RU2801768C1 - Method for protecting a gas turbine engine from compressor surge - Google Patents
Method for protecting a gas turbine engine from compressor surge Download PDFInfo
- Publication number
- RU2801768C1 RU2801768C1 RU2023102422A RU2023102422A RU2801768C1 RU 2801768 C1 RU2801768 C1 RU 2801768C1 RU 2023102422 A RU2023102422 A RU 2023102422A RU 2023102422 A RU2023102422 A RU 2023102422A RU 2801768 C1 RU2801768 C1 RU 2801768C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- compressor
- turbine engine
- value
- surge
- Prior art date
Links
Abstract
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 nвд, а также другие внутридвигательные параметры и их многопараметрические комплексы (Патент RU 2472974, МПК F04D 27/02, опубл. 20.01.2013, Патент RU 2382909 МПК F04D 27/02, опубл. 27.02.2010, Патент RU 2387882, МПК F04D 27/02, опубл. 27.04.2010, Патент RU 2351807, МПК F04D 27/02, опубл. 10.04.2009, Патент RU 2527850, МПК F04D 27/02, опубл. 10.09.2014, Патент RU 2374143, МПК B64D 31/00, опубл. 27.11.2009, Патент RU 2187711, МПК G01M 15/00, опубл. 20.08.2002, Патент US №5379583, F02C 9/20, опубл. 10.01.1995).There are known methods for protecting the compressor of a gas turbine engine (GTE) from surge, in which the following parameters can be controlled: air pressure behind the compressor Рк*, gas temperature Тg, rotor speeds of high n vd and low pressures n vd , as well as other intra-engine parameters and their multi-parameter complexes (Patent RU 2472974, IPC F04D 27/02, published on January 20, 2013, Patent RU 2382909 IPC F04D 27/02, published on February 27, 2010, Patent RU 2387882, IPC F04D 27/02, publ. 04/27/2010, Patent RU 2351807, IPC F04D 27/02, published on April 10, 2009, Patent RU 2527850, IPC F04D 27/02, published on September 10, 2014, Patent RU 2374143, IPC B64D 31/00, published on November 27, 2014 009, Patent RU 2187711, IPC G01M 15/00, published 08/20/2002, US Patent No. 5379583, F02C 9/20, published 01/10/1995).
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 значений формируется сигнал критической ситуации, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости потока - сигнал «Помпаж». При наличии сигнала «Помпаж» в автоматическом режиме выполняется кратковременное прекращение или уменьшение подачи топлива Gт в камеру сгорания ГТД, а также открытие клапанов перепуска воздуха КПВ из компрессора, что, как правило, позволяет надежно восстановить газодинамическую устойчивость двигателя. После устранения неустойчивого режима сигнал «Помпаж» снимается (не формируется), далее возобновляют подачу топлива в камере сгорания 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 “Surge” signal. If the “Surge” signal is present in the automatic mode, a short-term interruption or reduction of the fuel supply Gf to the combustion chamber of the gas turbine engine is performed, as well as the opening of the air bypass valves of the CPV from the compressor, which, as a rule, allows you to reliably restore the gas-dynamic stability of the engine. After the unstable mode is eliminated, the "Surge" signal is removed (not formed), then the fuel supply in the 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.
