последующего этапа запоминания 219 исправного датчика 14, 15 положения и неисправного датчика 15, 14 положения.
Например, второй порог S2 заранее записан в памяти 44 данных устройства 40 управления. Второй порог S2 строго превышает первый порог S1. Этот порог предусмотрен, чтобы оба датчика 14, 15 положения могли переключиться надлежащим образом. Действительно, поскольку клапан тратит для закрывания, например, 1 с, то 2-5 с спустя можно считать, что датчики положения переключились нормально.
Инициирование зажигания 210 камеры 105 сгорания газотурбинного двигателя 100 происходит, например, при достижении четвертого заранее определенного порога S4. Четвертый порог S4 строго превышает первый порог S1 и строго ниже второго порога S2. Четвертый порог S4 записан, например, в памяти 44 данных устройства 40 управления. Например, четвертый порог S4 составляет 3500 об/мин. Он соответствует скорости вращения частей высокого давления, обеспечивающей нормальное зажигание камеры сгорания. Он зависит от аэродинамических условий в камере и, следовательно, различается для каждой модели двигателя. Как правило, он составляет от 3000 об/мин до 6000 об/мин в зависимости от вариантов применения.
Команду изменения состояния подают 214 в пусковой клапан 13, например, когда режим газотурбинного двигателя 100 достигает пятого заранее определенного порога S5. Пятый порог S5 строго превышает первый порог S1 и строго ниже второго порога S2 и, в случае необходимости, строго превышает четвертый порог S4. Пятый порог S5 записан, например, в памяти 44 данных устройства 40 управления. Например, пятый порог S5 составляет 8560 об/мин. Этот пятый порог соответствует прекращению синхронизации стартера с двигателем, который продолжает ускоряться. Действительно, некоторые стартеры не выдерживают высоких скоростей, поэтому стартер отключают, когда он достигает своего предела во время запуска. Однако существуют некоторые стартеры, способные доводить двигатель до более высокой скорости; в этом случае отключение стартера происходит после запуска двигателя, и затем двигатель больше не ускоряется. В этом случае для второго порога S2 используют не значение скорости, а временной порог.
Если обнаруживают 211 отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения до передачи команды на изменение состояния в пусковой клапан 13 с целью его закрывания, это отклонение необходимо продолжать контролировать, когда команда изменения состояния действительно передается 214 в пусковой клапан 13, чтобы осуществлять последующие этапы определения 217 датчика 14, 15 положения, переключившегося в надлежащем направлении, и запоминания 219 исправного и неисправного датчиков 14, 15 положения. Для этого отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения запоминают 212, например, сразу после его обнаружения 211 до подачи 214 команды изменения состояния в пусковой клапан 13. Например, отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения записывают в памяти 44 данных устройства 40 управления.
Точно так же, если обнаруживают 215 отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения после подачи 214 команды на изменение состояния в пусковой клапан 13 с целью его закрывания, это отклонение должно по-прежнему присутствовать, когда достигается второй порог S2, чтобы осуществлять последующий этап запоминания 219 исправного и неисправного датчиков 14, 15 положения. Для этого отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения запоминают 218, например, сразу после его обнаружения 215. Например, отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения записывают в памяти 44 данных устройства 40 управления.
Таким образом, осуществление способа 200 продолжается, только если отклонение положения между датчиками 14, 15 положения является реальным, когда в пусковой клапан 13 подают 214 команду изменения состояния или когда достигается второй порог S2. Например, может произойти обнаружение 211, 215 отклонения положения, но это отклонение исчезает после переключения последнего из датчиков 14, 15 положения, который просто является более медленным в переключении.
