RU2789806C1 - Method for automatic protection of a gas turbine engine against surge - Google Patents

Method for automatic protection of a gas turbine engine against surge Download PDF

Info

Publication number
RU2789806C1
RU2789806C1 RU2022119959A RU2022119959A RU2789806C1 RU 2789806 C1 RU2789806 C1 RU 2789806C1 RU 2022119959 A RU2022119959 A RU 2022119959A RU 2022119959 A RU2022119959 A RU 2022119959A RU 2789806 C1 RU2789806 C1 RU 2789806C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
combustion chamber
compressor
turbine engine
parameter
Prior art date
Application number
RU2022119959A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Алексей Николаевич Саженков
Юрий Семенович Савенков
Original Assignee
Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель"
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" filed Critical Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель"
Application granted granted Critical
Publication of RU2789806C1 publication Critical patent/RU2789806C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: aircraft engine building.
SUBSTANCE: invention relates to the field of aircraft engine building and can be used in ACS gas turbine engines for various types of aircraft. The invention can also be applied in automatic control systems of gas turbine installations for power plants, superchargers of main gas pipelines, power gas turbine installations of sea and river vessels, etc. In the method for automatic protection of a gas turbine engine from the occurrence of unstable operation of the compressor, which involves measuring the pressure parameter downstream of the compressor Pc*, measuring the high-pressure rotor speed parameter nhp, measuring the pressure parameter at the engine inlet Pin*, generating a “surging” signal with subsequent shutdown of the fuel supply into the combustion chamber and turning on the air bypass in the compressor, removing the “surge” signal after the surge has been eliminated, generating a signal to turn on the fuel supply to the combustion chamber, dosing fuel into the combustion chamber of a gas turbine engine according to the law of injectivity control
Figure 00000031
hp/Pin* = const, where
Figure 00000031
hp is the first time derivative of the parameter nin, the fuel consumption parameter Gf in the combustion chamber is additionally measured, while in the process of injectivity, the metered fuel consumption in the combustion chamber is limited according to the dependence
Figure 00000032
, where
Figure 00000033
Figure 00000034
is the reduced rotational speed of the high-pressure rotor, Tin* is the air temperature at the inlet to the gas turbine engine, and the compressor bypass valves are closed when the specified values of the parameters are reached in the injectivity process.
EFFECT: with optimal speed, a smooth, without excessive fuel overshoots, reliable restoration of the thrust of the gas turbine engine after the protection against compressor surge is triggered.
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей для различных типов летательных аппаратов. Изобретение также может быть применено в САУ газотурбинных установок для электростанций, нагнетателей магистральных газопроводов, силовых газотурбинных установок морских и речных судов и т.д.The invention relates to the field of aircraft engine building and can be used in automatic control systems (ACS) of gas turbine engines for various types of aircraft. The invention can also be applied in automatic control systems of gas turbine installations for power plants, superchargers of main gas pipelines, power gas turbine installations of sea and river vessels, etc.

Известны способы защиты компрессора газотурбинного двигателя (ГТД) от помпажа, в которых контролируемыми параметрами могут служить следующие: давление воздуха за компрессором Рк*, температура газов Тг, частоты вращения роторов высокого nвд и низкого давлений nнд, а также другие внутридвигательные параметры и их комплексы (Патент RU 2472974, МПК F04D 27/02, публ. 20.01.2013 г.; Патент RU 2351807, МПК F04D 27/02, публ. 10.04.2009 г.; Патент RU 2527850, МПК F04D 27/02, публ. 10.09.2014 г.; Патент RU 2374143, МПК В64D 31/00, публ. 27.11.2009 г.; Патент RU 2187711, МПК G01M 15/00, публ. 20.08.2002 г.; Патент RU 2098668, МПК F04D 27/02, публ. 10.12.1997 г.; Патент US № 5379583, F02C 9/20, публ. 10.01.1995 г.; Патент US 5375412, F02C 9/16, публ. 27.12.1994 г.). Known methods of protecting the compressor of a gas turbine engine (GTE) from surging, in which the following can serve as controlled parameters: air pressure behind the compressor Pk * , gas temperature Tg, rotor speeds of high n vd and low pressures n n d , as well as other intra-engine parameters and their complexes (Patent RU 2472974, IPC F04D 27/02, publ. 01/20/2013; Patent RU 2351807, IPC F04D 27/02, publ. 04/10/2009; Patent RU 2527850, IPC F04D 27/02, publ. September 10, 2014; Patent RU 2374143, IPC B64D 31/00, published November 27, 2009; Patent RU 2187711, IPC G01M 15/00, published August 20, 2002; Patent RU 2098668, IPC F04D 27/ 02, published 12/10/1997; US Patent No. 5379583, F02C 9/20, published 01/10/1995; US Patent 5375412, F02C 9/16, published 12/27/1994).

