RU2810866C1 - Method for emergency protection of turbojet double-circuit twin-shaft engine from spinning of its rotors - Google Patents
Method for emergency protection of turbojet double-circuit twin-shaft engine from spinning of its rotors Download PDFInfo
- Publication number
- RU2810866C1 RU2810866C1 RU2023120427A RU2023120427A RU2810866C1 RU 2810866 C1 RU2810866 C1 RU 2810866C1 RU 2023120427 A RU2023120427 A RU 2023120427A RU 2023120427 A RU2023120427 A RU 2023120427A RU 2810866 C1 RU2810866 C1 RU 2810866C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- rotation speed
- speed
- 2rear
- electronic
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 15
- 238000009987 spinning Methods 0.000 title 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 35
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 19
- 230000009471 action Effects 0.000 claims abstract description 12
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 8
- 239000012634 fragment Substances 0.000 claims description 7
- 230000001737 promoting effect Effects 0.000 claims description 6
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 5
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 3
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 2
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000009429 electrical wiring Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в системах управления авиационных двухконтурных двухвальных двигателей, а также в газотурбинных установках для электростанций, нагнетателей магистральных газопроводов, силовых газотурбинных установок морских и речных судов и т.д.The invention relates to the field of gas turbine engine construction and can be used in control systems for aviation dual-circuit twin-shaft engines, as well as in gas turbine units for power plants, superchargers for main gas pipelines, power gas turbine units for sea and river vessels, etc.
В процессе эксплуатации газотурбинных двигателей (ГТД) иногда наблюдаются случаи неуправляемого увеличения расхода топлива Gт в камеру сгорания двигателя, которые приводят к забросам частоты вращения роторов и/или температуры газов за турбиной. Возможными причинами таких забросов являются неисправности, возникающие в системах управления, такие как: нелокализованные отказы электронных регуляторов двигателя или механизмов дозирования Gт, не выявленные системой встроенного контроля; ошибки и сбои программного обеспечения, воздействие внешних воздействующих факторов, таких как повышенная температура окружающей среды, пожар и т.д.During the operation of gas turbine engines (GTE), cases of uncontrolled increase in fuel consumption G t into the engine combustion chamber are sometimes observed, which lead to overshoot of the rotor speed and/or gas temperature behind the turbine. Possible reasons for such overshoots are malfunctions that occur in control systems, such as: non-localized failures of electronic engine regulators or Gt dosing mechanisms, not detected by the built-in control system; errors and software failures, exposure to external factors such as elevated ambient temperatures, fire, etc.
К негативным последствиям забросов частоты вращения роторов относится возможная поломка основных деталей и сборочных единиц с последующей потерей тяги (мощности) двигателя. Но наиболее опасным последствием разрушения двигателя из-за чрезмерной раскрутки роторов являются возникновение и вылет за пределы корпуса двигателя нелокализованных фрагментов ротора с высокой кинетической энергией, способных вызвать повреждение самого воздушного судна, неуправляемый пожар, разрушение узлов подвески двигателя, приводящее к отделению двигателя от воздушного судна или возникновение реактивной тяги в направлении, противоположном заданному.The negative consequences of overspeeding the rotor speed include possible breakdown of main parts and assembly units with subsequent loss of engine traction (power). But the most dangerous consequence of engine destruction due to excessive spin-up of the rotors is the emergence and flight beyond the engine housing of non-localized rotor fragments with high kinetic energy, which can cause damage to the aircraft itself, an uncontrollable fire, destruction of engine mounts, leading to separation of the engine from the aircraft or the occurrence of jet thrust in the direction opposite to the given one.
Незначительные забросы частот вращения ротора ГТД зачастую устраняются летчиком вручную, например, путем перемещения рычага управления двигателя на пониженный режим или за счет включения стоп-крана двигателя, отсекающим подачу топлива в камеру сгорания двигателя. Однако по мере усложнения конструкций авиационной техники обеспечение аварийной защиты двигателей только на основе оперативных действий экипажа является крайне затрудненным и практически неприемлемым. В этой связи для обеспечения безопасности полетов и безаварийной работы двигателя актуально применение автономных блоков защиты двигателей от чрезмерной раскрутки роторов из-за отказов, приводящих к неуправляемому увеличению расхода топлива Gт в двигатель.Minor overspeeds of the gas turbine engine rotor speed are often eliminated by the pilot manually, for example, by moving the engine control lever to a lower mode or by turning on the engine stop valve, cutting off the fuel supply to the engine combustion chamber. However, as aircraft designs become more complex, providing emergency engine protection only based on the operational actions of the crew is extremely difficult and practically unacceptable. In this regard, to ensure flight safety and trouble-free engine operation, it is important to use autonomous units to protect engines from excessive rotation of the rotors due to failures leading to an uncontrollable increase in fuel consumption Gt into the engine.