Запоминание 219 исправного и неисправного датчиков 14, 15 положения отменяет запоминание 209 исправного и неисправного датчиков 14, 15 положения, которое было произведено ранее во время открывания пускового клапана 13.
Способ 200 дополнительно может содержать следующие этапы:
- выключение 220 газотурбинного двигателя 100, например, когда летательный аппарат находится на земле;
- понижение 221 режима газотурбинного двигателя 100 до третьего заранее определенного порога S3;
- когда режим двигателя достигает третьего порога S3, стирание 222 данных, согласно которым один из датчиков 14, 15 положения является исправным, а другой из датчиков 15, 14 положения является неисправным.
Предпочтительно, когда режим двигатель достигает третьего порога S3, происходит также стирание 222 данных, согласно которым обнаружено(ы) отклонение или отклонения положения между датчиками 14, 15 положения, и/или данных, идентифицирующих датчик 14, 15 положения, переключившийся в надлежащем направлении, и/или данных, согласно которым способ 200 был действительно осуществлен.
Иначе говоря, способ 200 повторно инициализируют 222, чтобы его можно было осуществлять, например, во время следующего полета летательного аппарата. Это позволяет избегать учета неисправности отклонения, в то время как считавшийся неисправным датчик 15, 14 положения становится рабочим. Это происходит, например, когда датчик 15, 14 положения разблокируется самостоятельно или когда произведен ремонт пускового клапана 13. Это позволяет также обеспечивать взаимозаменяемость устройства 40 управления.
Например, из памяти 44 данных устройства 40 управления стирают 222 данные, согласно которым один из датчиков 14, 15 положения является исправным, а другой из датчиков 15, 14 положения является неисправным. Это же относится к данным, согласно которым обнаружено(ы) отклонение или отклонения положения между датчиками 14, 15 положения, и/или к данным, идентифицирующим датчик 14, 15 положения, переключившийся в надлежащем направлении, и/или к данным, согласно которым способ 200 был действительно осуществлен.
Например, третий порог S3 заранее записан в памяти 44 данных устройства 40 управления. Предпочтительно, когда газотурбинный двигатель 100 достигает третьего порога S3, летательный аппарат находится на земле. Например, третий порог S3 составляет 3000 об/мин. Этот порог позволяет идентифицировать конец полета самолета. В этом примере считается, что в результате отключения пилотом, если режим понижается ниже 3000 об/мин, самолет завершил полет. Этот выбор является произвольным в зависимости от опыта механика. Можно также использовать другие сигналы, позволяющие определять завершение полета, учитываемое компьютерной программой.
На фиг. 5 показаны несколько кривых, иллюстрирующих пример условий работы газотурбинного двигателя 100, начиная от его запуска и до его выключения. В этом примере, как будет более подробно пояснено ниже, отклонение положения между датчиками 14, 15 положения обнаружено после запуска газотурбинного двигателя 100.
Первая кривая 300 соответствует режиму двигателя, то есть скорости вращения газотурбинного двигателя 100.
Вторая кривая 301 соответствует состоянию пускового клапана 13. На этой второй кривой 301 значение 0 (ноль) соответствует закрытому положению, а значение 1 (один) соответствует открытому положению пускового клапана 13.
Третья и четвертая кривые 302, 303 соответствуют положению каждого из датчиков 14, 15 положения. На этих третьей и четвертой кривых значение 0 (ноль) соответствует закрытому положению, а значение 1 (один) соответствует открытому положению датчиков 14, 15 положения.
Пятая кривая 304 соответствует измеренному состоянию пускового клапана 13. На этой пятой кривой 304 значение 0 (ноль) соответствует закрытому положению, а значение 1 (один) соответствует открытому положению пускового клапана 13.
В момент Т1, соответствующий началу фазы запуска газотурбинного двигателя 100, в пусковой клапан 13 подается команда на изменение состояния с целью его открывания. Оба датчика 14, 15 положения закрыты. Измеренное состояние пускового клапана 13 представляет собой закрытое положение.
