СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ОТ ПЕРЕГРЕВА Российский патент 2008 года по МПК F02C9/28 

Описание патента на изобретение RU2315885C1

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, в частности к способам защиты турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) от перегрева.

Широко известны способы автоматического управления газотурбинным двигателем, которые предусматривают измерение температуры газов за турбиной Тт с помощью термопар, расположенных по периметру сечения за турбиной ГТД, сравнение температуры газов Тт с предельно допустимым (уставочным) значением температуры ТтУСТ, выше которой эксплуатация ГТД недопустима. Согласно известному способу при ТттУСТ расход топлива Gт в камеру сгорания ГТД уменьшают, в результате чего происходит снижение Тт до предельно допустимого значения, тем самым обеспечивается дальнейшая эксплуатация двигателя и самолета.

Для повышения точности регулирования Тт в динамике дополнительно вычисляют первую производную сигнала с термопар или применяют корректирующие устройства [Синяков А.Н., Шаймарданов Ф.А. Системы автоматического регулирования ЛА и их силовыми установками. - М.: Машиностроение, 1991, стр.41-46].

Основными недостатками данного способа являются невозможность точного математического описания работы термопары и проблема корректного определения коэффициентов аналитических зависимостей во всех ожидаемых условиях эксплуатации самолета, что для многорежимных летательных аппаратов представляет особо сложную задачу.

В другом известном способе защиты турбины ГТД от перегрева предусмотрено дополнительное измерение термо- и газодинамических параметров двигателя и осуществление вычисления Тт с учетом этих дополнительных измерений [Патент США №5622042, F02C 9/28, 1995]. Для компенсации инерционности термопары и повышения динамической точности определения Тт осуществляют замеры давления воздуха за компрессором РКВД и вычисление ее первой производной.

Основным недостатком известного способа является то, что при отказах и неисправностях канала измерения РКВД или на нерасчетных режимах работы двигателя (помпаж, срыв на запуске, неисправность механизации компрессора) происходит нарушение газодинамической связи между Тт и РКВД. В этом случае пользоваться вычислениями для определения Тт технически нецелесообразно.

В других известных способах [Патент США №5142860, F02C 9/28, 1990] ограничение температуры газов предусматривает применение логических устройств, вычисляющих и формирующих температурную границу для каждого рабочего режима ГТД, в том числе в зависимости от положения органа, определяющего требуемое значения тяги и температуры окружающей среды ТВХ. При этом величину расхода топлива регулируют (уменьшают) таким образом, чтобы реальная температура газов Тт не превышала расчетную предельно допустимую Ттпред.

Основным недостатком рассмотренных выше способов является невозможность их использования на запуске ГТД. Так, в случае превышения Тт над Ттпред дозатор топлива прекращает увеличение расхода топлива Gт в камеру сгорания, однако его быстродействие является недостаточным для надежного уменьшения Тт. Это приводит не только к незапуску двигателя, но и к перегреву горячей части ГТД на запуске.

В качестве прототипа выбран способ защиты ГТД от перегрева, который предусматривает измерение температуры выходящих газов Тт с помощью блока термопар закрытого типа (батареи из 8 параллельно соединенных хромель-алюмелевых термопар типа Т-93), формирование предельного значения Ттпред на запуске и основных режимах работы ГТД и сравнение Тт с Ттпред в пороговом устройстве (компараторе) [Техническая эксплуатация авиационного оборудования, под ред. д.т.н. профессора В.Г.Воробьева, Москва, «Транспорт», 1990, с.255-256].

В случае если на основных режимах двигателя (от малого газа до взлетного режима) Тттпред, то электронная система, реализующая данный способ, формирует воздействие на дозатор подачи топлива, который уменьшает подачу топлива Gт в камеру сгорания таким образом, чтобы Тт не превышало Tтпред.

В случае если на запуске двигателя Тттпред (на 15...25°С в течение ˜1 с), то электронная система подает команду на электромагнитный клапан останова (типа МКТ), который обеспечивает полную отсечку подачи топлива в камеру сгорания с последующим остановом двигателя.