Известен способ защиты судовой установки (Патент RU 2493393, опубликовано: 20.09.2013 Бюл. №26), заключающийся в том, что в локальной системе управления газотурбинной силовой установке (ГТУ) судов различного назначения дополнительно с помощью автономного блока защиты двигателя (БЗД) измеряют частоту вращения силовой турбины ГТУ, обеспечивающей привод судового винта, сравнивают измеренное значение частоты вращения с наперед заданным предельным значением, при увеличении частоты вращения силовой турбины выше наперед заданного предельного с помощью БЗД полностью прекращают подачу топлива в камеру сгорания ГТУ и формируют сигнал «Защита по раскрутке силовой турбины» для его передачи в систему управления судном.There is a known method for protecting a ship’s installation (Patent RU 2493393, published: 09.20.2013 Bulletin No. 26), which consists in the fact that in the local control system of a gas turbine power plant (GTU) of ships for various purposes, additionally using an autonomous engine protection unit (EPU) they measure the rotational speed of the power turbine of the gas turbine unit, which drives the ship's propeller, is compared with the measured value of the rotational speed with a predetermined limit value; when the rotation speed of the power turbine increases above the predetermined limit value, with the help of a safety motor, the fuel supply to the combustion chamber of the gas turbine plant is completely stopped and the signal “Protection by spin-up” is generated power turbine" for its transmission to the ship control system.
Недостатком данного способа является то, что в случае ошибочных измерений частоты вращения силовой турбины, например, из-за переменного контакта в электропроводке, не выявленного системой встроенного контроля, возможно ложное срабатывание БЗД и останов ГТУ судна.The disadvantage of this method is that in the event of erroneous measurements of the rotation speed of the power turbine, for example, due to an alternating contact in the electrical wiring that is not detected by the built-in control system, a false activation of the LPD and shutdown of the vessel's gas turbine unit is possible.
Известен способ работы автономного блока защиты двигателя ГТУ (патент RU 2776229, опубликовано: 14.07.2022 Бюл. №20), заключающийся в измерении частоты вращения силовой турбины с помощью четырех модулей и измерении температуры газов в камере сгорания ГТУ с помощью двух других модулей, в сравнении измеренных величин с заранее установленными пороговыми значениями, и при их превышении пороговых значений формируют аварийный сигнал для останова ГТУ.There is a known method of operation of an autonomous gas turbine engine protection unit (patent RU 2776229, published: 07/14/2022 Bulletin No. 20), which consists of measuring the rotation speed of the power turbine using four modules and measuring the gas temperature in the combustion chamber of the gas turbine using two other modules, in comparing the measured values with preset threshold values, and if they exceed the threshold values, an alarm signal is generated to shut down the gas turbine unit.
К недостаткам способа относится:The disadvantages of this method include:
- потенциально низкая надежность датчиков температуры газов в камере сгорания ГТУ, связанная с их эксплуатацией в условиях экстремальных температур, в т.ч. при забросах Gт. Кроме того, замена отказавшего датчика температуры газов приводит к необходимости останова ГТУ для ремонта;- potentially low reliability of gas temperature sensors in the combustion chamber of a gas turbine unit, associated with their operation in conditions of extreme temperatures, incl. when casting G t . In addition, replacing a failed gas temperature sensor leads to the need to shut down the gas turbine unit for repairs;
- наличие повышенного количества ложных остановов ГТУ, т.к. срабатывание БЗД происходит по любому превышению частоты вращения. Действительно, если три независимых и исправно работающих канала частоты не показали заброса частоты, а четвертый зафиксировал заброс, то останов ГТУ не представляется достоверно обоснованным.- the presence of an increased number of false shutdowns of the gas turbine unit, because The BZD is triggered by any excess of rotation speed. Indeed, if three independent and properly operating frequency channels did not show a frequency overshoot, and the fourth detected an overshoot, then stopping the gas turbine does not seem reliably justified.
Известно автоматическое устройство топливопитания газотурбинного двигателя (патент RU 2398124, опубликовано: 27.08.2010 Бюл. №24), которое содержит канал питания топливом, устройство измерения расхода топлива Gт в канале (расходомер), первый управляемый клапан с изменяемым отверстием, установленный в канале питания, систему управления, связанную с расходомером и с первым клапаном для управления этим клапаном с тем, чтобы подавать в двигатель требуемый расход топлива в режиме нормального функционирования двигателя, второй управляемый клапан с изменяемым отверстием, установленный в канале питания последовательно с первым клапаном, и средство управления вторым клапаном, позволяющее за счет слива избытка топлива выдавать в камеру сгорания ГТД уменьшенный расход топлива Gт (без полного прекращения) в ответ на выявление чрезмерного повышения частоты вращения или чрезмерной тяги, когда становится ясно, что реакции первого клапана недостаточно для парирования заброса частоты вращения ротора двигателя.An automatic fuel supply device for a gas turbine engine is known (patent RU 2398124, published: August 27, 2010 Bulletin No. 24), which contains a fuel supply channel, a device for measuring fuel consumption G t in the channel (flow meter), a first controlled valve with a variable orifice installed in the channel power supply, a control system associated with the flow meter and with the first valve for controlling the valve so as to supply the engine with the required fuel flow rate during normal operation of the engine, a second controlled orifice valve mounted in the supply channel in series with the first valve, and means control of the second valve, which allows, by draining excess fuel, to deliver a reduced fuel consumption G t into the combustion chamber of the gas turbine engine (without completely stopping) in response to detecting an excessive increase in rotation speed or excessive thrust, when it becomes clear that the reaction of the first valve is not enough to counteract the overspeed rotation of the engine rotor.