В известных способах защиты ГТД от помпажа используется принцип измерения контролируемых параметров и/или их производных, последующего сравнения их фактических или относительных величин с соответствующими величинами предельно допустимых (пороговых) значений. При превышении фактическими или относительными величинами соответствующих допустимых формируется сигнал критической ситуации, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости потока – сигнал «помпаж». При наличии сигнала «помпаж» в автоматическом режиме выполняется кратковременное прекращение подачи топлива в камеру сгорания и/или открытие клапанов перепуска воздуха из компрессора, что, как правило, позволяет надежно восстановить газодинамическую устойчивость работы компрессора. После устранения неустойчивого режима работы сигнал «помпаж» снимается (не формируется), далее возобновляют подачу топлива в камеру сгорания двигателя и закрывают клапаны перепуска воздуха, что обеспечивает восстановление тяги двигателя до величины, предшествовавшей моменту помпажа.Known methods for protecting gas turbine engines from surge use the principle of measuring controlled parameters and/or their derivatives, then comparing their actual or relative values with the corresponding maximum allowable (threshold) values. When the actual or relative values exceed the corresponding allowable values, a signal of a critical situation is generated, indicating a loss of gas-dynamic stability of the flow - the “surging” signal. If there is a “surging” signal in the automatic mode, a short-term shutdown of the fuel supply to the combustion chamber and / or opening of the air bypass valves from the compressor is performed, which, as a rule, allows you to reliably restore the gas-dynamic stability of the compressor. After the unstable operating mode is eliminated, the surge signal is removed (not formed), then the fuel supply to the engine combustion chamber is resumed and the air bypass valves are closed, which ensures that the engine thrust is restored to the value preceding the surge moment.

Безусловно, прекращение подачи топлива в камеру сгорания надежно обеспечивает вывод компрессора ГТД из помпажа, однако у рассмотренных аналогов есть недостаток: для современных турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности характерен предельный уровень параметров рабочего цикла и минимально необходимые запасы газодинамической устойчивости (ГДУ), что при восстановлении режима таких двигателей броском расхода топлива от нуля до величины, предшествовавшей потере ГДУ (за время ~ 1…2 с), приводит к возможности возникновения повторного помпажа. Это, в свою очередь, влечет за собой повторное срабатывание противопомпажной системы и, как следствие, затруднения в восстановлении режима ГТД.Of course, stopping the supply of fuel to the combustion chamber reliably ensures the recovery of the gas turbine engine compressor from surging, however, the considered analogues have a drawback: modern turbojet engines with a high bypass ratio are characterized by the limiting level of the operating cycle parameters and the minimum required reserves of gas-dynamic stability (GDU), which, when restored of the regime of such engines by a surge in fuel consumption from zero to the value preceding the loss of the GDU (for a time of ~ 1 ... 2 s), leads to the possibility of a repeated surge. This, in turn, entails a repeated operation of the anti-surge system and, as a result, difficulties in restoring the gas turbine engine mode.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности является способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора (Патент RU 2310100, МПК F04D 27/02, опубл. 10.11.2007), который предусматривает измерение давления воздуха за компрессором Рк*, определение скорости изменения этого давления ΔРк/Δτ, сравнение скорости изменения давления с её пороговым значением и при её превышении формирование сигнала «помпаж», после чего формируется сигнал на выключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре, при этом после снятия сигнала «помпаж» формируется сигнал на включение подачи топлива в камеру сгорания, а дозирование топлива в камеру сгорания ГТД производится по закону управления приемистостью