Основными недостатками прототипа являются:

- Необходимость повторного запуска двигателя после срабатывания системы защиты от перегрева на запуске, что снижает в целом готовность двигателя и самолета к вылету;

- Применение электромагнитного клапана останова на запуске хотя и повышает быстродействие системы, однако проблема достоверного определения теплового состояния газов с помощью термопар закрытого типа на запуске остается нерешенной.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности за счет достоверной оценки теплового состояния выходящих газов за турбиной и исключения повторного запуска двигателя путем организации процесса возобновления подачи топлива в камеру сгорания после снижения температуры газов ниже предельно допустимой.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе защиты газотурбинного двигателя от перегрева на запуске, включающем дозированную подачу топлива в камеру сгорания по заданной программе с расходом Gпрог, измерение температуры Тт1 выходящих газов за турбиной на запуске с помощью термопар с закрытым спаем, формирование первого предельно допустимого значения температуры газов Тт1пред, сравнение Тт1 с Тт1пред и прекращение подачи топлива в камеру сгорания двигателя при Тт1т1пред, согласно изобретению на запуске дополнительно измеряют температуру выходящих газов за турбиной Тт2 с помощью термопар с открытым спаем, формируют второе предельно допустимое значение температуры газов на запуске Тт2 пред, сравнивают Тт2 с Тт2пред, при Тт2≥Тт2пред прекращают подачу топлива в камеру сгорания, а при Ттт2пред возобновляют подачу топлива в камеру сгорания с расходом Gпрог 1, сниженным на 9-11% от Gпрог, и включают агрегат зажигания в течение заданного периода времени для розжига топливовоздушной смеси, затем на завершающей стадии запуска подачу топлива со сниженным расходом Gпрог 1 отключают и продолжают дозированную подачу топлива по заданной программе с расходом G прог.

По п.2 формулы изобретения отключение подачи топлива со сниженным расходом Спрог 1 и продолжение дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом Спрог осуществляют в момент выхода двигателя на режим малого газа.

По п.3 формулы изобретения отключение подачи топлива со сниженным расходом Gпрог 1 и продолжение дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом Gпрог производят в момент отключения пускового устройства.

По п.4 формулы изобретения после возобновления подачи топлива со сниженным расходом Gпрог 1 последующее восстановление дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом Gпрог осуществляют по линейной зависимости увеличения расхода топлива от Gпрог 1 до Gпрог.

Кроме того, согласно п.5 восстановление дозированной подачи топлива от Gпрог 1 до Спрог по линейной зависимости осуществляют в течение 10 секунд.

Конструктивная особенность термопар с открытым спаем, используемых для измерения температуры выходящих газов за турбиной, является их малоинерционность из-за отсутствия у горячего спая термопар защитного кожуха, что позволяет повышать достоверность оценки теплового состояния газов на запуске.

На примере двигателя ПС-90А (степень двухконтурности m=4,5; тяга R=16000 кгс), укомплектованного блоком закрытых хромель-алюмелевых термопар (типа Т-99, 10 штук) и блоком открытых хромель-алюмелевых термопар (типа Т-116, 2 штуки) было выявлено, что

- на запуске занижение показаний Тт блоком закрытых термопар по сравнению с показаниями блоком открытых термопар может достигать ˜150°С;

- на динамических режимах работы ГТД, включая приемистость «Малый газ → Взлетный режим», занижение показаний Тт составляет ˜25...35°С.

Полученные данные свидетельствуют о существенном преимуществе применения открытых термопар на запуске.

В отличие от способа-прототипа заявляемый способ защиты исключает повторный запуск двигателя путем организации процесса возобновления подачи топлива в камеру сгорания после снижения температуры газов ниже предельно допустимой (Tт2т2пред) за счет подачи топлива в камеру сгорания с расходом Gпрог 1, сниженным на 9-11% от Gпрог, включения агрегата зажигания в течение заданного периода времени для розжига топливовоздушной смеси, а на завершающей стадии запуска - отключения подачи топлива со сниженным расходом Gпрог 1 и продолжения дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом Gпрог.

На фиг.1 представлена структурная схема устройства, реализующая заявляемый способ. Динамика прекращения и восстановления подачи топлива в камеру сгорания проиллюстрирована на фиг.2 на примере заданной программы регулирования Gпрог=f(t) по варианту восстановления дозированной подачи топлива по линейной зависимости согласно пунктам 4 и 5 формулы изобретения.

Устройство содержит блок 1 термопар с закрытым спаем, блок 2 задания Тт1пред и Тт2пред, блок 3 термопар с открытым спаем, компараторы 4 и 5, дозатор 6 подачи топлива в камеру сгорания, электромагнитный клапан 7 отсечки топлива, счетчик времени 8 и агрегат зажигания 9.