Основным недостатком известных аналогов является их низкая эффективность из-за недостаточного быстродействия и/или возможные ложные срабатывания из-за некорректной работы алгоритмов идентификации помпажа.The main disadvantage of known analogs is their low efficiency due to insufficient performance and/or possible false alarms due to incorrect operation of surge identification algorithms.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ управления газотурбинным двигателем (Патент RU 2468257, МПК F04D 27/02, опубл. 27.11.2012), который предусматривает измерение давления воздуха за компрессором Рк*, определение (вычисление) относительного изменения давления воздуха за компрессором ΔРк/Рк*, определение (вычисление) относительной скорости изменения давления воздуха за компрессором ΔРк/ (Рк*⋅Δτ), сравнение относительного изменения давления воздуха за компрессором ΔРк/Рк* с первой наперед заданной величиной А, сравнение относительной скорости изменения давления воздуха за компрессором ΔРк/ (Рк*⋅Δτ) со второй наперед заданной величиной В, формирование сигнала «Помпаж» при одновременном превышении ΔРк/Рк* величины А и превышении ΔРк/ (Рк*Δτ) величины В, в случае формирования сигнала «Помпаж» выполняют прекращение подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя на наперед заданное время τ1, открытие клапанов перепуска воздуха КПВ из компрессора и включение агрегата зажигания на наперед заданное время; если после этого относительное изменения давления воздуха за компрессором ΔРк/Рк* стало меньше величины А, а относительная скорость ΔРк/ (Рк*⋅Δτ) - меньше величины В, снимают сигнал «Помпаж», возобновляют подачу топлива в камеру сгорания и далее осуществляют управление газотурбинным двигателем в соответствии со штатными программами управления, при этом программу ограничения расхода топлива Gт в камере сгорания занижают на наперед заданную величину С на наперед заданное время τ2.Closest to the proposed invention is a method for controlling a gas turbine engine (Patent RU 2468257, IPC F04D 27/02, publ. 11/27/2012), which involves measuring the air pressure behind the compressor Рк*, determining (calculating) the relative change in air pressure behind the compressor ΔРк/ Pk*, determination (calculation) of the relative rate of change in air pressure downstream of the compressor ΔPk/ (Pk*⋅Δτ), comparison of the relative change in air pressure behind the compressor ΔPk/Pk* with the first preset value A, comparison of the relative rate of change in air pressure behind the compressor ΔPk / (Рк*⋅Δτ) with the second predetermined value B, the formation of the “Surge” signal while simultaneously exceeding ΔРк/Рк* of the value A and exceeding ΔРк/ (Рк*Δτ) of the value B, in the case of the formation of the “Surge” signal, the supply is stopped fuel into the combustion chamber of the gas turbine engine for a predetermined time τ 1 , opening the air bypass valves of the CPV from the compressor and turning on the ignition unit for a predetermined time; if after this the relative change in air pressure behind the compressor ΔРк/Рк* became less than the value A, and the relative speed ΔРк/ (Рк*⋅Δτ) is less than the value B, the “Surge” signal is removed, the fuel supply to the combustion chamber is resumed and then control is carried out gas turbine engine in accordance with standard control programs, while the program of limiting fuel consumption Gt in the combustion chamber is underestimated by a predetermined value C for a predetermined time τ 2 .
Из описания прототипа применительно к авиационному газотурбинному двигателю тягой 14 тонн следует, что численные значения ряда параметров составляют величины τ1=0,3 с, τ2=4 с, С=10%.From the description of the prototype in relation to an aircraft gas turbine engine with a thrust of 14 tons, it follows that the numerical values of a number of parameters are τ 1 =0.3 s, τ 2 =4 s, C=10%.
Недостатками прототипа является:The disadvantages of the prototype are:
1. Низкая эффективность алгоритма устранения помпажа, приводящая к риску увеличения продолжительности помпажа. Данный недостаток обусловлен тем, что управление положением входного направляющего аппарата (ВНА) компрессора ГТД осуществляют в зависимости от приведенной частоты вращения ротора высокого давления, что при имеющейся инерционности ротора и без какого-либо упреждающего воздействия по механизации компрессора может увеличить время нахождения компрессора в помпаже.1. Low efficiency of the surge elimination algorithm, leading to the risk of increasing the duration of the surge. This drawback is due to the fact that the control of the position of the inlet guide vane (VNA) of the gas turbine engine compressor is carried out depending on the reduced speed of the high-pressure rotor, which, with the existing inertia of the rotor and without any preventive action on the mechanization of the compressor, can increase the time spent by the compressor in surging.
2. Низкая эффективность алгоритма восстановления тяги, приводящая в ряде случаев к повторному помпажу при возможных отклонениях в работе ГТД.2. Low efficiency of the thrust recovery algorithm, leading in some cases to repeated surge in case of possible deviations in the operation of the gas turbine engine.
