СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ОТ ВОЗНИКНОВЕНИЯ НЕУСТОЙЧИВОЙ РАБОТЫ КОМПРЕССОРА Российский патент 2007 года по МПК F04D27/02 

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем (ГТД) путем прекращения помпажа компрессора, характеризуемого сильными низкочастотными колебаниями параметров потока в проточной части двигателя.

Известны способы диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя, в которых контролируемыми параметрами служат полное давление воздуха за компрессором высокого давления Р_к, частота вращения роторов высокого и низкого давлений n _вд, n _нд, яркостная температура излучения нагретых поверхностей элементов конструкции газотурбинного двигателя Т^* (патент РФ №2187711, патент РФ №2098668, «Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов», М.: Машиностроение, 1989 г., стр.102).

В известных способах используется принцип измерения контролируемых параметров и/или их производных, последующего сравнения их фактических величин с соответствующими величинами предельно допустимых (пороговых) значений. При превышении фактических величин над соответствующими допустимыми подается сигнал критической ситуации, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости. При этом известные способы не предусматривают действий по восстановлению исходного режима ГТД, существовавшего до формирования сигнала критической ситуации «помпаж» и/или действий, выполняемых по этому сигналу при последующем после формирования сигнала критической ситуации «помпаж» и/или действий, выполняемых по этому сигналу, снижении контролируемых параметров и/или их производных ниже соответствующих допустимых пороговых величин, что в реальных условиях эксплуатации двигателей на самолете может привести к нежелательным последствиям: усложнение условий пилотирования, аварийная ситуация.

Известны устройства, которые предусматривают также измерение ряда двигательных параметров: частоты вращения вала компрессора, давления в компрессоре, температуры в компрессоре, и при обнаружении режима срыва потока в компрессоре (помпажа) на основе измеренных параметров обеспечивают управление механизацией компрессора, т.е. открытие перепуска воздуха (Патент US №5379583 A, F02C 9/20, патент US №5375412 A, F02C 9/16).

Известные устройства не предусматривают управление расходом топлива при обнаружении режима срыва потока воздуха в компрессоре и поэтому в ряде случаев не обеспечивают устранение срыва (помпажа) с требуемым быстродействием или не обеспечивают устранение срыва (помпажа).

Наиболее близким к заявляемому является способ защиты турбокомпрессора от помпажа, в котором при превышении контролируемыми параметрами пороговых величин формируется сигнал на перепуск воздуха компрессора и выключение подачи топлива в ГТД (патент РФ №2041399 - прототип).

Известный способ не предусматривает действий по восстановлению исходного режима ГТД при последующем снижении контролируемых параметров ниже пороговых величин. То есть в реальных условиях эксплуатации при формировании сигнала критической ситуации «помпаж» может произойти выключение подачи топлива в двигатель. Это вызовет резкое падение тяги двигателя и как следствие усложнение условий пилотирования, аварийную ситуацию и т.п.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении безопасности полета за счет восстановления исходного режима работы ГТД, а следовательно, и тяги двигателя на всех этапах полета, в том числе и в процессе взлета.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора, включающем измерение давления воздуха за компрессором, определение скорости изменения этого давления, сравнение с ее пороговым значением и при его превышении формирование сигнала на выключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре, согласно изобретению дополнительно измеряют давление воздуха на входе в двигатель Р_вх ^*, частоту вращения ротора высокого давления n_вд, по измеренному значению n_вд определяют ее первую производную и при последующем снижении скорости изменения давления воздуха за компрессором ниже ее порогового значения формируют сигнал на включение подачи топлива в камеру сгорания, причем на таких режимах работы ГТД, где перепуск воздуха открыт полностью, дозирование топлива производится по закону управления приемистостью

Включение подачи топлива с дозированием расхода топлива по закону управления приемистостью позволяет быстро восстановить тягу, которую обеспечивал двигатель до начала формирования сигнала «помпаж».

Существует большое количество разнообразных законов управления приемистостью: G_т/Р_к ^*=const, G_т/Р_к ^*=f(n _{вх пр}), и др. («Динамика авиационных ГТД», М.: Машиностроение, 1989 г., стр.141-144).

В заявляемом способе используется закон чтобы исключить влияние на подачу топлива возможных колебаний величины давления Р_к, а также оптимизировать величину избытков топлива на приемистости при увеличении высоты полета, уменьшении Р_вх ^* для минимизации тепловых нагрузок на турбину. Величина n _вд выбирается из условия заданного использования запасов газодинамической устойчивости компрессора ΔК_у и минимального времени приемистости.