Figure 00000001
/
Figure 00000002
= const, где
Figure 00000003
– первая производная по времени параметра частоты вращения nвд.The closest to the proposed invention in terms of technical essence is a method for protecting a gas turbine engine from the occurrence of unstable operation of the compressor (Patent RU 2310100, IPC F04D 27/02, publ. pressure ΔРк/Δτ, comparison of the rate of pressure change with its threshold value and, if it is exceeded, the formation of a “surging” signal, after which a signal is generated to turn off the fuel supply to the combustion chamber and turn on the air bypass in the compressor, while after the signal “surging” is removed a signal to turn on the fuel supply to the combustion chamber, and dosing of fuel into the combustion chamber of the gas turbine engine is carried out according to the law of throttle response control
Figure 00000001
/
Figure 00000002
= const, where
Figure 00000003
- the first time derivative of the speed parameter n vd .

К недостаткам прототипа следует отнести: The disadvantages of the prototype include:

1. Низкую эффективность алгоритма восстановления тяги, приводящая в ряде случаев к повторным помпажам. Данный недостаток обусловлен тем, что: 1. Low efficiency of the thrust recovery algorithm, leading in some cases to repeated surges. This shortcoming is due to the fact that:

1.1. При регулировании первой производной параметра nвд в динамике возможны повышенные погрешности регулирования (до 15 …40 % и более), особенно на начальном этапе восстановления тяги, когда в результате отсечки топлива в камеру сгорания частота вращения nвд еще продолжает снижаться за счет инерционности ротора турбокомпрессора, а примененная программа управления

Figure 00000004
/
Figure 00000002
= const в темпе приемистости восстанавливает режим путем подачи повышенных избытков топлива в камеру сгорания. В результате такой ситуации возможен повторный помпаж и системные трудности с восстановлением тяги;1.1. When adjusting the first derivative of the parameter n hp in dynamics, increased control errors (up to 15 ... 40% or more) are possible, especially at the initial stage of traction recovery, when, as a result of fuel cutoff into the combustion chamber, the rotational speed n hp still continues to decrease due to the inertia of the turbocharger rotor , and the applied control program
Figure 00000004
/
Figure 00000002
= const at the rate of acceleration restores the mode by supplying increased excess fuel to the combustion chamber. As a result of this situation, repeated surge and systemic difficulties with the restoration of thrust are possible;

1.2. Исходя из чертежа, поясняющего принцип работы прототипа, следует, что закрытие клапанов перепуска воздуха в компрессоре может произойти сразу после снятия сигнала «помпаж», т.е. фактически независимо от режима ГТД, например, в районе малого газа. Подобная ситуация также может привести к повторному помпажу.1.2. Based on the drawing explaining the principle of operation of the prototype, it follows that the closing of the air bypass valves in the compressor can occur immediately after the “surging” signal is removed, i.e. in fact, regardless of the mode of the gas turbine engine, for example, in the region of low gas. This situation can also lead to re-surge.

2. Применение критерия ΔРк/Δτ для идентификации помпажа в ряде случаев может привести к значительному количеству ложных срабатываний системы. Так может произойти, например, в случае высокоскоростного, но незначительного снижения параметра давления Рк* (нехарактерного для помпажа), в частности, при набросе нагрузки или открытии клапанов перепуска в компрессоре, а также в случаях кратковременных отказов электропроводки и/или сбоев при аналого-цифровой обработке сигнала давления (пропадание разряда цифрового кода параметра Рк*). 2. The use of the ΔРк/Δτ criterion for surge identification in some cases can lead to a significant number of false positives of the system. This can happen, for example, in the case of a high-speed, but insignificant decrease in the pressure parameter Pk * (uncharacteristic for surge), in particular, when loading is applied or bypass valves in the compressor are opened, as well as in cases of short-term electrical wiring failures and / or failures in analog digital processing of the pressure signal (disappearance of the digit of the digital code of the parameter Pk * ).

Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и невозможно обеспечить при использовании прототипа, является повышенный риск повторных помпажей.The technical problem, the solution of which is provided by the implementation of the present invention, and which cannot be provided by using the prototype, is the increased risk of repeated surges.