3. Инженерные испытания авиационного газотурбинного двигателя тягой 14 тонн позволили достоверно установить, что занижения программы ограничения расхода топлива Gt в камеру сгорания тягой 14 тонн на наперед заданную величину С=10% недостаточно, т.к. при восстановлении режима возможны повышенные избытки расхода топлива в камере сгорания ГТД, что также может вызвать повторный помпаж.3. Engineering tests of an aircraft gas turbine engine with a thrust of 14 tons made it possible to reliably establish that understating the program for limiting fuel consumption Gt in the combustion chamber with a thrust of 14 tons by a predetermined value of C=10% is not enough, because when the regime is restored, increased excesses of fuel consumption in the combustion chamber of the gas turbine engine are possible, which can also cause a repeated surge.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и невозможно обеспечить при использовании прототипа, является низкая оперативность устранения помпажа и высокие риски повторных помпажей.The technical problem, the solution of which is provided by the implementation of the present invention, and cannot be provided by using the prototype, is the low efficiency of surge elimination and high risks of repeated surges.
Техническим результатом изобретения является оперативное восстановление запасов газодинамической устойчивости компрессора ГТД и надежное восстановление режима двигателя после кратковременного прекращения подачи топлива в камеру сгорания ГТД, когда занижения программы ограничения расхода топлива Gt в камеру сгорания на наперед заданную величину (10%) может оказаться неоптимальным для беспомпажного восстановления работы двигателя.The technical result of the invention is the prompt restoration of the reserves of gas-dynamic stability of the gas turbine engine compressor and reliable restoration of the engine mode after a short-term cessation of fuel supply to the combustion chamber of the gas turbine engine, when understating the program for limiting fuel consumption Gt into the combustion chamber by a predetermined value (10%) may not be optimal for surge-free recovery engine operation.
Технический результат достигается тем, что в способе защиты газотурбинного двигателя от помпажа компрессора, который предусматривает измерение давления воздуха за компрессором Рк*, определение (вычисление) относительного изменения давления воздуха за компрессором ΔРк/Рк*, определение (вычисление) относительной скорости изменения давления воздуха за компрессором ΔРк/ (Рк*⋅Δτ), сравнение относительного изменения давления воздуха за компрессором ΔРк/Рк* с первой наперед заданной величиной А, сравнение относительной скорости изменения давления воздуха за компрессором ΔРк/ (Рк*⋅Δτ) со второй наперед заданной величиной В, формирование сигнала «Помпаж» при одновременном превышении ΔРк/Рк* величины А и превышении ΔРк/ (Рк*⋅Δτ) величины В, в случае формировании сигнала «Помпаж» выполняют прекращение подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя на наперед заданное время τ1, открытие клапанов перепуска воздуха из компрессора, включение агрегата зажигания на наперед заданное время; если после этого относительное изменение давления воздуха за компрессором ΔРк/Рк* стало меньше величины А, а относительная скорость ΔРк/ (Рк*⋅Δτ) - меньше величины В, снимают сигнал «Помпаж», возобновляют подачу топлива в камеру сгорания и далее осуществляют управление газотурбинным двигателем в соответствии со штатными программами управления, при этом программу ограничения расхода топлива Gт в камере сгорания занижают на наперед заданную величину С на наперед заданное время τ2, дополнительно на время прекращения подачи топлива в камеру сгорания осуществляют смещение положения входного направляющего аппарата компрессора в сторону прикрытия на наперед заданную величину D, а при восстановлении режима работы газотурбинного двигателя закрытие клапанов перепуска воздуха осуществляют по скорректированной (повышенной) приведенной частоте вращения nВДпр на величину ΔЕ относительно настройки штатной программы управления клапанами перепуска воздуха.The technical result is achieved by the fact that in the method of protecting a gas turbine engine from compressor surge, which involves measuring the air pressure behind the compressor Рк*, determining (calculating) the relative change in air pressure after the compressor ΔРк/Рк*, determining (calculating) the relative rate of change in air pressure after compressor ΔРк/ (Рк*⋅Δτ), comparison of the relative change in air pressure behind the compressor ΔРк/Рк* with the first preset value A, comparison of the relative rate of change in air pressure behind the compressor ΔРк/ (Рк*⋅Δτ) with the second preset value В , the formation of the signal "Surge" while exceeding ΔРк/Рк* of the value A and exceeding ΔРк/ (Рк*⋅Δτ) of the value B, in the case of the formation of the signal "Surge", the fuel supply to the combustion chamber of the gas turbine engine is stopped for a predetermined time τ 1 , opening the air bypass valves from the compressor, turning on the ignition unit for a predetermined time; if after that the relative change in air pressure behind the compressor ΔРк/Рк* became less than the value A, and the relative speed ΔРк/ (Рк*⋅Δτ) is less than the value B, the “Surge” signal is removed, the fuel supply to the combustion chamber is resumed and then control is carried out gas turbine engine in accordance with standard control programs, while the program for limiting fuel consumption Gt in the combustion chamber is underestimated by a predetermined value C for a predetermined time τ 2 , additionally, for the time of stopping the fuel supply to the combustion chamber, the position of the inlet guide vane of the compressor is shifted to the side cover to a predetermined value D, and when the operation mode of the gas turbine engine is restored, the air bypass valves are closed according to the corrected (increased) reduced speed n VPR by the value ΔE relative to the setting of the standard program for controlling the air bypass valves.
