Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа Российский патент 2023 года по МПК F02C9/28 F04D27/02 

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, иных энергетических установках с газотурбинным приводом.

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 n_вд и низкого давлений n_нд, а также другие внутридвигательные параметры и их комплексы (Патент RU 2472974, МПК F04D 27/02, публ. 20.01.2013 г.; Патент RU 2351807, МПК F04D 27/02, публ. 10.04.2009 г.; Патент RU 2527850, МПК F04D 27/02, публ. 10.09.2014 г.; Патент RU 2374143, МПК В64D 31/00, публ. 27.11.2009 г.; Патент RU 2187711, МПК G01M 15/00, публ. 20.08.2002 г.; Патент RU 2098668, МПК F04D 27/02, публ. 10.12.1997 г.; Патент US № 5379583, F02C 9/20, публ. 10.01.1995 г.; Патент US 5375412, F02C 9/16, публ. 27.12.1994 г.).

В известных способах защиты ГТД от помпажа используется принцип измерения контролируемых параметров и/или их производных, последующего сравнения их фактических или относительных величин с соответствующими величинами предельно допустимых (пороговых) значений. При превышении фактическими или относительными величинами соответствующих допустимых формируется сигнал критической ситуации, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости потока – сигнал «помпаж». При наличии сигнала «помпаж» в автоматическом режиме выполняется кратковременное прекращение подачи топлива в камеру сгорания и/или открытие клапанов перепуска воздуха из компрессора, что, как правило, позволяет надежно восстановить газодинамическую устойчивость работы компрессора. После устранения неустойчивого режима работы сигнал «помпаж» снимается (не формируется), далее возобновляют подачу топлива в камеру сгорания двигателя и закрывают клапаны перепуска воздуха, что обеспечивает восстановление тяги двигателя до величины, предшествовавшей моменту помпажа.

Безусловно, прекращение подачи топлива в камеру сгорания надежно обеспечивает вывод компрессора ГТД из помпажа, однако у рассмотренных аналогов есть недостаток: для современных турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности характерен предельный уровень параметров рабочего цикла и минимально необходимые запасы газодинамической устойчивости (ГДУ), что при восстановлении режима таких двигателей броском расхода топлива G_т от нуля до величины, предшествовавшей потере ГДУ (за время ~ 1…2 с), приводит к возможности возникновения повторного помпажа. Это, в свою очередь, влечет за собой повторное срабатывание противопомпажной системы и, как следствие, затруднения в восстановлении режима ГТД.

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

Недостатком прототипа является низкая эффективность алгоритма восстановления тяги при помпажах, приводящих к снижению режима работы двигателя ниже малого газа.

Так, например, в случае помпажа двигателя на режиме земной малый газ, характеризующемся минимальной частотой вращения ротора двигателя, при котором обеспечивается его устойчивая работа и требуемая приемистость, после прекращения подачи топлива возможно существенное снижение режима (от 10 до 25 % и более по n_вд), т.е. в область запуска ГТД. Для таких глубоко нерасчетных режимов запасы ГДУ носят значительно пониженный характер, поэтому при подаче топлива в камеру сгорания броском G_т за время ≤ 1 с от нуля до расхода малого газа для ряда ГТД неизбежен повторный помпаж и, в ряде случаев, дополнительно перегрев двигателя, и как следствие затруднения с восстановлением тяги двигателя.

Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и невозможно обеспечить при использовании прототипа, является низкая стабильность восстановления режима двигателя после помпажа.

Целью изобретения является надежное, оперативное и безаварийное восстановление тяги ГТД после устранения помпажа, приводящего к снижению режима двигателя ниже малого газа.

Поставленная цель достигается тем, что в способе защиты газотурбинного двигателя от помпажа, который предусматривает измерение параметра давления за компрессором Рк^*, измерение параметра частоты вращения ротора высокого давления n_вд, измерение параметра давления на входе в двигатель , формирование сигнала «помпаж» с последующим выключением подачи топлива в камеру сгорания и включением перепуска воздуха в компрессоре, снятие сигнала «помпаж» после устранения помпажа, формирование сигнала на включение подачи топлива в камеру сгорания, дозирование топлива в камере сгорания ГТД на основных режимах по закону управления приемистостью, дополнительно формируют параметр А, который характеризует текущий режим работы ГТД, при восстановлении подачи топлива в камеру сгорания определяют параметр А, характеризующий текущий режим работы ГТД, при этом если текущий режим работы двигателя ниже заданного значения режима на малом газе, то увеличивают расход топлива G_т в камере сгорания по программам дозирования топлива на запуске, и далее после достижения ГТД режима малого газа увеличивают расход топлива в камере сгорания в темпе приёмистости до величины, предшествовавшей моменту помпажа и согласно положению рычага управления двигателем.