Блок 1 термопар с закрытым спаем обеспечивает измерение температуры выходящих газов за турбиной Тт при работе ГТД в режимах от малого газа до взлетного.

Блок 2 задания Тт1пред и Тт2пред обеспечивает формирование предельного (уставочного) значения температуры газов Тт на основных режимах и на запуске соответственно. Блок 2 имеет два выхода: на первом выходе формируется предельное значения температуры газов Тт1пред на основных режимах, а на втором выходе - предельное значения температуры газов Тт2 пред на запуске.

В общем случае величина Тт2пред на запуске может быть функцией температуры и давления окружающей среды и зависит от типа запуска (на земле или в воздухе).

Блок 3 термопар с открытым спаем (спай не экранирован защитным кожухом и размещен непосредственно в газовом потоке) обеспечивает измерение Тт в процессе запуска ГТД (с начала запуска до выхода на режим малого газа). Выходной сигнал с блока 3 подается на первый вход компаратора 5.

Компаратор 4 имеет два входа и один выход. Выходные сигналы с блоков 1 и 2 подаются на входы компаратора 4. В компараторе 4 обеспечивается сравнение Тт1 на основных режимах с соответствующим предельным значением Tт1пред. При Tт>Tт1пред на выходе компаратора 4 формируется первый управляющий сигнал I1.

Компаратор 5 также имеет два входа и один выход. Выходные сигналы с блоков 3 и 2 подаются на входы компаратора 5. В компараторе 5 обеспечивается сравнение Тт2 на запуске с соответствующим предельным значением Тт2пред на запуске. При Тт2т2пред на выходе компаратора 5 формируется второй управляющий сигнал I2.

Дозатор 6 подачи топлива обеспечивает регулирование подачи топлива Gт в камеру сгорания, имеет три входа и один выход. На первый вход поступает сигнал с топливной магистрали подвода топлива Gт из самолетных баков, второй и третий входы дозатора обеспечивают прием управляющих сигналов соответственно I1 и I2. Выход дозатора 6 обеспечивает подвод топлива в камеру сгорания по заданной программе с необходимой величиной расхода топлива Gтпрог через электромагнитный клапан 7 отсечки топлива.

Электромагнитный клапан 7 отсечки топлива обеспечивает полное прекращение подачи топлива в камеру сгорания на время формирования сигнала I2.

Счетчик времени 8 имеет один вход, соединенный с выходом компаратора 5, и один выход, соединенный с входом агрегата зажигания 9. Функционально счетчик 8 после поступления сигнала I2 обеспечивает включение агрегата зажигания 9 на заданное время (на время наличия сигнала I1, например, 10 секунд).

Агрегат зажигания 9 обеспечивает розжиг топливовоздушной смеси в камере сгорания после срабатывания клапана 7 отсечки и последующее бесперебойное искрообразование в процессе восстановления режима подачи топлива по заданной программе.

Способ осуществляется следующим образом.

С блока 1 выходной сигнал об измеренной температуре газов Тт1 от закрытых термопар поступает на первый вход компаратора 4. Одновременно на второй вход компаратора 4 с блока 2 поступает первый выходной сигнал о заданной величине Тт1пред. При превышении температуры Тт1 на основных режимах ГТД величины Тт1пред для основных режимов на выходе компаратора 4 формируется первый управляющий сигнал I1. При наличии сигнала I1 дозатор топлива 5 уменьшает количество подаваемого в камеру сгорания топлива таким образом, чтобы Тт1 не превышало Тт1пред.

Температура газов Тт2 на запуске измеряется блоком 3 открытых (малоинерционных) термопар. Выходной сигнал с блока 3 поступает в компаратор 5. Одновременно на второй вход блока 5 поступает сигнал о величине Тт2пред. При превышении Тт2, измеренной малоинерционными термопарами, величины Тт2пред на запуске на выходе компаратора 5 формируется сигнал I2.

При наличии сигнала I2т1т1пред) электромагнитный клапан 7 отсечки топлива полностью прекращает подачу топлива в камеру сгорания.

После прекращения подачи топлива в камеру сгорания температура газов Тт2 на запуске снижается, и при Тт2т2пред отсечка снимается, и топливо вновь поступает в камеру сгорания ГТД. При этом возобновление подачи топлива осуществляют с занижением на 9-11% от Gтпрог. За счет включения агрегата зажигания 9 на заданный период времени обеспечивается розжиг топливовоздушной смеси в камере сгорания и далее, по мере поступления топлива от дозатора 6, происходит восстановление режима и продолжение запуска двигателя.