Целью изобретения является повышение запасов газодинамической устойчивости ГТД при восстановлении его тяги после устранения помпажа за счет оптимизации избытков топлива в камере сгорания и своевременного включения клапанов перепуска воздуха.The aim of the invention is to increase the reserves of gas-dynamic stability of the gas turbine engine when restoring its thrust after eliminating the surge by optimizing excess fuel in the combustion chamber and timely switching on the air bypass valves.

Поставленная цель достигается тем, что в способе защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора, который предусматривает измерение параметра давления за компрессором Рк*, измерение параметра частоты вращения ротора высокого давления nвд, измерение параметра давления на входе в двигатель

Figure 00000002
, формирование сигнала «помпаж» с последующим выключением подачи топлива в камеру сгорания и включением перепуска воздуха в компрессоре, снятие сигнала «помпаж» после устранения помпажа, формирование сигнала на включение подачи топлива в камеру сгорания, дозирование топлива в камеру сгорания ГТД по закону управления приемистостью
Figure 00000005
/
Figure 00000002
= const, где
Figure 00000003
- первая производная по времени параметра nвд, дополнительно измеряют расход топлива Gт в камере сгорания, при этом осуществляют ограничение дозируемого расхода топлива в камере сгорания согласно зависимости Gт/Рк* = f(
Figure 00000006
), где
Figure 00000006
=
Figure 00000007
, nВДпр – приведенная частота вращения ротора высокого давления,
Figure 00000008
- температура воздуха на входе в ГТД; а закрытие клапанов перепуска компрессора осуществляют при достижении заданных значений параметров в процессе приёмистости.This goal is achieved by the fact that in the method of protecting a gas turbine engine from the occurrence of unstable operation of the compressor, which involves measuring the pressure parameter downstream of the compressor Pk * , measuring the high pressure rotor speed parameter n vd , measuring the pressure parameter at the engine inlet
Figure 00000002
, generation of the “surge” signal with subsequent shutdown of the fuel supply to the combustion chamber and switching on the air bypass in the compressor, removal of the “surge” signal after the surge is eliminated, generation of a signal to turn on the fuel supply to the combustion chamber, dosing of fuel into the combustion chamber of the gas turbine engine according to the law of injectivity control
Figure 00000005
/
Figure 00000002
= const, where
Figure 00000003
- the first time derivative of the parameter n vd , additionally measure the fuel consumption Gt in the combustion chamber, while limiting the metered fuel consumption in the combustion chamber according to the dependence Gt/Рк * = f(
Figure 00000006
), Where
Figure 00000006
=
Figure 00000007
, n VPR – reduced high-pressure rotor speed,
Figure 00000008
- air temperature at the GTE inlet; and the compressor bypass valves are closed when the specified values of the parameters are reached in the injectivity process.

На фиг. 1 представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ. Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков параметров ГТД, электронный регулятор 2, дозатор топлива 3, клапан останова 4 и клапаны перепуска воздуха 5, ГТД 6.In FIG. 1 shows a diagram of a device that implements the proposed method. The device contains a series-connected unit 1 of gas turbine parameters sensors, an electronic regulator 2, a fuel dispenser 3, a stop valve 4 and air bypass valves 5, gas turbine engine 6.

Блок 1 датчиков представляет собой совокупность датчиков и сигнализаторов, которые обеспечивают измерение параметров рабочего процесса ГТД 6 (частоты вращения роторов высокого nвд и низкого nнд давлений, давления воздуха за компрессором Рк*, температуры газов за турбиной Тг и др.), измерение положения рычага управления двигателем, а также параметров условий полета (температура и давление воздуха на входе в ГТД

Figure 00000009
,
Figure 00000010
), измерение управляющих воздействий (расход топлива Gт в камере сгорания, положение элементов механизации компрессора), положение иных элементов ГТД 6 и самолета.Block 1 of the sensors is a set of sensors and signaling devices that provide measurement of the parameters of the working process of the gas turbine engine 6 (rotational speed of the rotors of high n HP and low n LP pressures, air pressure behind the compressor Pk * , gas temperature behind the turbine Tg, etc.), position measurement engine control lever, as well as parameters of flight conditions (temperature and air pressure at the inlet to the GTE
Figure 00000009
,
Figure 00000010
), measurement of control actions (fuel consumption Gt in the combustion chamber, the position of the compressor mechanization elements), the position of other elements of the gas turbine engine 6 and the aircraft.