Кроме того, согласно изобретению, в качестве параметра, характеризующего текущий режим работы двигателя, используют параметр частоты вращения роторов высокого давления n_вд, а в качестве уставочного (заданного) значения режима на малом газе используют уставочное (заданное) значение n_вд^{уст мг} частоты вращения n_вд для режима малого газа.

Также, согласно изобретению, в качестве программы дозирования топлива на запуске используют программу регулирования _вд/ = f(), где - первая производная по времени частоты вращения ротора высокого давления n_вд, - приведенная частота вращения ротора высокого давления, определяемая как =, где - температура воздуха на входе в ГТД.

Помимо этого, согласно изобретению, в качестве программы ограничения расхода топлива на запуске используют программу= f(), где , – приведенный расход топлива в камере сгорания двигателя.

И, в дополнение к сказанному выше, согласно изобретению, в качестве программы ограничения на запуске используют программу ограничения температуры газов за турбиной двигателя на запуске.

На фиг. 1 представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков параметров ГТД, электронный регулятор 2, дозатор топлива 3, клапан останова 4 и клапаны перепуска воздуха 5, ГТД 6.

Блок 1 представляет собой совокупность датчиков и сигнализаторов, которые обеспечивают измерение положения рычага управления двигателем и внешних параметров условий полета (температуры и давления воздуха на входе в ГТД , ), измерение параметров рабочего процесса ГТД 6 (частоты вращения роторов высокого n_вд и низкого n_нд давлений, давления воздуха за компрессором Рк^*, температуры газов за турбиной Тг двигателя и др.), измерение управляющих воздействий (расхода топлива G_т в камере сгорания, положения элементов механизации компрессора), положение иных элементов ГТД 6 и самолета.

Электронный регулятор 2 ГТД 6 представляет специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации, формирования управляющих воздействий и информационных сигналов (не показаны) согласно заданным программам управления для обеспечения необходимого уровня тяги и надежной работы ГТД 6.

В электронном регуляторе 2 сигнал «помпаж» формируется при одновременном наличии следующих условий:

1) относительном падении давления воздуха за компрессором на величину, большую = (0,4^+0.15),

где - размах пульсационной составляющей давления воздуха;

- максимальное давление за каждый цикл колебания Рк^*.

2) относительной скорости изменения давления

,

где - цикл расчета.

Данный метод определения помпажа не является предметом изобретения, но предпочтителен.

Электронный регулятор 2 двигателя является основным устройством цифровой системы управления 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. В иностранной патентной и технической литературе электронный регулятор 2 двигателя именуется как электронный контроллер двигателя EEC (electronic engine controller), блок управления двигателем ECU (engine control unit), блок DECU (Digital Electronic Control Unit) или электронный регулятор FADEC.

Дозатор 3 топлива предназначен для автоматического управления подачей топлива в камеру сгорания ГТД 6 по заданным программам. Обычно в статике и в динамике электронный регулятор 2, подавая электрическую команду в дозатор 3, обеспечивает перемещение дозирующего элемента дозатора 3 до тех пор, пока фактическое значение расхода топлива G_т, определяемое электронным регулятором 2, не сравняется с расчетным, которое необходимо в данный момент для поддержания требуемого уровня тяги ГТД 6.

Клапан 4 останова представляет собой типовой отсечной электромагнитный клапан, перекрывающий магистраль подачи топлива в камеру сгорания ГТД 6 по команде из электронного регулятора 2. Для ГТД разработки АО «ОДК-Авиадвигатель» включение клапана останова по сигналу «помпаж» из электронного регулятора 2 обычно происходит на время помпажа, но не менее 0,3 с. Многолетней эксплуатацией двигателей разработки АО «ОДК-Авиадвигатель» была подтверждена эффективность такой продолжительности отсечки подачи топлива в камеру сгорания для надежного устранения помпажа.

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

ГТД 6 – любой известный тип газотурбинного двигателя или газотурбинной установки. Однако специалистам в области двигателестроения ясно, что предпочтительно, чтобы ГТД был оснащен камерой сгорания с достаточными запасами устойчивой работы, способными обеспечить надежную и бесперебойную работу камеры сгорания при кратковременных прекращениях подачи топлива.