Кроме того, согласно изобретению, в качестве значения величины D используют численное значение равное 5 угловых градусов, что соответствует 1/10 от величины диапазона изменения положения ВНА компрессора по всем режимам работы ГТД.In addition, according to the invention, a numerical value equal to 5 angular degrees is used as the value of D, which corresponds to 1/10 of the value of the range of change in the position of the VHA compressor in all modes of operation of the gas turbine engine.
Кроме того, согласно изобретению, в качестве значения величины АЕ используют численное значение равное 500…1000 об/мин.In addition, according to the invention, a numerical value equal to 500 ... 1000 rpm is used as the value of the AE value.
Кроме того, согласно изобретению, прекращение подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя осуществляют на наперед заданное время τ1=0,2 с. In addition, according to the invention, stopping the supply of fuel to the combustion chamber of a gas turbine engine is carried out for a predetermined time τ 1 =0.2 s.
Кроме того, согласно изобретению, занижение программы ограничения Gт/Pk*=f(nВДпр) осуществляют на наперед заданную величину С=20%.In addition, according to the invention, the underestimation of the restriction program Gt/Pk*=f(n VDP ) is carried out by a predetermined value C=20%.
На фиг. 1 представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ. Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков параметров ГТД, электронный регулятор 2, дозатор топлива 3 с клапаном останова 3.1, командный агрегат 4 для управления клапанами перепуска воздуха КПВ, газотурбинный двигатель 5.In FIG. 1 shows a diagram of a device that implements the proposed method. The device contains a series-connected block 1 of sensors of gas turbine parameters, an electronic controller 2, a fuel dispenser 3 with a stop valve 3.1, a command unit 4 for controlling the air bypass valves of the CPV, a gas turbine engine 5.
Блок 1 датчиков представляет собой совокупность датчиков и сигнализаторов, которые обеспечивают измерение параметров рабочего процесса ГТД 5 (частоты вращения роторов низкого nнд и высокого nвд давлений, давления воздуха за компрессором Рк*, температуры газов за турбиной Тг и др.), измерение положения рычага управления двигателем Lруд, а также параметров условий полета (температура и давление воздуха на входе в ГТД Твх*, Рвх*), измерение управляющих воздействий (расход топлива Gт в камере сгорания, положение ВНА - Lвна), положение иных элементов ГТД 5 и самолета.Block 1 of sensors is a set of sensors and signaling devices that provide measurement of the parameters of the working process of the gas turbine engine 5 (rotational speed of the rotors of low n nd and high n high pressures, air pressure behind the compressor Pk*, gas temperature behind the turbine Tg, etc.), position measurement engine control lever L ore , as well as parameters of flight conditions (temperature and air pressure at the inlet to the gas turbine engine Тin *, Рin *), measurement of control actions (fuel consumption Gt in the combustion chamber, position VNA - L out ), position of other elements of the gas turbine engine 5 and aircraft.
Электронный регулятор 2 ГТД 5 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 5.The electronic controller 2 GTE 5 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 GTE 5.
В электронном регуляторе 2 сигнал «Помпаж» формируется при одновременном наличии следующих условий:In the electronic regulator 2, the “Surge” signal is generated under the simultaneous presence of the following conditions:
1) относительном падении давления воздуха за компрессором на величину, большую ),1) a relative drop in air pressure behind the compressor by a value greater than ),
где - размах пульсационной составляющей давления воздуха;Where - range of the pulsating component of air pressure;
- максимальное давление за каждый цикл колебания. - the maximum pressure for each oscillation cycle.