Управление вышеуказанными регулируемыми клапанами осуществляется электронным регулятором из состава FADEC. Согласно данного патента возможна установка третьего дискретного клапана, обеспечивающего полную отсечку топлива. Включение третьего клапана может осуществляться автоматически системой FADEC или вручную экипажем.The above adjustable valves are controlled by an electronic regulator from FADEC. According to this patent, it is possible to install a third discrete valve that provides complete fuel shutoff. The third valve can be activated automatically by the FADEC system or manually by the crew.
Недостатком данного аналога является его пониженная отказоустойчивость. Так, если управление тремя клапанами будет осуществлять одно автоматическое устройство - электронный регулятор двигателя то, в случае его отказа или отказа его критического элемента, например, блока питания или вычислителя, возможно невыполнение функции аварийной зашиты ГТД в автоматическом режиме, что недопустимо.The disadvantage of this analogue is its reduced fault tolerance. So, if three valves are controlled by one automatic device - an electronic engine regulator, then in the event of its failure or the failure of its critical element, for example, a power supply or computer, the emergency protection function of the gas turbine engine may not perform automatically, which is unacceptable.
Кроме того, идентификация и парирование заброса Gт осуществляется на основе измерения частоты вращения ротора двигателя. Такой подход уместен для одновальных ГТД, для двух- и трехвальных турбомашин он несет некоторую неопределенность. Кроме того, применительно к турбореактивным двухвальным двухконтурным двигателям с большой степенью двухконтурности (>4) знаний только об одной частоте вращения ротора высокого давления может оказаться недостаточным для достоверного и надежного определения факта заброса тяги.In addition, identification and parrying of the Gt cast is carried out on the basis of measuring the engine rotor speed. This approach is appropriate for single-shaft gas turbine engines; for two- and three-shaft turbomachines it carries some uncertainty. In addition, in relation to turbojet twin-shaft bypass engines with a high bypass ratio (>4), knowledge of only one high-pressure rotor speed may be insufficient to reliably and reliably determine the fact of thrust overshoot.
В качестве прототипа выбран способ управления газотурбинным двигателем (патент RU 2417326, опубликовано: 27.04.2011 Бюл. №12), заключающийся в том, что в электронном регуляторе двигателя с помощью датчиков электронного регулятора измеряют положение рычага управления двигателем (РУД) и параметры ГТД, в зависимости от положения РУД и значения параметров ГТД по законам управления, реализованным в электронном регуляторе, формируют управляющее воздействие электронного регулятора, в гидромеханическом регуляторе (ГМР) с помощью датчиков ГМР измеряют положение РУД и параметры ГТД в зависимости от положения РУД и значения параметров ГТД по законам управления, реализованным в ГМР, формируют управляющее воздействие ГМР, при исправном электронном регуляторе с помощью селектора отсекают управляющее воздействие ГМР, а управляющее воздействие электронного регулятора подают на блок исполнительных элементов (ИЭ) и осуществляют управление ГТД, дополнительно в автономном электронном блоке (ЭБ) с помощью датчиков ЭБ измеряют и контролируют частоту вращения ротора вентилятора двигателя и частоту вращения турбины вентилятора двигателя, в ГМР с помощью датчиков ГМР измеряют частоту вращения ротора компрессора двигателя, если частота вращения ротора компрессора превышает наперед заданное значение, в ГМР формируют команду и с помощью селектора отсекают управляющее воздействие ЭР, а управляющее воздействие ГМР подают на ИЭ и осуществляют управление двигателем от ГМР, если рассогласование между частотой вращения ротора вентилятора и частотой вращения турбины вентилятора превышает наперед заданное значение, или ускорение турбины вентилятора превышает наперед заданное значение, или частота вращения турбины вентилятора превышает наперед заданное значение, с помощью ЭБ прекращают подачу топлива в камеру сгорания и выключают двигатель.As a prototype, a method of controlling a gas turbine engine was chosen (patent RU 2417326, published: 04/27/2011 Bulletin No. 12), which consists in the fact that in the electronic engine regulator, the position of the engine control lever (EC) and the parameters of the gas turbine engine are measured using electronic regulator sensors, depending on the throttle position and the values of the gas turbine engine parameters, according to the control laws implemented in the electronic controller, the control action of the electronic regulator is formed; in the hydromechanical regulator (HMR), using GMR sensors, the throttle position and gas turbine engine parameters are measured depending on the throttle position and the values of the gas turbine engine parameters according to According to the control laws implemented in the GMR, the control action of the GMR is formed; if the electronic regulator is in working order, the control action of the GMR is cut off using a selector, and the control action of the electronic regulator is applied to the block of actuators (E) and the gas turbine engine is controlled, additionally in an autonomous electronic unit (EB) using EB sensors, they measure and control the rotation speed of the engine fan rotor and the rotation speed of the engine fan turbine; in the GMR, using GMR sensors, they measure the rotation speed of the engine compressor rotor, if the compressor rotor speed exceeds a predetermined value; in the GMR, a command is generated using a selector the control action of the ER is cut off, and the control action of the GMR is applied to the IE and the engine is controlled from the GMR if the mismatch between the rotation speed of the fan rotor and the rotation speed of the fan turbine exceeds a predetermined value, or the acceleration of the fan turbine exceeds a predetermined value, or the rotation speed of the fan turbine exceeds the predetermined value, with the help of the electronic control unit, the fuel supply to the combustion chamber is stopped and the engine is turned off.