На чертеже представлена структурная схема для реализации заявляемого способа.

Блок 1 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине давления за компрессором Р_к. В блоке 1 осуществляется вычисление первой производной Р_к по времени ΔР_к/Δτ.

Блок 2 - блок сравнения, который осуществляет сравнение текущего значения ΔР_к/Δτ с параметром ΔР_к/Δτ порог, представляющим собой предельно допустимое значение параметра ΔР_к/Δτ при помпаже двигателя.

Блок 3 представляет собой блок формирования сигнала на включение подачи топлива в КС и на выдачу блоком 5 управляющего сигнала для дозирования топлива по закону управления приемистостью При поступлении на вход блока 3 в первую очередь сигнала на выключение подачи топлива в камеру сгорания (I₂=1) при последующем снятии этого сигнала (I₂=0) на выходе 3 формируется сигнал I₃=1 на включение подачи топлива в камеру сгорания и на выдачу блоком 5 управляющего сигнала для дозирования топлива по закону управления приемистостью

Блок 4 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине частоты вращения ротора высокого давления n вд. В блоке 4 осуществляется вычисление первой производной n _вд по времени (ускорение), поступающей на вход блока 5.

Блок 5 - блок управления, вырабатывающий управляющий сигнал на дозирование топлива по закону управления приемистостью при наличии входного сигнала I₃=1. Для реализации программы в блоке 5 используется входной сигнал n вд, поступающий с выхода блока 4, и входной сигнал величины давления Рвх^*.

Способ осуществляется следующим образом. На вход блока 1 поступает сигнал, характеризующий величину давления за компрессором Рк. Выходной сигнал I₁ с блока 1, характеризующий величину ΔР_к/Δτ, поступает на вход блока 2, где осуществляется сравнение текущего значения ΔР_к/Δτ с пороговой величиной ΔР_к/Δτ порог. При ΔР_к/Δτ>ΔР_к/Δτ порог с первого выхода блока 2 выдается сигнал I₂=1 на отключение подачи топлива в камеру сгорания и на включение перепуска воздуха в компрессоре. Сигнал I₂=1 поступает также на вход блока 3. При ΔР_к/Δτ<ΔРк/Δτ порог с выхода блока 2 выдается сигнал I₂=0, поступающий на вход блока 3. На выходе блока 3 формируется сигнал I₃, значение которого определяется очередностью следования значений сигнала I₂. На вход блока 5 поступают сигнал с выхода блока 4 и сигнал о величине давления Р_вх ^*. Сигналы о величине и Р_вх ^* используются при выработке управляющего сигнала на дозирование топлива для реализации закона управления приемистостью При поступлении на вход блока 3 в первую очередь сигнала I₂=1, а затем сигнала I₂=0 на выходе блока 3 формируется сигнал I₃=1 на включение подачи топлива в камеру сгорания и на выдачу блоком 5 управляющего сигнала для дозирования топлива по закону управления приемистостью

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем. В способе, включающем измерение давления воздуха за компрессором, определение скорости изменения этого давления, сравнение с ее пороговым значением и при его превышении формирование сигнала на выключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре, согласно изобретению дополнительно измеряют давление воздуха на входе в двигатель Рвх^*, частоту вращения ротора высокого давления n вд, по измеренному значению n вд определяют ее первую производную и при последующем снижении скорости изменения давления воздуха за компрессором ниже ее порогового значения формируют сигнал на включение подачи топлива в камеру сгорания, причем дозирование топлива производится по закону управления Технический результат данного изобретения заключается в повышении безопасности полета за счет восстановления исходного режима работы двигателя на всех этапах полета, в том числе и в процессе взлета. 1 ил.

Способ защиты двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора, включающий измерение давления воздуха за компрессором, определение скорости изменения этого давления, сравнение с ее пороговым значением, и при его превышении формирование сигнала на выключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре, отличающийся тем, что дополнительно измеряют давление воздуха на входе в двигатель Р_вх ^*, частоту вращения ротора высокого давления n_вд, по измеренному значению n_вд определяют ее первую производную и при последующем снижении скорости изменения давления воздуха за компрессором ниже ее порогового значения формируют сигнал на включение подачи топлива в камеру сгорания, причем дозирование топлива производится по закону управления приемистостью