На завершающей стадии запуска заниженный расход топлива Gпрог1 в камеру сгорания ГТД отключают, что обеспечивает последующий запуск в воздухе или другом аэропорту с заданной программой дозирования топлива Gпрог.

При этом возможны различные варианты отключения расхода топлива Gпрог 1 (ранжированы по степени повышения сложности реализации и эффективности):

1 вариант - по окончании запуска, т.е. в момент выхода на режим малого газа;

2 вариант - в момент отключения пускового устройства (например, воздушного стартера или электростартера);

3 вариант - при подаче топлива после его отсечки путем плавного восстановления заданной программы увеличения расхода топлива (например, по линейной зависимости за 10 секунд).

Устройство, реализующее заявленный способ, было проверено стендовыми и летными испытаниями на самолете типа ТУ-204 с двухконтурными двухвальными двигателями ПС-90А. Было установлено, что устройство надежно и с заданным быстродействием исключило перегрев горячей части ГТД и обеспечило завершение запуска после срабатывания системы защиты от перегрева на запуске.

Похожие патенты RU2315885C1

название год авторы номер документа
Способ защиты газотурбинного двигателя от перегрева на запуске 2022
  • Саженков Алексей Николаевич
  • Савенков Юрий Семенович
RU2791919C1
Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа 2022
  • Саженков Алексей Николаевич
  • Савенков Юрий Семенович
RU2798129C1
Способ запуска камеры сгорания газотурбинного двигателя 2022
  • Зеликин Юрий Маркович
  • Королев Виктор Владимирович
  • Инюкин Алексей Александрович
RU2786964C1
СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПОМПАЖЕ НА ЗАПУСКЕ 2009
  • Полулях Антон Иванович
  • Тимкин Юрий Иванович
  • Савенков Юрий Семенович
  • Саженков Алексей Николаевич
  • Трубников Юрий Абрамович
RU2403454C1
СПОСОБ И СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2009
  • Черноморский Вадим Семенович
RU2418183C1
СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОЙ УСТАНОВКИ ОТ РАСКРУТКИ СИЛОВОЙ ТУРБИНЫ 2006
  • Кучевасов Константин Петрович
  • Саженков Алексей Николаевич
  • Тимкин Юрий Иванович
  • Трубников Юрий Абрамович
RU2316665C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАСХОДОМ ТОПЛИВА В ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2011
  • Дудкин Юрий Петрович
  • Гладких Виктор Александрович
  • Фомин Геннадий Викторович
RU2489592C1
Способ диагностики погасания малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя на запуске 2022
  • Лисовин Игорь Георгиевич
  • Нугуманов Алексей Дамирович
  • Полулях Антон Иванович
  • Ситников Александр Сергеевич
RU2781671C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ НА ДИНАМИЧЕСКИХ РЕЖИМАХ РАЗГОНА И ДРОССЕЛИРОВАНИЯ 2006
  • Савенков Юрий Семенович
  • Саженков Алексей Николаевич
  • Тимкин Юрий Иванович
  • Трубников Юрий Абрамович
RU2337250C2
Способ управления дозированием топлива на розжиге камеры сгорания газотурбинных двигателей 2023
  • Ситников Александр Сергеевич
  • Лисовин Игорь Георгиевич
  • Грибков Игорь Николаевич
  • Басаргин Шамиль Давидович
  • Сухарев Александр Александрович
RU2817059C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 315 885 C1

Реферат патента 2008 года СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ОТ ПЕРЕГРЕВА