Недостатками прототипа являются:The disadvantages of the prototype are:
- для современных типов авиационных двигателей коммерческого назначения характерно применение электронных систем управления с полной ответственностью, т.е. с полным набором выполняемых функций без гидромеханического резервирования и использования низкоэффективного гидромеханического регулятора, поэтому прототип имеет ограниченную зону применения;- modern types of commercial aircraft engines are characterized by the use of electronic control systems with full responsibility, i.e. with a full range of functions performed without hydromechanical redundancy and the use of a low-efficiency hydromechanical regulator, so the prototype has a limited area of application;
- аварийную функцию защиты двухвального двигателя от раскрутки турбины низкого давления (вентилятора) в случае поломки вала турбины низкого давления целесообразно выполнять в другом отдельном блоке и со своим комплектом датчиков, а не в автономном электронном блоке согласно прототипа. Это связано с тем, что возможной причиной раскрутки является отказ самого электронного регулятора. Специалистам хорошо известно множество подобных автономных систем защиты турбины низкого давления от раскрутки, и эта технология не является целью настоящего изобретения;- it is advisable to perform the emergency function of protecting a twin-shaft engine from spin-up of the low-pressure turbine (fan) in the event of a breakdown of the low-pressure turbine shaft in another separate unit and with its own set of sensors, and not in an autonomous electronic unit according to the prototype. This is due to the fact that a possible cause of spin-up is the failure of the electronic regulator itself. Many similar self-contained low-pressure turbine spin-up protection systems are well known to those skilled in the art, and this technology is not the purpose of the present invention;
- использование только одного параметра частоты вращения вентилятора может оказаться недостаточным для достоверного и надежного определения факта заброса тяги двухвальных турбомашин, например, в случае кратковременного сбоя в работе датчика частоты вращения вентилятора или модуля обработки его сигнала.- using only one fan speed parameter may not be sufficient to reliably and reliably determine the fact of overthrust of twin-shaft turbomachines, for example, in the event of a short-term malfunction of the fan speed sensor or its signal processing module.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и невозможно обеспечить при использовании прототипа, является пониженная функциональная надежность и отказоустойчивость автономного блока защиты двигателя.A technical problem, the solution of which is provided when implementing the proposed invention, and cannot be achieved when using a prototype, is the reduced functional reliability and fault tolerance of the autonomous engine protection unit.
Технической задачей изобретения является повышение функциональной надежности и отказоустойчивости аварийной защиты турбореактивного двухвального двухконтурного двигателя от раскрутки его роторов при неуправляемом увеличении расхода топлива Gт в камеру сгорания двигателя, исключение ложных срабатываний автономного блока защиты двигателя.The technical objective of the invention is to increase the functional reliability and fault tolerance of emergency protection of a turbojet twin-shaft bypass engine against spin-up of its rotors during an uncontrolled increase in fuel consumption G t into the engine combustion chamber, eliminating false alarms of the autonomous engine protection unit.
Техническая проблема решается тем, что в способе аварийной защиты турбореактивного двухвального двухконтурного двигателя от раскрутки его роторов заключающийся в том, что в электронном регуляторе двигателя с помощью датчиков электронного регулятора измеряют положение рычага управления двигателем (РУД) и параметры двигателя, в зависимости от положения РУД и значения параметров двигателя по программам управления, реализованным в электронном регуляторе, формируют управляющие воздействия электронного регулятора, которые подают на блок исполнительных элементов и осуществляют управление двигателем, кроме того в автономном электронном блоке защиты двигателя с помощью датчика измеряют частоту вращения nв ротора вентилятора двигателя, сравнивают частоту вращения nв ротора вентилятора с первым наперед заданным расчетным предельным значением nв 1зад, согласно изобретению, расчетным образом заранее определяют второе наперед заданное расчетное значение nв 2зад, а также первое значение частоты вращения ротора высокого давления nвд 1зад и второе значение частоты вращения ротора высокого давления nвд 2зад, дополнительно вводят значения частоты nв 2зад, nвд 1зад, nвд 2зад в автономный электронный блок защиты двигателя, также вводят в конструкцию двигателя датчик частоты вращения ротора высокого давления nвд, в автономном электронном блоке защиты двигателя с помощью датчика измеряют частоту вращения ротора высокого давления nвд, также дополнительно сравнивают nв с nв 2зад и nвд с nвд 1зад, nвд 2зад, и если одновременно частота вращения nв превысит nв 1зад и частота вращения nвд превысит nвд 1зад или одновременно частота вращения nвд превысит наперед заданное предельное значение nвд 2зад и частота вращения nв превысит наперед заданное предельное значение nв 2зад, то с помощью автономного электронного блока защиты двигателя прекращают подачу топлива в камеру сгорания и выключают двигатель.The technical problem is solved by the fact that in the method of emergency protection of a twin-shaft turbojet engine from the spin-up of its rotors, it consists in the fact that in the electronic engine regulator, using sensors of the electronic regulator, the position of the engine control lever (EC) and engine parameters are measured, depending on the position of the throttle and the values of the engine parameters according to the control programs implemented in the electronic governor form the control actions of the electronic governor, which are supplied to the block of actuators and control the engine; in addition, in the autonomous electronic engine protection unit, the rotation speed n of the engine fan rotor is measured using a sensor and compared rotation speed n in the fan rotor with the first predetermined design limit value n in 1rear , according to the invention, the second predetermined design value n in 2as , as well as the first value of the rotation speed of the high-pressure rotor n in 1rear and the second value of the rotation speed are determined in advance by calculation high-pressure rotor n in 2rear , additionally enter the frequency values n in 2rear , n in 1rear , n in 2rear in the autonomous electronic engine protection unit, also enter into the engine design a high-pressure rotor speed sensor n in in the autonomous electronic engine protection unit with using a sensor, measure the rotation speed of the high-pressure rotor nin , also additionally compare n in with n in 2rear and n ind with n in 1rear , n in 2rear , and if at the same time the rotation speed n in exceeds n in 1rear and the rotation speed nin exceeds n in 1rear or at the same time the rotation speed n in 2rear exceeds the preset limit value n in 2rear and the rotation speed n in exceeds the predetermined limit value n in 2rear , then using an autonomous electronic engine protection unit, the fuel supply to the combustion chamber is stopped and the engine is turned off.