Устройство работает следующим образом: по сигналам датчиков из блока 1 электронный регулятор 2 по заданным программам управления формирует управляющее воздействие в дозатор топлива 3, который обеспечивает требуемый уровень расхода топлива G_т в камере сгорания для поддержания заданной тяги ГТД 6 согласно положению рычага управления двигателем. При штатной работе ГТД 6 клапан останова 4 выключен.

При резких перемещениях рычага управления двигателем на более высокий режим происходит процесс быстрого увеличения тяги ГТД 6 вплоть до максимального режима за счет повышения расхода топлива G_т в камере сгорания в темпе приемистости. Таким законом управления приемистостью на основных режимах работы ГТД 6 может являться закон/= const, где - первая производная по времени параметра частоты вращения ротора высокого давления n_вд. Однако ясно, что для обеспечения необходимого протекания линии рабочих режимов и в зависимости от особенностей конструкции двигателя может быть применена иная программа приемистости, например, _нд = f(), где _нд - первая производная по времени параметра частоты вращения ротора низкого давления n_нд.

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

Одновременно с этим на основе данных о текущем режиме двигателя электронный регулятор формирует соответствующее управляющее воздействие на дозатор топлива для восстановления режима работы двигателя.

В качестве параметра, характеризующего текущий режим работы двигателя, используют параметр частоты вращения ротора высокого давления n_вд. И если текущий режим работы двигателя при подаче топлива на восстановление режима оказался выше малого газа, т.е. n_вд > n_вд^{уст мг}, где n_вд^{уст мг} – уставочное (заданное) значение частоты вращения n_вд для режима малого газа, то с помощью дозатора топлива увеличивают расход топлива в камере сгорания в темпе приёмистости до величины, предшествовавшей моменту помпажа и согласно положению рычага управления двигателем. Таким образом, произойдет повышение (восстановление) режима ГТД 6 в темпе приемистости аналогично прототипа.

Если текущий режим работы двигателя после отсечки топлива стал ниже малого газа, т.е. n_вд ˂ n_вд^{уст мг}, где n_вд^{уст мг} – уставочное (заданное) значение частоты вращения n_вд для режима малого газа, то с помощью дозатора топлива увеличивают расход топлива в камере сгорания по программе дозирования топлива на запуске ГТД 6, и далее после достижения режима малого газа, т.е. при n_вд ≥ n_вд^уст увеличивают расход топлива в камере сгорания в темпе приёмистости до величины, предшествовавшей моменту помпажа и согласно положению рычага управления двигателем.

В качестве программы дозирования топлива на запуске, согласно изобретению, используют программу регулирования _вд/ = f(), где - первая производная по времени частоты вращения ротора высокого давления n_вд, - приведенная частота вращения ротора высокого давления, определяемая как =, - температура воздуха на входе в ГТД 6. Преимуществом данной программы является обеспечение заданного времени запуска ГТД 6 независимо от внешних условий эксплуатации, внутренних параметров двигателя и изменений характеристик двигателя в течение всего ресурса.

Однако в случае существенного рассогласования между заданным и фактическим значением ускорения при регулировании по программе _вд/ = f(), например, при заполнении топливных коллекторов камеры сгорания, отключении пускового устройства (стартера) возможны повышенные избытки топлива в камере сгорания, как следствие - срыв компрессора и/или перегрев турбины.

Для исключения забросов топлива G_т необходимо использовать программу ограничения G_т на запуске в виде= f(), где , – приведенный расход топлива в камере сгорания ГТД 6.

Однако вышеуказанной программы ограничения расхода топлива на запуске может оказаться недостаточно для исключения перегрева турбины. Поэтому дополнительно необходимо применять программу ограничения температуры газов Т_Г за турбиной на запуске, которая позволит уменьшить температурное воздействие на элементы конструкции ГТД. Ограничение температуры газа Т_Г по её предельному (уставочному) значению Т_ГПРЕД  осуществляют в зависимости от температуры воздуха на входе , т.е. по закону Т_ГПРЕД = f(). Предпочтительно, чтобы реализация контура ограничения температуры Т_Г была аналогична патентам RU 2315885 или RU 1356604, предусматривающей измерение температуры газов Т_Г с помощью хромель-алюмелевых термопар открытого типа и автоматическую отсечку подачи топлива в камеру сгорания без прекращения запуска по команде экипажа. Термоэлектродные спаи термопар находятся непосредственно в газовом потоке, что обеспечивает их малую инерционность измерений Т_Г.