Электронный регулятор 2 ГТД 6 представляет специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации, формирования управляющих воздействий и информационных сигналов (не показаны) согласно заданным программам управления для обеспечения необходимого уровня тяги и надежной работы ГТД 6. The electronic controller 2 of the gas turbine engine 6 is a specialized digital computer equipped with input/output devices for receiving input information, generating control actions and information signals (not shown) according to the specified control programs to ensure the required level of thrust and reliable operation of the gas turbine engine 6.

В электронном регуляторе 2 сигнал «помпаж» формируется при одновременном наличии следующих условий:In the electronic regulator 2, the “surging” signal is generated under the simultaneous presence of the following conditions:

1) относительном падении давления воздуха за компрессором на величину, большую

Figure 00000011
= (0,4+0.15), 1) a relative drop in air pressure behind the compressor by a value greater than
Figure 00000011
= (0.4 +0.15 ),

где

Figure 00000012
- размах пульсационной составляющей давления воздуха;Where
Figure 00000012
- range of the pulsating component of air pressure;

Figure 00000013
- максимальное давление за каждый цикл колебания.
Figure 00000013
- the maximum pressure for each oscillation cycle.

2) относительной скорости изменения давления2) relative rate of pressure change

Figure 00000014
,
Figure 00000014
,

где

Figure 00000015
- цикл расчета.Where
Figure 00000015
- calculation cycle.

Данный метод определения помпажа известен и не является предметом изобретения. This surge detection method is known and is not the subject of invention.

Электронный регулятор 2 двигателя является основным устройством цифровой системы управления ГТД 6 типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Таким устройством, например, в составе турбореактивного двухконтурного двигателя ПС-90А для Ил-96-300 и Ту-214/-204 является электронный регулятор двигателя РЭД-90; или его международный аналог – цифровой блок ЕЕС (Electronic Engine Control) в составе авиационного двигателя CFM56-7B для самолетов Boeing 737.The electronic engine controller 2 is the main device of the digital control system of the gas turbine engine 6 of the FADEC type (Full Authority Digital Engine Control). Such a device, for example, as part of the PS-90A turbojet bypass engine for the Il-96-300 and Tu-214 / -204 is the electronic regulator of the RED-90 engine; or its international equivalent - the EEC (Electronic Engine Control) digital unit as part of the CFM56-7B aircraft engine for Boeing 737 aircraft.

Дозатор 3 топлива предназначен для автоматического управления подачей топлива в камеру сгорания ГТД 6 по заданным программам. Обычно в статике и в динамике электронный регулятор 2, подавая электрическую команду в дозатор 3, обеспечивает перемещение дозирующего элемента дозатора 3 до тех пор, пока фактическое значение расхода топлива Gт, определяемое электронным регулятором 2, не сравняется с расчетным, которое необходимо в данный момент для поддержания требуемого уровня тяги ГТД 6.Fuel dispenser 3 is designed for automatic control of fuel supply to the combustion chamber of gas turbine engine 6 according to specified programs. Usually, in statics and dynamics, the electronic regulator 2, by giving an electrical command to the dispenser 3, ensures the movement of the dosing element of the dispenser 3 until the actual value of the fuel consumption Gt, determined by the electronic regulator 2, is equal to the calculated one, which is necessary at the moment for maintaining the required thrust level of gas turbine engine 6.

Клапан 4 останова представляет собой типовой отсечной электромагнитный клапан, перекрывающий магистраль подачи топлива в камеру сгорания ГТД 6 по команде из электронного регулятора 2. Stop valve 4 is a typical shut-off solenoid valve that shuts off the fuel supply line to the combustion chamber of GTE 6 on command from electronic regulator 2.