Кроме того, согласно изобретению, параметр nв 1зад>nв 2зад, nвд 2зад>nвд 1зад.In addition, according to the invention, the parameter n in 1rear >n in 2rear , n in 2rear >n in 1rear .
Кроме того, согласно изобретению, параметр nв 1зад выбирают на 5…10% более максимально допустимого значения частоты вращения ротора вентилятора nв двигателя, но менее чем на 8…10% значения частоты вращения nв, при которой, в соответствии с нормами прочности двигатель должен сохранять свою целостность (отсутствие фрагментов ротора вентилятора с высокой кинетической энергией); а параметр nвд 1зад выбирают по результатам математического моделирования поведения nвд при раскрутке частоты вращения nв.In addition, according to the invention, the parameter n in 1rev is selected 5...10% more than the maximum permissible value of the fan rotor speed n in the engine, but less than 8...10% of the value of the rotation speed n in at which, in accordance with strength standards the engine must maintain its integrity (no fragments of the fan rotor with high kinetic energy); and the parameter n in 1res is selected based on the results of mathematical modeling of the behavior of n in when promoting the rotation speed n in .
Кроме того, согласно изобретению, параметр nвд 2зад выбирают на 5…10% более максимально допустимого значения частоты вращения nвд двигателя, но менее чем на 8…10% значения частоты вращения ротора высокого давления nвд, при которой, в соответствии с нормами прочности двигатель должен сохранять свою целостность (отсутствие фрагментов ротора высокого давления с высокой кинетической энергией); а параметр nв 2зад выбирают по результатам математического моделирования поведения nв при раскрутке частоты вращения nвд.In addition, according to the invention, the parameter n in 2 rear is selected 5...10% more than the maximum permissible value of the engine rotation speed n in , but less than 8...10% of the value of the high pressure rotor speed n in at which, in accordance with the standards strength, the engine must maintain its integrity (the absence of high-pressure rotor fragments with high kinetic energy); and the parameter n in 2rear is selected based on the results of mathematical modeling of the behavior of n in when promoting the rotation speed n in .
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 электромагнитом отсечки топлива 3.1, газотурбинный двигатель 4, также последовательно соединенные блок 5 датчиков частоты вращения роторов 5.1 и 5.2, блок 6 защиты от раскрутки роторов двигателя 4.In fig. Figure 1 shows a diagram of a device that implements the proposed method. The device contains a series-connected block 1 of gas turbine engine parameter sensors, an electronic regulator 2, a fuel dispenser 3 with a fuel cut-off electromagnet 3.1, a gas turbine engine 4, also a series-connected block 5 of rotor speed sensors 5.1 and 5.2, a block 6 of protection against spin-up of the engine rotors 4.
Блок 1 датчиков представляет собой совокупность датчиков и сигнализаторов (не показаны), которые обеспечивают измерение параметров рабочего процесса ГТД 4: частоту вращения роторов вентилятора nв и высокого nвд давлений, давления воздуха за компрессором Рк*, температуру 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 4 и самолета.Sensor block 1 is a set of sensors and alarms (not shown) that provide measurement of the operating process parameters of gas turbine engine 4: fan rotor speed n in and high n in pressure, air pressure behind the compressor Pk * , gas temperature behind the turbine Tg, etc. , measurement of the position of the engine control lever L rud , as well as parameters of flight conditions (temperature and air pressure at the inlet to the gas turbine engine Твх * , Рвх * ), measurement of control actions - fuel consumption GT in the combustion chamber, position of the VNA L vna , position of other elements of the gas turbine engine 4 and airplanes.
Электронный регулятор 2 ГТД 3 представляет специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации от датчиков блока 1, формирования управляющих воздействий, приема/выдачи информационных сигналов (не показано) согласно заданным программам управления для обеспечения необходимого уровня тяги и надежной работы ГТД 4.The electronic regulator 2 of the gas turbine engine 3 is a specialized digital computer equipped with input/output devices for receiving input information from the sensors of block 1, generating control actions, receiving/issuing information signals (not shown) according to specified control programs to ensure the required level of thrust and reliable operation GTD 4.