Надёжность и работоспособность заявляемого устройства были подтверждены стендовыми испытаниями в составе ТРДД типа ПС-90А. Дополнительно было выявлено, что в качестве параметра, характеризующего текущий режим работы двигателя, целесообразно использовать расход топлива G_т в камере сгорания, а в качестве уставочного (заданного) значения G_т^{уст мг} для режима малого газа использовать значение G_тмин – постоянное, минимально заданное значение расхода топлива в камере сгорания, которое обеспечивает устойчивую работу двигателя и требуемую приемистость. Таким образом, если текущий режим работы двигателя после отсечки топлива стал ниже малого газа, т.е. G_т ˂ G_т^{уст мг}, где G_т^{уст мг} = G_тмин, то с помощью дозатора топлива увеличивают расход топлива в камере сгорания по программе дозирования топлива на запуске ГТД, и далее, после достижения режима малого газа G_тмин, увеличивают расход топлива в камере сгорания в темпе приёмистости до величины, предшествовавшей моменту помпажа и согласно положению рычага управления двигателем.

Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет за счет комплексного применения (сочетания) программ дозирования топлива на запуске _вд/ = f(), = f(), программы ограничения температуры газов Т_ГПРЕД = f() обеспечивать надежное, оперативное и безаварийное восстановление тяги ГТД после устранения помпажа, приводящего к снижению режима двигателя ниже малого газа.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей (ГТД) 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, иных энергетических установках с газотурбинным приводом. В способе защиты газотурбинного двигателя от помпажа дополнительно формируют параметр А, который характеризует текущий режим работы ГТД, при восстановлении подачи топлива в камеру сгорания определяют параметр А, характеризующий текущий режим работы ГТД, при этом если текущий режим работы двигателя ниже заданного значения режима на малом газе, то увеличивают расход топлива Gт в камере сгорания по программам дозирования топлива на запуске, и далее после достижения ГТД режима малого газа увеличивают расход топлива в камере сгорания в темпе приёмистости до величины, предшествовавшей моменту помпажа, и согласно положению рычага управления двигателем. Изобретение позволяет за счет комплексного применения программ дозирования топлива на запуске вд/Рвх^* = f(),= f(), программы ограничения температуры газов Т_ГПРЕД = f(Твх^*) обеспечивать надежное, оперативное и безаварийное восстановление тяги ГТД после устранения помпажа, приводящего к снижению режима двигателя ниже малого газа. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа, заключающийся в том, что определяют начало помпажа, включают клапан останова и прекращают подачу топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, после снятия сигнала помпажа возобновляют подачу топлива в камеру сгорания, увеличивают расход топлива в темпе приёмистости до величины, предшествовавшей моменту помпажа, отличающийся тем, что дополнительно формируют параметр А, характеризующий текущий режим работы газотурбинного двигателя, определяют параметр А при восстановлении подачи топлива в камеру сгорания, при этом если параметр А при восстановлении подачи топлива в камеру сгорания ниже заданного значения параметра А на малом газе, то увеличивают расход топлива в камере сгорания по программе дозирования топлива на запуске, и далее после достижения режима малого газа увеличивают расход топлива в камере сгорания в темпе приёмистости до величины, предшествовавшей моменту помпажа, и согласно положению рычага управления двигателем.

2. Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что в качестве параметра А, характеризующего текущий режим работы двигателя, используют параметр частоты вращения роторов высокого n_вд, а в качестве заданного значения режима на малом газе используют заданное значение n_вд^{уст мг} частоты вращения n_вд для режима малого газа.

3. Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что в качестве параметра А, характеризующего текущий режим работы двигателя, используют параметр расхода топлива G_т в камере сгорания газотурбинного двигателя, а в качестве заданного значения расхода топлива для режима малого газа используют параметр G_тмин – минимально заданное значение расхода топлива в камере сгорания.

4. Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что в качестве программы дозирования топлива на запуске используют программу регулирования , где - первая производная по времени частоты вращения ротора высокого давления n_вд, n_ВДпр - приведенная частота вращения ротора высокого давления, определяемая как , - температура воздуха на входе в газотурбинный двигатель.

5. Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа по п.4, отличающийся тем, что в качестве программы дозирования топлива на запуске применяют программу ограничения расхода топлива G_т на запуске , где , где – приведенный расход топлива в камере сгорания двигателя.

6. Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа по п.5, отличающийся тем, что в качестве программы дозирования топлива на запуске дополнительно применяют программу ограничения температуры газов за турбиной двигателя на запуске в виде , где Т_ГПРЕД - предельно допустимое (уставочное) значение температуры газов за турбиной двигателя на запуске.