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, в частности к способам защиты турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) от перегрева. Техническая задача заключается в повышении надежности за счет достоверной оценки теплового состояния выходящих газов за турбиной и исключения повторного запуска двигателя путем организации процесса возобновления подачи топлива в камеру сгорания после снижения температуры газов ниже предельно допустимой. В способе защиты газотурбинного двигателя от перегрева на запуске, включающем дозированную подачу топлива в камеру сгорания по заданной программе с расходом Gпрог, измерение температуры Тт1 выходящих газов за турбиной на запуске с помощью термопар с закрытым спаем, формирование первого предельно допустимого значения температуры газов Тт1 пред, сравнение Тт1 с Тт1 пред и прекращение подачи топлива в камеру сгорания двигателя при Тт1т1 пред, согласно изобретению на запуске дополнительно измеряют температуру выходящих газов за турбиной Тт2 с помощью термопар с открытым спаем, формируют второе предельно допустимое значение температуры газов на запуске Тт2пред, сравнивают Тт2 с Тт2пред, при Тт2≥Тт2пред прекращают подачу топлива в камеру сгорания, а при Тт2т2пред возобновляют подачу топлива в камеру сгорания с расходом Gпрог 1, сниженным на 9-11% от Gпрог, и включают агрегат зажигания в течение заданного периода времени для розжига топливовоздушной смеси, затем на завершающей стадии запуска подачу топлива со сниженным расходом Gпрог 1 отключают и продолжают дозированную подачу топлива по заданной программе с расходом Gпрог. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Формула изобретения RU 2 315 885 C1

1. Способ защиты газотурбинного двигателя от перегрева на запуске, включающий дозированную подачу топлива в камеру сгорания по заданной программе с расходом Gпрог, измерение температуры Тт1 выходящих газов за турбиной на запуске с помощью термопар с закрытым спаем, формирование первого предельно допустимого значения температуры газов Тт1пред, сравнение Тт1 с Тт1пред и прекращение подачи топлива в камеру сгорания двигателя при

Тт1т1 пред,

отличающийся тем, что на запуске дополнительно измеряют температуру выходящих газов за турбиной Тт2 с помощью термопар с открытым спаем, формируют второе предельно допустимое значение температуры газов на запуске Тт2пред, сравнивают Тт2 с Тт2пред, при Tт2≥Tт2пред прекращают подачу топлива в камеру сгорания, а при Тт2т2пред возобновляют подачу топлива в камеру сгорания с расходом Gпрог1, сниженным на 9-11% от Gпрог, и включают агрегат зажигания в течение заданного периода времени для розжига топливовоздушной смеси, затем на завершающей стадии запуска подачу топлива со сниженным расходом Gпрог 1 отключают и продолжают дозированную подачу топлива по заданной программе с расходом Gпрог.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что отключение подачи топлива со сниженным расходом Gпрог 1 и продолжение дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом Gпрог осуществляют в момент выхода двигателя на режим малого газа.3. Способ по п.1, отличающийся тем, что отключение подачи топлива со сниженным расходом Gпрог 1 и продолжение дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом Gпрог производят в момент отключения пускового устройства.4. Способ по п.1, отличающийся тем, что после возобновления подачи топлива со сниженным расходом Gпрог 1 последующее восстановление дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом Gпрог осуществляют по линейной зависимости увеличения расхода от Gпрог 1 до Gпрог.5. Способ по п.4, отличающийся тем, что восстановление дозированной подачи топлива от Gпрог 1 до Gпрог по линейной зависимости осуществляют в течение 10 с.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2008 года RU2315885C1

Техническая эксплуатация авиационного оборудования
/ Под ред
д.т.н
профессора В.Г
Воробьева
- М.: Транспорт, 1990, с.255-256
US 5622042 А, 22.04.1997
US 5142860 А, 01.09.1992
СИСТЕМА ТОПЛИВОПИТАНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 1991
  • Стацинский В.М.
  • Ишал В.А.
RU2022143C1
СПОСОБ ЗАЩИТЫ ТУРБИНЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ОТ ПЕРЕГРЕВА 1985
  • Галягин П.С.
  • Иноземцев А.А.
  • Конторович Б.М.
  • Корнилков Н.А.
  • Савенков Ю.С.
  • Торопова В.Н.
  • Трубников Ю.А.
  • Клюев Л.С.
RU1356604C
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАЩИТЫ ОТ ПОМПАЖА И ПЕРЕГРЕВА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 1990
  • Мозговой В.И.
  • Барсуков А.Е.
  • Анненков А.С.
RU2053414C1
Способ автоматической защиты от перегрева газотурбинного двигателя 1967
  • Анисимов А.П.
  • Гавриш А.П.
  • Молчанов Э.С.
  • Овчаров А.А.
  • Письменный И.Л.
  • Семин В.И.
SU217796A1

RU 2 315 885 C1

Авторы

Иноземцев Александр Александрович

Савенков Юрий Семенович

Саженков Алексей Николаевич

Трубников Юрий Абрамович

Ипполитов Валерий Георгиевич

Даты

2008-01-27Публикация

2006-03-24Подача