Электронный регулятор 2 двигателя является основным устройством цифровой системы управления ГТД 4 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 EEC (Electronic Engine Control) в составе авиационного двигателя CFM56-7B для самолетов Boeing 737.Electronic engine governor 2 is the main device of the digital control system for gas turbine engines 4 of the FADEC type (Full Authority Digital Engine Control). Such a device, for example, as part of the PS-90A turbojet engine for the Il-96-300 and Tu-214/-204 is the RED-90 electronic engine governor; or its international analogue - 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 дозирования топлива в камеру сгорания ГТД 4 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 4. В состав дозатора топлива 3 входит клапан 3.1 останова, представляющий собой типовой отсечной электромагнитный клапан, перекрывающий магистраль подачи топлива в камеру сгорания ГТД 4 по команде из автономного блока аварийной защиты 6.The fuel dispenser 3 is designed for automatic dosing of fuel into the combustion chamber of the gas turbine engine 4 according to specified programs. Usually, in statics and dynamics, the electronic controller 2, sending an electrical command to the dispenser 3, ensures the movement of the metering element of the dispenser 3 until the actual value of fuel consumption Gt, determined by the electronic controller 2, is equal to the calculated one, which is currently necessary for maintaining the required level of thrust of the gas turbine engine 4. The fuel dispenser 3 includes a shutdown valve 3.1, which is a typical shut-off solenoid valve that shuts off the fuel supply line to the combustion chamber of the gas turbine engine 4 upon command from the autonomous emergency protection unit 6.
Газотурбинный двигатель 4 преимущественно турбореактивный двухвальный (двухроторный) двухконтурный двигатель, например, типа ПС-90А.The gas turbine engine 4 is predominantly a turbojet twin-shaft (two-rotor) double-circuit engine, for example, type PS-90A.
Блок 5 датчиков частот вращения роторов ГТД 4 представляет собой два отдельных типовых датчика 5.1 частоты вращения ротора вентилятора nв и частоты 5.2 вращения nвд ротора высокого давления ГТД 4. Конструкция датчиков частоты вращения может быть самой разнообразной, но предпочтительно применять магнитоэлектрические датчики, как наиболее точные и надежные. Выходные сигналы датчиков 5.1 и 5.2 подаются на вход блока 6 защиты от раскрутки роторов двигателя 4.Block 5 of the rotor speed sensors of the gas turbine engine 4 consists of two separate standard sensors 5.1 for the rotation speed of the fan rotor n in and the speed 5.2 of rotation n in the high pressure rotor of the gas turbine engine 4. The design of the rotation speed sensors can be very diverse, but it is preferable to use magnetoelectric sensors, as the most accurate and reliable. The output signals of sensors 5.1 and 5.2 are fed to the input of block 6 for protection against spin-up of engine rotors 4.
Блок 6 - блок защиты двигателя от раскрутки ротора вентилятора или ротора компрессора высокого давления. Представляет собой электронный цифровой блок для получения входной информации от датчиков частоты вращения nв, nвд блока 5 и в случае заброса частот вращения роторов формирование управляющего сигнала для прекращения подачи топлива в камеру сгорания ГТД путем включения электромагнитного клапана отсечки топлива 3.1.Block 6 - engine protection unit against spin-up of the fan rotor or high-pressure compressor rotor. It is an electronic digital unit for receiving input information from rotation speed sensors n in , n in , block 5 and in case of overspeeding of the rotors, generating a control signal to stop the supply of fuel to the combustion chamber of the gas turbine engine by turning on the fuel cut-off solenoid valve 3.1.
В блоке 6 защиты двигателя запрограммировано четыре заданных (предельных) значения, два - по каналу nв и два по каналу nвд; а именно nв 1зад, nв 2зад, nвд 1зад, nвд 2зад.In engine protection block 6, four set (limit) values are programmed, two on channel n in and two on channel n in ; namely n in 1 rear , n in 2 rear , n in 1 rear , n in 2 rear .
Как отмечалось выше, факт выявления заброса частоты вращения роторов (сущность изобретения) определяется в одновременном забросе параметров nв и nвд; такой подход исключает ложные срабатывания блока защиты в случае кратковременного сбоя измерения одного канала измерения частоты вращения.As noted above, the fact of detecting an overshoot of the rotor speed (the essence of the invention) is determined by the simultaneous overshoot of parameters n in and n in ; This approach eliminates false alarms of the protection unit in the event of a short-term measurement failure of one channel for measuring the rotation speed.