Клапаны 5 перепуска воздуха являются стандартными элементами механизации компрессора и предназначены для расширения диапазона устойчивой работы компрессора путем выпуска в наружный контур ГТД 6 или в атмосферу в случае одноконтурного ГТД части воздуха из промежуточных ступеней компрессора. Клапаны 5 перепуска воздуха имеют типовую конструкцию, а сам перепуск воздуха также может осуществляться с помощью заслонок или лент перепуска воздуха. Управление клапанами 5 автоматическое, как правило, в зависимости от приведенной частоты вращения ротора

Figure 00000006
.Air bypass valves 5 are standard elements of compressor mechanization and are designed to expand the range of stable operation of the compressor by releasing part of the air from the intermediate stages of the compressor into the external circuit of the gas turbine engine 6 or into the atmosphere in the case of a single-circuit gas turbine engine. The air bypass valves 5 have a typical design, and the air bypass itself can also be carried out using dampers or air bypass bands. Valve control 5 automatic, as a rule, depending on the reduced rotor speed
Figure 00000006
.

ГТД 6 – любой известный тип газотурбинного двигателя или установки. Однако специалистам в области двигателестроения ясно, что предпочтительно, чтобы ГТД был оснащен камерой сгорания с достаточными запасами устойчивой работы, способными обеспечить надежную и бесперебойную работу камеры сгорания при кратковременных прекращениях подачи топлива.GTE 6 - any known type of gas turbine engine or installation. However, it is clear to those skilled in the art of engine construction that it is preferable that the gas turbine engine be equipped with a combustion chamber with sufficient margins of stable operation capable of ensuring reliable and uninterrupted operation of the combustion chamber during short-term interruptions in the supply of fuel.

Устройство работает следующим образом: электронный регулятор 2 двигателя по сигналам датчиков из блока 1 по заданным программам управления формирует управляющее воздействие в дозатор топлива 3, который осуществляет требуемое изменение расхода топлива в камере сгорания ГТД 6. При штатной работе ГТД 6 клапан останова 4 выключен. В зависимости от текущего режима работы ГТД 6 клапаны 5 перепуска воздуха находятся в закрытом или открытом положении. Обычно в полете клапаны 5 перепуска воздуха в компрессоре закрыты; при рулежке самолета по взлетно-посадочной полосе и работе двигателей на малом газе клапаны перепуска 5 открыты. При динамичных перемещениях рычага управления двигателем происходит дозирование топлива в камеру сгорания по закону управления приемистостью

Figure 00000005
/
Figure 00000002
= const для поддержания заданного уровня тяги ГТД 6.The device operates as follows: the electronic regulator 2 of the engine, according to the signals from the sensors from the block 1, according to the specified control programs, generates a control action in the fuel dispenser 3, which performs the required change in fuel consumption in the combustion chamber of the gas turbine engine 6. During normal operation of the gas turbine engine 6, the stop valve 4 is turned off. Depending on the current mode of operation of the gas turbine engine 6, the air bypass valves 5 are in the closed or open position. Usually in flight, the air bypass valves 5 in the compressor are closed; when the aircraft is taxiing along the runway and the engines are running at idle, bypass valves 5 are open. With dynamic movements of the engine control lever, fuel is dosed into the combustion chamber according to the throttle response control law
Figure 00000005
/
Figure 00000002
= const to maintain the given thrust level of gas turbine engine 6.

При возникновении помпажа и на основе данных параметра Рк* из блока 1 в электронном регуляторе 2 формируется сигнал «помпаж» по которому из электронного регулятора 2 выдается команда на включение клапана останова 4 и подача топлива в ГТД 6 прекращается, происходит снижение режима работы ГТД 6. Одновременно с включением клапана останова 4 открываются клапаны 5 перепуска воздуха в компрессоре. После устранения помпажа и выключении клапана останова 4 топливо броском начинает поступать в камеру сгорания; стандартной технологией здесь является включение агрегатов зажигания топлива для исключения погасания камеры сгорания. При этом, начиная с малого газа, дозирование топлива в камеру сгорания в ГТД 6 осуществляется по закону управления приемистостью