2) относительной скорости изменения давления2) relative rate of pressure change
где Δτ - цикл расчета.where Δτ is the 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 5 типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control).The electronic controller 2 of the engine is the main device of the digital control system of the gas turbine engine 5 of the FADEC type (Full Authority Digital Engine Control).
Дозатор 3 топлива представляет собой отдельный агрегат, который обеспечивает регулирование топливоподачей в камере сгорания ГТД 5, а также управление положением входного направляющего аппарата (ВНА) компрессора по заданным командам из электронного регулятора 2.The fuel dispenser 3 is a separate unit that controls the fuel supply in the combustion chamber of the gas turbine engine 5, as well as controls the position of the inlet guide vane (VNA) of the compressor according to the given commands from the electronic regulator 2.
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 5.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 value, which is currently necessary for maintaining the required thrust level of GTE 5.
Клапан 3.1 останова представляет собой типовой отсечной электромагнитный клапан, перекрывающий магистраль подачи топлива Gt в камеру сгорания ГТД 5 по сигналу «Помпаж» из электронного регулятора 2.Shutdown valve 3.1 is a typical shut-off solenoid valve that shuts off the fuel supply line Gt to the combustion chamber of gas turbine engine 5 at the “Surge” signal from electronic regulator 2.
Кроме того, дозатор топлива обеспечивает управление положением гидроцилиндров (не показаны) ВНА компрессора ГТД 5. Программа управления ВНА аналоговая, в зависимости от приведенной частоты вращения ротора высокого давления nВДпр, определяемая как Твх* - температура воздуха на входе в ГТД, nВД - частота вращения ротора высокого давления.In addition, the fuel dispenser provides control of the position of the hydraulic cylinders (not shown) of the VHA of the GTE compressor 5. The VHA control program is analog, depending on the reduced speed of the high-pressure rotor n VPR , defined as Тin * - air temperature at the GTE inlet, n HP - high-pressure rotor speed.
Специалистам в области двигателестроения ясно, что приведение частоты вращения пвд может осуществляться как к температуре воздуха на входе в двигатель, так и к температуре воздуха на входе в компрессор; это не является предметом изобретения.It is clear to specialists in the field of engine building that the reduction of the speed of rotation p vd can be carried out both to the air temperature at the engine inlet and to the air temperature at the compressor inlet; it is not the subject of an invention.
Командный агрегат 4 предназначен для управления клапанами перепуска воздуха по командам из электронного регулятора 2.The command unit 4 is designed to control the air bypass valves on commands from the electronic controller 2.
Клапана перепуска воздуха (КПВ) являются стандартными элементами механизации компрессора и предназначены для расширения диапазона устойчивой работы компрессора путем выпуска в наружный контур ГТД 5 или в атмосферу в случае одноконтурного ГТД части воздуха из промежуточных ступеней компрессора. Клапан перепуска воздуха имеет типовую конструкцию, как правило, на двигателе несколько клапанов перепуска КПВ (не показаны). Управление клапанами КПВ автоматическое, по релейной программе в зависимости от приведенной частоты вращения ротора nВДпр и по управляющей команде из электронного регулятора 2.Air bypass valves (APV) 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 GTE 5 or into the atmosphere in the case of a single-circuit GTE. The air bypass valve has a typical design, as a rule, there are several CPV bypass valves on the engine (not shown). KPV valves are controlled automatically, according to the relay program, depending on the reduced rotor speed n VPR and according to the control command from the electronic regulator 2.
В общем случае конструкция блоков 3 и 4 может быть самой разнообразной, например, эти блоки могут быть объединены в единый конструктивный модуль, или наоборот, еще более дифференцированы (распределены) по выполняемым функциям и способам обработки входных сигналов, гидро- и аэродинамических воздействий.In general, the design of blocks 3 and 4 can be very diverse, for example, these blocks can be combined into a single structural module, or vice versa, they can be even more differentiated (distributed) in terms of their functions and methods of processing input signals, hydro- and aerodynamic effects.
ГТД 5 - любой известный тип газотурбинного двигателя или установки.GTD 5 - any known type of gas turbine engine or plant.