В зависимости от условий полета, режима работы двигателя, динамических свойств роторов, типа отказа возможен заброс nв с некоторым увеличением nвд, и наоборот - заброс nвд с некоторым увеличением nв. Эти особенности учитываются при назначении четырех заданных значения, причем nв 1зад>nв 2зад, nвд 2зад>nвд 1зад. Параметр nв 1зад выбирают на 5…10% более максимально допустимого значения частоты вращения ротора вентилятора nв двигателя (обычно соответствующее программному значению на взлетном режиме), но менее чем на 8…10% значения частоты вращения nв, при которой, в соответствии с нормами прочности двигатель должен сохранять свою целостность (отсутствие фрагментов ротора вентилятора с высокой кинетической энергией); а параметр nвд 1зад выбирают по результатам математического моделирования поведения nвд при раскрутке частоты вращения nв. Параметр nвд 2зад выбирают на 5…10% более максимально допустимого значения частоты вращения nвд двигателя (обычно соответствующее программному значению на взлетном режиме), но менее чем на 8…10% значения частоты вращения ротора высокого давления nвд, при которой, в соответствии с нормами прочности двигатель должен сохранять свою целостность (отсутствие фрагментов ротора высокого давления с высокой кинетической энергией); а параметр nв 2зад выбирают по результатам математического моделирования поведения nв при раскрутке частоты вращения nвд.Depending on the flight conditions, engine operating mode, dynamic properties of the rotors, type of failure, it is possible to overthrow n in with a slight increase in n in , and vice versa - overthrow n in with a slight increase in n . These features are taken into account when assigning four set values, with n in 1rear >n in 2rear , n in 2rear >n in 1rear . The n in 1rev parameter is selected 5...10% more than the maximum permissible value of the engine fan rotor speed n in (usually corresponding to the program value in takeoff mode), but less than 8...10% of the value of the rotation speed n in at which, in accordance with with strength standards, the engine must maintain its integrity (no fragments of the fan rotor with high kinetic energy); and the parameter n in 1res is selected based on the results of mathematical modeling of the behavior of n in when promoting the rotation speed n in . The parameter n in 2rear is selected 5...10% more than the maximum permissible value of the engine rotation speed n in (usually corresponding to the program value in take-off mode), but less than 8...10% of the value of the high-pressure rotor speed n in , at which, in in accordance with strength standards, the engine must maintain its integrity (absence of high-pressure rotor fragments with high kinetic energy); and the parameter n in 2rear is selected based on the results of mathematical modeling of the behavior of n in when promoting the rotation speed n in .
Устройство работает следующим образом.The device works as follows.
В штатных условиях управление режимом работы двигателя 4 осуществляется согласно заданного положения рычага управления двигателем и условий полета. С помощью датчиков 5.1 и 5.2 блоком аварийной защиты 6 выполняется измерение частоты вращения nв и nвд; раскрутки роторов нет и поэтому клапан отсечки 3.1 не включен, т.е. находится в открытом состоянии и топливо беспрепятственно поступает в двигатель. В случае отказа топливорегулирующей аппаратуры возможно самопроизвольное увеличение расхода топлива в камеру сгорания двигателя. В результате увеличения расхода топлива неизбежна раскрутка ротора газогенератора (компрессора высокого давления) nвд и соответствующая газодинамическая раскрутка ротора вентилятора nв. В ситуации, когда одновременно частота вращения nв превысит nв 1зад и частота вращения nвд превысит nвд 1зад, то в автономном электронном блоке защиты формируется управляющий сигнал на включение электромагнитного клапана отсечки топлива 3.1. дозатора 3, таким образом происходит прекращение подачи топлива в камеру сгорания ГТД 4. В случае, если одновременно частота вращения nвд превысит наперед заданное предельное значение nв 2зад, частота вращения nв превысит наперед заданное предельное значение nв 2зад, то также произойдет срабатывание блока защиты и включение электромагнитного клапана отсечки топлива 3.1 с последующим прекращением подачи топлива в камеру сгорания ГТД.Under normal conditions, the operating mode of engine 4 is controlled according to the specified position of the engine control lever and flight conditions. Using sensors 5.1 and 5.2, the emergency protection unit 6 measures the rotation speed n in and n in ; there is no spin-up of the rotors and therefore cut-off valve 3.1 is not turned on, i.e. is open and fuel flows freely into the engine. In the event of a failure of the fuel control equipment, a spontaneous increase in fuel consumption into the engine combustion chamber is possible. As a result of an increase in fuel consumption, spin-up of the gas generator rotor (high-pressure compressor) n in and the corresponding gas-dynamic spin of the fan rotor n in are inevitable. In a situation where at the same time the rotation speed n in exceeds n in 1rear and the rotation speed n in exceeds n in 1as , then a control signal is generated in the autonomous electronic protection unit to turn on the fuel cut-off solenoid valve 3.1. dispenser 3, thus stopping the supply of fuel to the combustion chamber of the gas turbine engine 4. If at the same time the rotation speed n in 2rear exceeds the preset limit value n in 2rear , the rotation speed n in exceeds the predetermined limit value n in 2rear , then an operation will also occur protection unit and switching on the fuel cut-off solenoid valve 3.1 with subsequent cessation of fuel supply to the combustion chamber of the gas turbine engine.