Режим газотурбинного двигателя 100 повышается до первого порога S1, который достигается в момент Т2.
Между моментом Т1 и моментом Т2 первый датчик 14 положения переключается в открытое положение, тогда как второй датчик 15 положения остается в закрытом положении. Сразу после переключения первого датчика 14 положения в момент Т12 происходит обнаружение и предпочтительно также запоминание отклонения между положением первого и второго датчиков 14, 15 положения, и определяют и предпочтительно запоминают датчик положения, переключившийся в надлежащем направлении, при этом датчик положения, переключившийся в надлежащем направлении, соответствует в данном случае первому датчику 14 положения. По умолчанию, поскольку между моментом Т12 и моментом Т2 обнаружено отклонение положения между датчиками 14, 15 положения, измеренное состояние пускового клапана 13 является открытым положением.
Когда в момент Т2 достигается первый порог S1, отклонение между положениями датчиков 14, 15 положения по-прежнему присутствует, и первый датчик 14 измерения сохраняется в памяти как исправный датчик измерения, и второй датчик 15 измерения сохраняется в памяти как неисправный датчик измерения. Таким образом, в течение всего времени работы газотурбинного двигателя 100 и, в частности, в течение всего времени полета летательного аппарата состояние пускового клапана 13 будет измеряться только на основании положения первого датчика 14 положения.
В момент Т3 происходит зажигание камеры 105 сгорания газотурбинного двигателя 100. Иначе говоря, впрыск и зажигание топлива в камере 105 сгорания происходит в момент Т3. В этот момент Т3 газотурбинный двигатель 100 достигает, например, четвертого порога S4.
В момент Т4, например, когда газотурбинный двигатель 100 достигает пятого порога S5, в пусковой клапан 13 подается команда на изменение состояния с целью его закрывания.
В момент Т5 первый датчик 14 положения переключается в закрытое положение. Состояние пускового клапана 13, измеренное только на основании положения первого датчика 14 положения, является закрытым положением. Тот факт, что второй датчик 15 положения находится в закрытом положении, не имеет значения.
В момент Т6 происходит нештатное открывание пускового клапана 13. Как было указано выше, такое открывание пускового клапана 13 во время полета летательного аппарата, представляет собой исключительную опасность. Первый датчик 14 положения переключился в открытое положение, тогда как второй датчик 15 положения остался в закрытом положении. Однако, поскольку считается, что только положение первого датчика 14 положения характеризует состояние пускового клапана 13, измеренное состояние пускового клапана 13 является именно открытым положением. Следовательно, обнаружение отклонения положения между датчиками 15, 14 положения в момент Т6 не имеет значения, так как способ 200 уже позволил определить, какой из датчиков 14, 15 положения выдает надежную информацию о состоянии пускового клапана 13. Пилот получает, например, извещение через интерфейс 47 пользователя о том, что пусковой клапан 13 находится в открытом положении, то есть неисправен.
В момент Т7 пусковой клапан 13 закрывается сам по себе. При этом первый датчик положения переключается в закрытое положение, и состояние пускового клапана 13, измеренное только на основании положения первого датчика 14 положения, является именно закрытым положением. Тот факт, что второй датчик 15 положения находится в закрытом положении, не имеет значения.
В момент Т8 газотурбинный двигатель 100 выключают, чтобы понизить режим двигателя. Например, летательный аппарат находится на земле.
В момент Т9 режим двигатель достигает третьего порога S3. В этот момент Т9 происходит стирание кривых, согласно которым первый датчик 14 положения является исправным, а второй датчик 15, 14 положения является неисправным. Это же относится и к обнаруженным отклонениям положения между датчиками 14, 15 положения и к действительному осуществлению способа 200. Таким образом, способ 200 можно опять инициализировать для следующего полета летательного аппарата.