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 5. При штатной работе ГТД 5 клапан останова 3.1 выключен. В зависимости от приведенной частоты вращения ротора высокого давления пВдпр клапаны перепуска воздуха находятся в закрытом или открытом положении. Обычно в полете клапаны перепуска воздуха в компрессоре закрыты; при рулежке самолета по взлетно-посадочной полосе и работе двигателей на малом газе клапаны перепуска открыты. При динамичных перемещениях рычага управления двигателем происходит дозирование топлива в камеру сгорания для поддержания заданного уровня тяги ГТД 5.The device operates as follows: the electronic controller 2 of the engine, according to the signals from the sensors from block 1, according to the specified control programs, generates a control action in the fuel dispenser 3, which carries out the required change in fuel consumption in the combustion chamber of the gas turbine engine 5. During normal operation of the gas turbine engine 5, the stop valve 3.1 is turned off. Depending on the reduced speed of the high-pressure rotor p V d pr, the air bypass valves are in the closed or open position. Normally, in flight, the air bypass valves in the compressor are closed; when the aircraft is taxiing on the runway and the engines are running at idle, the bypass valves are open. With dynamic movements of the engine control lever, fuel is dosed into the combustion chamber to maintain a given level of GTE 5 thrust.
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 3.1 и подача топлива в ГТД 5 прекращается, происходит снижение режима работы ГТД 5. Одновременно с включением клапана останова 3.1 открывают клапаны перепуска воздуха в компрессоре и, согласно изобретению, осуществляют смещение положения ВНА компрессора в сторону прикрытия на наперед заданную величину D на время τ1 относительно положения, которое ВНА занимает в зависимости от приведенной частоты вращения ротора высокого давления nВДпр при штатной работе ГТД.When a surge occurs and based on the data of parameter Рк* from block 1 in the electronic regulator 2, the “Surge” signal is generated, according to which a command is issued from the electronic regulator 2 to turn on the shutdown valve 3.1 and the fuel supply to the gas turbine engine 5 stops, the operation mode of the gas turbine engine 5 decreases. Simultaneously with the activation of the stop valve 3.1, the air bypass valves in the compressor are opened and, according to the invention, the position of the VHA of the compressor is shifted towards the cover by a predetermined value D for a time τ 1 relative to the position that the VHA occupies depending on the reduced speed of the high pressure rotor n Vdpr during regular operation of the gas turbine engine.
После устранения помпажа и выключении клапана останова 3.1 топливо начинает поступать в камеру сгорания; стандартной технологией здесь является включение агрегатов зажигания топлива для исключения погасания камеры сгорания на наперед заданное время, которое определяется для каждого типа двигателя, обычно это 10…30 с. Дозирование топлива в камере сгорания при восстановлении режима ГТД 5 осуществляется по штатным программам управления, например, в темпе приемистости по закону где - первая производная по времени параметра nвд. Данный 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 и/или существенного различия между оптимальными и заданными настройками в системе управления ГТД возможны чрезмерные избытки расхода топлива Gт. Но эти избытки, как правило, надежно устраняются правильно подобранной величиной занижения С программы ограничения расхода топлива Gт в камере сгорания ГТД 5. В качестве программы ограничения расхода топлива Gт может быть использована, например, зависимость Gт/Pк*=f(nВДпр), где nВДпр - приведенная частота вращения ротора высокого давления. Вышеуказанный закон управления Gт/Pк*=f(nВДпр) позволяет обеспечить необходимый коэффициент избытка воздуха в камере сгорания и учитывать границу устойчивой работы компрессора. Величина τ2 выбрана равной 4 с (аналогично прототипа).After the surge is eliminated and the stop valve 3.1 is turned off, fuel begins to flow into the combustion chamber; the standard technology here is the inclusion of fuel ignition units to prevent the combustion chamber from extinguishing for a predetermined time, which is determined for each type of engine, usually 10 ... 30 s. Dosing of fuel in the combustion chamber during the restoration of the GTE 5 mode is carried out according to standard control programs, for example, at the rate of injectivity according to the law Where - the first time derivative of the parameter n vd . This control law makes it possible to take into account all 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 and / or a significant difference between the optimal and specified settings in the control system of the gas turbine engine, excessive excesses of fuel consumption Gt are possible. But these excesses, as a rule, are reliably eliminated by a correctly selected underestimation C of the program for limiting fuel consumption Gf in the combustion chamber of GTE 5. where n VPR is the reduced speed of the high-pressure rotor. The above control law Gт/Pк*=f(n VPR ) allows to provide the necessary coefficient of excess air in the combustion chamber and take into account the boundary of stable operation of the compressor. The value of τ 2 is chosen equal to 4 (similar to the prototype).