Figure 00000005
/
Figure 00000002
= const, где
Figure 00000003
- первая производная по времени параметра nвд. Данный астатический закон регулирования позволяет учитывать все факторы, влияющие на избыток мощности турбины, в т.ч. степень прогретости двигателя и разброс эксплуатационных условий, особенности технического состояния двигателя. Однако, в процессе восстановления режима из-за повышенной погрешности регулирования
Figure 00000005
возможны чрезмерные избытки расхода топлива Gт. Но они надежно устраняются ограничением дозируемого расхода топлива в камере сгорания согласно зависимости Gт/Рк* = f(
Figure 00000006
), где
Figure 00000006
- приведенная частота вращения ротора высокого давления, определяемая как
Figure 00000006
=
Figure 00000016
,
Figure 00000008
- температура воздуха на входе в ГТД. Вышеуказанный статический закон управления Gт/Рк* = f(
Figure 00000006
) позволяет обеспечить необходимый коэффициент избытка воздуха в камере сгорания и учитывать границу устойчивой работы компрессора.When a surge occurs and based on the data of parameter Рк * from block 1 in the electronic regulator 2, a “surge” signal is generated, according to which a command is issued from the electronic regulator 2 to turn on the shutdown valve 4 and the fuel supply to the gas turbine engine 6 stops, the operation mode of the gas turbine engine 6 decreases. Simultaneously with the activation of the stop valve 4, the air bypass valves 5 in the compressor open. After the surge is eliminated and the stop valve 4 is turned off, the fuel begins to flow into the combustion chamber in a burst; the standard technology here is the inclusion of fuel ignition units to prevent the extinction of the combustion chamber. In this case, starting from low gas, fuel dosing into the combustion chamber in GTE 6 is carried out according to the law of throttle response control
Figure 00000005
/
Figure 00000002
= const, where
Figure 00000003
- the first time derivative of the parameter n vd . This astatic control law makes it possible to take into account all the factors affecting the excess power of the turbine, incl. the degree of engine warm-up and the spread of operating conditions, especially the technical condition of the engine. However, in the process of restoring the regime due to the increased control error
Figure 00000005
Excessive excesses of fuel consumption Gt are possible. But they are reliably eliminated by limiting the metered fuel consumption in the combustion chamber according to the dependence Gt/Рк * = f(
Figure 00000006
), Where
Figure 00000006
is the reduced speed of the high-pressure rotor, defined as
Figure 00000006
=
Figure 00000016
,
Figure 00000008
- air temperature at the gas turbine inlet. The above static control law Gт/Рк * = f(
Figure 00000006
) makes it possible to provide the necessary coefficient of excess air in the combustion chamber and take into account the boundary of stable operation of the compressor.

Закрытие клапанов 5 перепуска воздуха в компрессоре осуществляют при достижении заданных значений параметров в процессе приемистости, как правило, в зависимости от

Figure 00000006
.The closing of the air bypass valves 5 in the compressor is carried out when the specified values of the parameters are reached in the injectivity process, as a rule, depending on
Figure 00000006
.

Таким образом с оптимальным быстродействием осуществляется плавное, без чрезмерных забросов топлива надежное восстановление тяги газотурбинного двигателя после срабатывания защиты от помпажа компрессора.Thus, with optimal speed, a smooth, without excessive fuel overshoots, reliable restoration of the thrust of the gas turbine engine after the compressor surge protection has been triggered.

Claims (1)