Предложенный способ аварийной защиты турбореактивного двухвального двухконтурного двигателя от раскрутки его роторов был проверен в составе авиационного газотурбинного двигателя ПД-14 разработки АО «ОДК-Авиадвигатель», РФ. Авиационный двигатель ПД-14 тягой 14 тонн - головной двигатель семейства перспективных турбореактивных двигателей пятого поколения, предназначенных для ближне-, среднемагистральных самолетов и промышленных газотурбинных установок. Двигатель ПД-14 -двухконтурный, двухвальный. Система автоматического управления двигателем САУ-14 разработки АО «ОДК-СТАР» является цифровой, с полной ответственностью FADEC. Расчет и назначение параметров nв 1зад, nв 2зад, nвд 1зад, nвд 2зад блока защиты двигателя осуществляли по результатам моделирования работы ГТД для различных условий полета, режима работы двигателя, имитации множества отказов в системе управления, а также с учетом требований авиационных властей. Результаты испытаний ПД-14 полностью подтвердили эффективность технического решения согласно настоящего изобретения.The proposed method of emergency protection of a twin-shaft bypass turbojet engine from spin-up of its rotors was tested as part of the PD-14 aviation gas turbine engine developed by UEC-Aviadvigatel JSC, Russian Federation. The PD-14 aircraft engine with a thrust of 14 tons is the lead engine of a family of advanced fifth-generation turbojet engines intended for short- and medium-haul aircraft and industrial gas turbine units. The PD-14 engine is a two-circuit, two-shaft engine. The automatic engine control system SAU-14 developed by JSC "ODK-STAR" is digital, with full responsibility of FADEC. The calculation and assignment of parameters n in 1rear , n in 2rear , n in 1rear , n in 2rear of the engine protection unit was carried out based on the results of modeling the operation of the gas turbine engine for various flight conditions, engine operating modes, simulating multiple failures in the control system, as well as taking into account the requirements of aviation authorities. The test results of PD-14 fully confirmed the effectiveness of the technical solution according to the present invention.
Claims (4)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2810866C1 true RU2810866C1 (en) | 2023-12-28 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2175120C2 (en) * | 1999-04-13 | 2001-10-20 | Сибирский физико-технический институт аграрных проблем СО РАСХ | Method of and expert's system for checking in service state of internal combustion engines |
| WO2015092252A1 (en) * | 2013-12-20 | 2015-06-25 | Turbomeca | Method for automatically controlling the operating speed of a helicopter turboshaft engine, corresponding control device and helicopter provided with such a device |
| RU2731824C1 (en) * | 2019-09-19 | 2020-09-08 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Control method of aircraft turbojet engine |
| CA3115485A1 (en) * | 2020-04-29 | 2021-10-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for detecting a shaft event on an engine |
| RU2778417C1 (en) * | 2021-07-07 | 2022-08-18 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for controlling a two-shaft gas turbine engine with adjustable guide devices of high and low-pressure compressors |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2175120C2 (en) * | 1999-04-13 | 2001-10-20 | Сибирский физико-технический институт аграрных проблем СО РАСХ | Method of and expert's system for checking in service state of internal combustion engines |
| WO2015092252A1 (en) * | 2013-12-20 | 2015-06-25 | Turbomeca | Method for automatically controlling the operating speed of a helicopter turboshaft engine, corresponding control device and helicopter provided with such a device |
| RU2731824C1 (en) * | 2019-09-19 | 2020-09-08 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Control method of aircraft turbojet engine |
| CA3115485A1 (en) * | 2020-04-29 | 2021-10-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for detecting a shaft event on an engine |
| RU2778417C1 (en) * | 2021-07-07 | 2022-08-18 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for controlling a two-shaft gas turbine engine with adjustable guide devices of high and low-pressure compressors |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5274996A (en) | Closed loop fuel control system | |
| CA2923405C (en) | Overthrust protection system and method | |
| US4794755A (en) | Back-up control system for F101 engine and its derivatives | |
| US4437303A (en) | Fuel control system for a gas turbine engine | |
| US8224552B2 (en) | Methods and systems to facilitate over-speed protection | |
| EP0185601A2 (en) | Surge/stall cessation detection system | |
| EP1723328A2 (en) | Fuel control on apu's | |
| US8321119B2 (en) | Methods and systems to facilitate over-speed protection | |
| US4528812A (en) | Fuel control system for a gas turbine engine | |
| US4998949A (en) | Overspeed limiter for gas turbine aeroengine | |
| US20200165983A1 (en) | Engine and propeller control system | |
| US20100005657A1 (en) | Methods and systems to facilitate over-speed protection | |
| EP1753939B1 (en) | Overspeed limiter for turboshaft engines | |
| RU2810866C1 (en) | Method for emergency protection of turbojet double-circuit twin-shaft engine from spinning of its rotors | |
| EP3094846A1 (en) | System and method to detect shutoff valve failures | |
| US10302021B2 (en) | Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events | |
| US20200324877A1 (en) | Method and system for feathering a propeller | |
| RU2810867C1 (en) | Method for protecting gas turbine engine from compressor surge by electronic two-channel automatic control system | |
| RU2801768C1 (en) | Method for protecting a gas turbine engine from compressor surge | |
| RU2795359C1 (en) | Method for controlling inlet guide vane of a gas turbine engine compressor | |
| RU2791919C1 (en) | Method for protecting a gas turbine engine from overheating at startup | |
| Myers et al. | Flight evaluation of a digital electronic engine control system in an F-15 airplane | |
| RU2813647C1 (en) | Method for automatically controlling aircraft power plant when thrust of one of engines is reduced during take-off | |
| US11852083B2 (en) | Engine and propeller control system | |
| Myers et al. | Fault detection and accommodation testing on an F100 engine in an F-15 airplane |