Как отмечалось выше, закрытие клапанов КПВ при штатной работе ГТД осуществляют при достижении заданных значений nВДпр. Однако, согласно настоящего изобретения, при восстановлении режима после помпажа закрытие клапанов перепуска воздуха осуществляют выше по приведенной частоте вращения nВДпр на величину ΔЕ относительно настройки при штатной работе программы управления клапанами перепуска воздуха. Такой подход позволяет надежно обеспечить восстановление исходного режима без повторных помпажей.As noted above, the closing of the CPV valves during normal operation of the gas turbine engine is carried out when the specified values of n VDPr are reached. However, according to the present invention, when the mode is restored after the surge, the air bypass valves are closed higher at the given rotational speed n VPR by the value ΔE relative to the setting during normal operation of the air bypass valve control program. This approach allows you to reliably ensure the restoration of the original mode without repeated surges.
Таким образом, с оптимальным быстродействием осуществляется оперативное устранение помпажа и плавное, без чрезмерных забросов топлива надежное восстановление тяги газотурбинного двигателя после срабатывания защиты от помпажа компрессора.Thus, with optimal speed, surge is eliminated promptly and smooth, without excessive fuel overshoots, reliable restoration of gas turbine engine thrust after the compressor surge protection is triggered.
Предложенный способ защиты двигателя от помпажа компрессора был проверен в составе авиационного газотурбинного двигателя тягой 14 тонн разработки АО «ОДК-Авиадвигатель», РФ.The proposed method for protecting the engine from compressor surge was tested as part of an aircraft gas turbine engine with a thrust of 14 tons developed by JSC UEC-Aviadvigatel, RF.
Авиационный газотурбинный двигатель тягой 14 тонн - головной двигатель семейства перспективных турбореактивных двигателей пятого поколения, предназначенных для ближне-, среднемагистральных самолетов и промышленных газотурбинных установок. Унифицированный газогенератор которого состоит из девяти ступеней компрессора и двух ступеней турбины. В компрессоре предусмотрено аналоговое регулирование ВНА типа Lвнa=f(nВДпр); диапазон регулирования ВНА составляет величину Δ ≈ 50 угловых градуса. Кроме того, предусмотрен перепуск воздуха из двух ступеней компрессора с помощью клапанов КПВ1 и КПВ2 также в зависимости от nВДпр.The aircraft gas turbine engine with a thrust of 14 tons is the head engine of a family of promising fifth-generation turbojet engines designed for short- and medium-haul aircraft and industrial gas turbine plants. The unified gas generator of which consists of nine compressor stages and two turbine stages. The compressor is provided with analog regulation VNA type L vna =f(n VDPr ); the VNA control range is Δ ≈ 50 degrees of angle. In addition, air bypass from two stages of the compressor is provided with the help of valves KPV1 and KPV2, also depending on n VDPr .
Система управления САУ-14 является двухканальной, с полной ответственностью типа FADEC. Управление КПВ1 и КПВ2 компрессора производится командным агрегатом, который преобразует электрические управляющие команды из электронного регулятора в пневматические команды на перекладку пневмоцилиндров КПВ.The SAU-14 control system is two-channel, with full responsibility of the FADEC type. The control of the KPV1 and KPV2 of the compressor is carried out by the command unit, which converts the electrical control commands from the electronic regulator into pneumatic commands for shifting the KPV pneumatic cylinders.