Способ автоматической защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора, предусматривающий измерение параметра давления за компрессором Рк*, измерение параметра частоты вращения ротора высокого давления
Figure 00000017
, измерение параметра давления на входе в двигатель
Figure 00000018
, формирование сигнала «помпаж» с последующим выключением подачи топлива в камеру сгорания и включением перепуска воздуха в компрессоре, снятие сигнала «помпаж» после устранения помпажа, формирование сигнала на включение подачи топлива в камеру сгорания, дозирование топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя по закону управления приемистостью
Figure 00000019
/
Figure 00000018
= const, где
Figure 00000020
- первая производная по времени параметра
Figure 00000017
, отличающийся тем, что дополнительно измеряют параметр расхода топлива Gт в камере сгорания, при этом в процессе приёмистости осуществляют ограничение дозируемого расхода топлива в камере сгорания согласно зависимости Gт/Рк* = f(
Figure 00000021
), где
Figure 00000022
=
Figure 00000023
,
Figure 00000022
- приведенная частота вращения ротора высокого давления,
Figure 00000024
- температура воздуха на входе в газотурбинный двигатель, а закрытие клапанов перепуска компрессора осуществляют при достижении заданных значений параметров в процессе приёмистости.A method for automatic protection of a gas turbine engine from the occurrence of unstable operation of the compressor, which involves measuring the pressure parameter behind the compressor Рк * , measuring the high-pressure rotor speed parameter
Figure 00000017
, measurement of the pressure parameter at the inlet to the engine
Figure 00000018
, generation of the “surging” signal with subsequent shutdown of the fuel supply to the combustion chamber and switching on the air bypass in the compressor, removal of the “surging” signal after the surge is eliminated, generation of a signal to turn on the fuel supply to the combustion chamber, dosing of fuel into the combustion chamber of a gas turbine engine according to the control law injectivity
Figure 00000019
/
Figure 00000018
= const, where
Figure 00000020
- the first time derivative of the parameter
Figure 00000017
, characterized in that the parameter of fuel consumption Gt in the combustion chamber is additionally measured, while in the process of injectivity, the metered fuel consumption in the combustion chamber is limited according to the dependence Gt/Рк * = f(
Figure 00000021
), Where
Figure 00000022
=
Figure 00000023
,
Figure 00000022
- reduced frequency of rotation of the high-pressure rotor,
Figure 00000024
- air temperature at the inlet to the gas turbine engine, and the compressor bypass valves are closed when the specified values of the parameters are reached in the injectivity process.
RU2022119959A 2022-07-21 Method for automatic protection of a gas turbine engine against surge RU2789806C1 (en)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2789806C1 true RU2789806C1 (en) 2023-02-10

Family

ID=

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2005219C1 (en) * 1989-05-31 1993-12-30 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Method for providing gas dynamic stability of hydrostatic head stages of two-spool gas-turbine engine fan
RU2187711C1 (en) * 2000-11-22 2002-08-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method of diagnosis of stalling and surging of compressor of gas-turbine engine
RU2310100C2 (en) * 2006-01-10 2007-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method to protect gas-turbine engine from unstable operation of compressor

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2005219C1 (en) * 1989-05-31 1993-12-30 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Method for providing gas dynamic stability of hydrostatic head stages of two-spool gas-turbine engine fan
RU2187711C1 (en) * 2000-11-22 2002-08-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method of diagnosis of stalling and surging of compressor of gas-turbine engine
RU2310100C2 (en) * 2006-01-10 2007-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Method to protect gas-turbine engine from unstable operation of compressor

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4230356B2 (en) Method and apparatus for applying an acceleration plan to a gas turbine engine control system
RU2509905C2 (en) Gas turbine control method and system, and gas tubrine containing such system
JP5356949B2 (en) Over-rotation prevention device for gas turbine engine
EP0185601A2 (en) Surge/stall cessation detection system
JP2005509794A5 (en)
US4603546A (en) Control systems for gas turbine aeroengines
US9200572B2 (en) Compressor surge prevention digital system
US11022048B2 (en) Method and a device for controlling thrust from a turbojet
US6442943B1 (en) Methods and apparatus for detecting turbine engine flameout
CA3003808A1 (en) Method and system for detecting high turbine temperature operations
US5072580A (en) System for operating gas turbine jet engine with fan damage
RU2789806C1 (en) Method for automatic protection of a gas turbine engine against surge
CA2976983A1 (en) Inclement weather detection for aircraft engines
US4606191A (en) Control systems for gas turbine aeroengines
US4959955A (en) Method of operating gas turbine engine with fan damage
CA3107034A1 (en) System and method for monitoring a bleed valve of a gas turbine engine
RU2801768C1 (en) Method for protecting a gas turbine engine from compressor surge
RU2798129C1 (en) Method for protecting gas turbine engine from surge
RU2214535C2 (en) Method to control bypass of air in compressor of two-shaft by-pass gas-turbine engine
RU2747542C1 (en) Method for protecting a gas turbine engine from pumping
WO2021023937A1 (en) Anti-surge regulation for a charging compressor with which an auxiliary power unit is equipped
RU2810867C1 (en) Method for protecting gas turbine engine from compressor surge by electronic two-channel automatic control system
RU2810866C1 (en) Method for emergency protection of turbojet double-circuit twin-shaft engine from spinning of its rotors
RU2310100C2 (en) Method to protect gas-turbine engine from unstable operation of compressor
RU2795359C1 (en) Method for controlling inlet guide vane of a gas turbine engine compressor