Claims (36)

1. Способ (200) контроля неисправности пускового клапана (13) контура (10) запуска авиационного газотурбинного двигателя (100), при этом указанный контур (10) запуска содержит стартер (11) и магистраль (12), выполненную с возможностью соединения с устройством подачи сжатого воздуха, при этом магистраль (12) содержит пусковой клапан (13), выполненный с возможностью изменять состояние между закрытым положением, в котором он перекрывает магистраль (12), и открытым положением, в котором он устанавливает сообщение между устройством подачи сжатого воздуха и стартером (11), при этом пусковой клапан (13) содержит два датчика (14, 15) положения, выполненные с возможностью переключаться между открытым положением, когда указанный пусковой клапан (13) находится в открытом положении, и закрытым положением, когда указанный пусковой клапан (13) находится в закрытом положении,
при этом указанный способ содержит следующие этапы:
запуск (203) газотурбинного двигателя (100), при этом в пусковой клапан (13) подают команду изменения состояния с целью его открывания;
повышение (204) режима газотурбинного двигателя (100) до первого заранее определенного порога (S1);
во время указанного повышения (204) режима газотурбинного двигателя (100):
если обнаружено (201) отклонение между положениями датчиков (14, 15) положения перед этапом запуска газотурбинного двигателя (100), при этом один из датчиков (14, 15) положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков (15, 14) положения находится в открытом положении, определение (207) датчика (14, 15) положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, при этом другой датчик (15, 14) положения остался в открытом положении;
в противном случае:
обнаружение (205) отклонения между положениями датчиков (14, 15) положения, при этом один из датчиков (14, 15) положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков (15, 14) положения находится в открытом положении;
определение (207) датчика (14, 15) положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, при этом другой датчик (15,14) положения остался в закрытом положении;
когда достигнут первый порог (S1) режима газотурбинного двигателя (100):
запоминание (209) датчика (14, 15) положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, как исправного, и датчика (15, 14) положения, оставшегося в открытом или закрытом положении, как неисправного, чтобы измерять состояние пускового клапана (13) только на основании положения исправного датчика (14, 15) положения.
2. Способ (200) по п. 1, в котором во время инициирования запуска газотурбинного двигателя (100) или при достижении газотурбинным двигателем (100) первого порога (S1) проверяют, что между положениями датчиков (14, 15) положения по-прежнему обнаруживается отклонение.
3. Способ (200) по п. 1 или 2, в котором режим двигателя соответствует скорости вращения вала высокого давления газотурбинного двигателя (100).
4. Способ (200) по одному из пп. 1-3, в котором, когда газотурбинный двигатель (100) достигает первого порога (S1), зажигание камеры (105) сгорания газотурбинного двигателя (100) еще не произошло.
5. Способ (200) по одному из пп. 1-4, дополнительно содержащий следующие этапы:
зажигание (210) камеры (105) сгорания газотурбинного двигателя (100);
повышение (213) режима газотурбинного двигателя (100) до второго заранее определенного порога (S2);
во время указанного повышения (213) режима газотурбинного двигателя (100):
подача (214) команды на изменение состояния пускового клапана (13) для его закрывания; затем
если обнаружилось (211) отклонение между положениями датчиков (14, 15) положения до этапа подачи (214) команды на изменение состояния в пусковой клапан (13), при этом один из датчиков (14, 15) положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков (15, 14) положения находится в открытом положении, определение (217) датчика (14, 15) положения, переключившегося между открытым положением и закрытым положением, при этом другой датчик (15, 14) положения остался в закрытом положении;
в противном случае:
обнаружение (215) отклонения между положениями датчиков (14, 15) положения, при этом один из датчиков (14, 15) положения находится в закрытом положении, а другой из датчиков (15, 14) положения находится в открытом положении;
определение (217) датчика (14, 15) положения, переключившегося между открытым положением и закрытым положением, при этом другой датчик (15, 14) положения остался в открытом положении;
когда достигнут второй порог (S2) режима газотурбинного двигателя (100):
запоминание (219) датчика (14, 15) положения, переключившегося между открытым положением и закрытым положением, как исправного, и датчика (15, 14) положения, оставшегося в закрытом или открытом положении, как неисправного, чтобы измерять состояние пускового клапана (13) только на основании положения исправного датчика (14, 15) положения.
6. Способ (200) по п. 5, в котором во время подачи команды на изменение состояния в пусковой клапан (13) или при достижении газотурбинным двигателем (100) второго порога (S2) проверяют, что между положениями датчиков (14, 15) положения по-прежнему обнаруживается отклонение.
7. Способ (200) по одному из пп. 1-6, в котором запоминание (208, 218) датчика (14, 15) положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением или между открытым положением и закрытым положением, производят после его определения (207, 217).
8. Способ (200) по одному из пп. 1-7, дополнительно содержащий следующие этапы:
выключение (220) газотурбинного двигателя (100);
понижение (221) режима газотурбинного двигателя (100) до третьего заранее определенного порога (S3);
при достижении газотурбинным двигателем (100) третьего порога (S3) стирание (222) данных, согласно которым один из датчиков (14, 15) положения является исправным, а другой из датчиков (15,14) положения является неисправным.
9. Контур (10) запуска авиационного газотурбинного двигателя (100) летательного аппарата, содержащий:
стартер (11),
магистраль (12), выполненную с возможностью соединения с устройством подачи сжатого воздуха, при этом магистраль (12) содержит пусковой клапан (13), выполненный с возможностью изменять состояние между закрытым положением, в котором он перекрывает магистраль (12), и открытым положением, в котором он устанавливает сообщение между устройством подачи сжатого воздуха и стартером (11), при этом пусковой клапан (13) содержит два датчика (14, 15) положения, выполненные с возможностью переключаться между открытым положением, когда указанный пусковой клапан (13) находится в открытом положении, и закрытым положением, когда указанный пусковой клапан (13) находится в закрытом положении,
устройство (40) управления, выполненное с возможностью осуществлять этапы способа (200) контроля неисправности пускового клапана (13) по любому из пп. 1-8.
10. Авиационный газотурбинный двигатель (100), содержащий контур (10) запуска по п. 9.
RU2019107759A 2016-08-25 2017-08-24 Способ контроля неисправности пускового клапана газотурбинного двигателя RU2736228C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1657937A FR3055358B1 (fr) 2016-08-25 2016-08-25 Procede de gestion d'une panne de vanne de demarrage d'une turbomachine
FR1657937 2016-08-25
PCT/FR2017/052272 WO2018037193A1 (fr) 2016-08-25 2017-08-24 Procede de gestion d'une panne de vanne de demarrage d'une turbomachine