Результаты испытаний турбореактивного двигателя полностью подтвердили эффективность технических решений согласно настоящего изобретения. При испытаниях были установлены следующие оптимальные численные значения величин, используемых в изобретении (для данного типа двигателя). Величина С=20%. Величина D=5 угловых градусов, что составляет примерно 1/10 от величины диапазона изменения положения входного направляющего аппарат компрессора по всем режимам работы ГТД. Величина ΔЕ=500…1000 об/мин (для первой группы КПВ1 - 500 об/мин, для второй группы КПВ2 - 1000 об/мин).The test results of the turbojet engine fully confirmed the effectiveness of the technical solutions according to the present invention. During the tests, the following optimal numerical values of the quantities used in the invention (for this type of engine) were established. The value of C=20%. The value of D=5 angular degrees, which is approximately 1/10 of the range of change in the position of the compressor inlet guide vane in all modes of operation of the gas turbine engine. Value ΔЕ=500…1000 rpm (for the first group of KPV1 - 500 rpm, for the second group of KPV2 - 1000 rpm).
В ходе испытаний выявлен положительный эффект от уменьшения времени отсечки топлива в камере сгорания ГТД по сигналу «Помпаж» с 0,3 с до 0, 2 с; в частности, уменьшения времени отсечки позволило уменьшить время восстановления тяги ГТД после устранения помпажа компрессора.During the tests, a positive effect was revealed from a decrease in the fuel cut-off time in the combustion chamber of the gas turbine engine at the “Surge” signal from 0.3 s to 0.2 s; in particular, reducing the cut-off time made it possible to reduce the recovery time of the GTE thrust after the compressor surge was eliminated.
Claims (5)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2801768C1 true RU2801768C1 (en) | 2023-08-15 |
Family
ID=
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2351807C2 (en) * | 2007-03-01 | 2009-04-10 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Method of protecting gas turbine engine against surge |
| RU2468257C2 (en) * | 2010-11-11 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Gas turbine engine control method |
| RU2747542C1 (en) * | 2020-09-10 | 2021-05-06 | Акционерное общество"ОДК-Авиадвигатель" | Method for protecting a gas turbine engine from pumping |
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2351807C2 (en) * | 2007-03-01 | 2009-04-10 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Method of protecting gas turbine engine against surge |
| RU2468257C2 (en) * | 2010-11-11 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Gas turbine engine control method |
| RU2747542C1 (en) * | 2020-09-10 | 2021-05-06 | Акционерное общество"ОДК-Авиадвигатель" | Method for protecting a gas turbine engine from pumping |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2509905C2 (en) | Gas turbine control method and system, and gas tubrine containing such system | |
| US6226976B1 (en) | Variable fuel heating value adaptive control for gas turbine engines | |
| CA1072364A (en) | Stall detector for gas turbine engine | |
| RU2168044C2 (en) | Method of and device for preventing deviation of gas turbine parameters (versions) | |
| US5233512A (en) | Method and apparatus for actuator fault detection | |
| JP5356949B2 (en) | Over-rotation prevention device for gas turbine engine | |
| EP0185601A2 (en) | Surge/stall cessation detection system | |
| US4603546A (en) | Control systems for gas turbine aeroengines | |
| JP2005509794A5 (en) | ||
| US9200572B2 (en) | Compressor surge prevention digital system | |
| WO2021033559A1 (en) | Gas turbine combustion control device, combustion control method, and program | |
| GB2214331A (en) | Overspeed limiter for gas turbine aeroengine | |
| US4606191A (en) | Control systems for gas turbine aeroengines | |
| RU2801768C1 (en) | Method for protecting a gas turbine engine from compressor surge | |
| EP3171005B1 (en) | Fuel supply system for use in a gas turbine engine and method of controlling an overspeed event therein | |
| CA3107034A1 (en) | System and method for monitoring a bleed valve of a gas turbine engine | |
| JPH02267351A (en) | Gas-turbine. engine | |
| RU2789806C1 (en) | Method for automatic protection of a gas turbine engine against surge | |
| RU2798129C1 (en) | Method for protecting gas turbine engine from surge | |
| US11738882B2 (en) | Anti-surge regulation for a charging compressor with which an auxiliary power unit is equipped | |
| RU2255247C1 (en) | Method to protect compressor at unsteady operation of gas- turbine engine | |
| RU2747542C1 (en) | Method for protecting a gas turbine engine from pumping | |
| RU2795359C1 (en) | Method for controlling inlet guide vane of a gas turbine engine compressor | |
| RU2308605C2 (en) | Gas-turbine engine control method | |
| RU2810867C1 (en) | Method for protecting gas turbine engine from compressor surge by electronic two-channel automatic control system |