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019107759A RU2019107759A (ru) 2020-10-02
RU2019107759A3 RU2019107759A3 (ru) 2020-10-26
RU2736228C2 true RU2736228C2 (ru) 2020-11-12

Family

ID=57348885

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019107759A RU2736228C2 (ru) 2016-08-25 2017-08-24 Способ контроля неисправности пускового клапана газотурбинного двигателя

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10934886B2 (ru)
FR (1) FR3055358B1 (ru)
GB (1) GB2567603B (ru)
RU (1) RU2736228C2 (ru)
WO (1) WO2018037193A1 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11080660B2 (en) * 2017-03-20 2021-08-03 The Boeing Company Data-driven unsupervised algorithm for analyzing sensor data to detect abnormal valve operation

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2972485A1 (fr) * 2011-03-08 2012-09-14 Snecma Procede de surveillance du changement d'etat d'une vanne par mesure de pression.
RU2474867C1 (ru) * 2011-06-21 2013-02-10 Виктор Владимирович Кашковский Комплексная система информации и контроля состояния авиационной техники
FR3012420A1 (fr) * 2013-10-30 2015-05-01 Snecma Procede de detection d'une panne d'une vanne de retour de carburant d'un circuit carburant d'un moteur d'aeronef

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4702273A (en) * 1986-03-07 1987-10-27 Parker Hannifin Corporation Electrically controlled starter air valve
US5159835A (en) * 1986-10-29 1992-11-03 Westinghouse Electric Corp. Check valve testing system
US20040221896A1 (en) * 2003-05-08 2004-11-11 Ballenger Devane R. Position detector for an electro hydraulic servo valve
FR3007461B1 (fr) * 2013-06-25 2015-07-17 Airbus Operations Sas Procede et systeme de demarrage d'une turbomachine d'aeronef.

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2972485A1 (fr) * 2011-03-08 2012-09-14 Snecma Procede de surveillance du changement d'etat d'une vanne par mesure de pression.
RU2474867C1 (ru) * 2011-06-21 2013-02-10 Виктор Владимирович Кашковский Комплексная система информации и контроля состояния авиационной техники
FR3012420A1 (fr) * 2013-10-30 2015-05-01 Snecma Procede de detection d'une panne d'une vanne de retour de carburant d'un circuit carburant d'un moteur d'aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
FR3055358B1 (fr) 2018-08-17
FR3055358A1 (fr) 2018-03-02
US10934886B2 (en) 2021-03-02
RU2019107759A3 (ru) 2020-10-26
GB2567603B (en) 2021-06-09
GB201902522D0 (en) 2019-04-10
RU2019107759A (ru) 2020-10-02
WO2018037193A1 (fr) 2018-03-01
US20190234232A1 (en) 2019-08-01
GB2567603A (en) 2019-04-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10443505B2 (en) Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine
US7664590B2 (en) System for detecting ignition failure in a gas turbine engine
CA2764719C (fr) Procede de realisation d'un test de la chaine de protection d'une turbomachine contre les survitesses lors d'un demarrage
EP3205859A1 (en) Gas turbine engine bowed rotor avoidance system
EP3205835A1 (en) Bowed rotor start using direct temperature measurement
EP3273007A1 (en) Air supply control during motoring of a gas turbine engine
US10598040B2 (en) Method, system and computer program for monitoring a turbomachine start-up sequence by monitoring the speed of the high-pressure spool
US6393353B1 (en) Self-testable architecture for overspeed limitation and cutoff systems when the turbojet stops
RU2736228C2 (ru) Способ контроля неисправности пускового клапана газотурбинного двигателя
RU2634993C1 (ru) Способ обнаружения неисправности вентиля в газотурбинном двигателе
US9116518B2 (en) Method and a device for detecting an electrical failure affecting an electric control system of a hydraulic actuator of variable geometries of an aeroengine
US11920483B2 (en) Method for monitoring the operating state of a system for positioning variable-geometry members of a turbomachine
US11002238B2 (en) Method and system for starting an engine
CN113006994A (zh) 用于检验天然气内燃机的功能能力的方法和装置
US20190301378A1 (en) Method for controlling an emergency unit and valve control device
KR20140121636A (ko) 차량의 연료 누설 진단 방법 및 장치
FR2947300A1 (fr) Procede de realisation d'un test de la chaine de protection d'une turbomachine contre les survitesses lors d'un demarrage.
CN113756960B (zh) 发动机及其熄火保护方法和装置、控制系统和存储介质
US20220243668A1 (en) Fault detection of a fuel control unit
FR2946686A1 (fr) Procede de realisation d'un test de la chaine de protection d'un turboreacteur d'avion contre les survitesses lors d'un demarrage en mode manuel