Патент на изобретение №2305788

(54) СПОСОБ АВАРИЙНОЙ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ОТКАЗАХ И НЕИСПРАВНОСТЯХ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем. Техническая задача заключается в повышении безопасности полета путем исключения превышения термогазодинамических параметров двигателя над прочностными характеристиками двигателя за счет оперативного выявления самопроизвольного увеличения расхода топлива в камеру сгорания двигателя. Способ аварийной защиты газотурбинного двигателя при отказах и неисправностях, включающий измерение давления воздуха за компрессором P_k, определение скорости изменения давления воздуха за компрессором , сравнение величины с его пороговым значением , формирование сигнала “помпаж” при , а также измерение частоты вращения ротора высокого давления n_вд, сравнение частоты вращения ротора высокого давления с пороговым значением n_вд ^порог и формирование сигнала “высокие обороты” при n_вд>n_вд ^порог, дополнительно включает осуществление измерения расхода топлива g_t в камеру сгорания двигателя, сравнение величины G_T с заданным (модельным) значением расхода топлива G_T ^мод, и формирование сигнала “заброс топлива” при g_t>g_t ^мод, а в случае поступления одного из сигналов “помпаж” или “высокие обороты” и одновременном поступлении сигнала “заброс топлива”, формируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания. 1 ил.

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем, а именно к способам и системам аварийной защиты авиационного двигателя при отказах и неисправностях.

Известны способы защиты газотурбинного двигателя (ГТД), в которых контролируемыми параметрами служат параметры рабочего процесса ГТД:

– частота вращения роторов высокого и низкого давления (n_вд, n_нд);

– давление воздуха за компрессором высокого давления (Р_квд);

– температура газов за турбиной высокого или низкого давления, иные расчетные оценки температуры газов (Т*) [Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов. Москва, “Машиностроение”, 1989, стр.102…108; патент РФ №2098668, F04D 27/02, 1997 г.; патент РФ №2187711, F04D 27/02, 2002 г.; патент США №5622042, F02C 9/28, 1997 г.].

В известных способах осуществляют измерение параметров, сравнение параметров и/или их производных с допустимыми величинами. При превышении измеренных величин над допустимыми формируется сигнал аварийной ситуации, свидетельствующий о наличии опасных забросов частот вращения, высокой температуры или помпажа компрессора ГТД. При наличии сигнала аварийной ситуации системы защиты в автоматическом режиме снижают расход топлива G_T в камеру сгорания ГТД. В результате происходит снижение термогазодинамических параметров двигателя (Р_квд, n_вд, n_нд, Т*) до допустимых значений, тем самым обеспечивается дальнейшая нормальная эксплуатация двигателя и самолета.

Однако указанные способы защиты не предусматривают блокировку снижения расхода топлива G_T при наличии ложного сигнала, что во время выполнения наиболее ответственного этапа полета-взлета самолета может привести к нежелательным последствиям. Так, например, формирование ложных сигналов аварийной ситуации (“Помпаж”, “Высокая температура”, “Высокие обороты”) на взлете может привести к частичному или полному прекращению подачи топлива в двигатель. Это вызовет недопустимо низкое падение тяги двигателя, как следствие, усложнение условий пилотирования, аварийную ситуацию по самолету в целом и т.п.

Причиной ложного сигнала критической ситуации может быть не выявленный системой контроля отказ датчика измерения контролируемого параметра (Р_квд, n_вд, n_нд, Т*) или его электропроводки, отказ вычислительной части системы защиты (системы автоматического управления). Ложное срабатывание системы защиты от помпажа может наблюдаться также и при поломке трубопровода подвода воздуха к датчику помпажа.

Наиболее близким к предлагаемому является способ защиты двигателя от критической ситуации, согласно которому при превышении контролируемого параметра пороговой величины, сигнал на отсечку топлива в камеру сгорания формируется только в том случае, если частота вращения n_вдвд ^{порог 1}, где

n_вд ^{порог 1}=n_вд ^бвр–n¹ _вд,

n_вд ^бвр – величина n_вд, соответствующая ограничиваемому “снизу” режиму двигателя во время наиболее ответственного этапа полета-взлета самолета (блокировка взлетного режима);

n¹ _вд – постоянная величина, зависящая от типа двигателя.

По известному способу в случае превышения контролируемого параметра пороговой величины на взлете и при n_вд>n_вд ^порог блокировка взлетного режима препятствует выдаче сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания. Это позволяет предотвратить падение тяги двигателя ниже критического в процессе взлета, тем самым повысить безопасность полета [патент РФ №2255247, F04D 27/02, 2005 г.].

Однако известный способ не обеспечивает безаварийную работу ГТД в ситуациях, вызванных нерасчетным изменением расхода топлива G_T в камеру сгорания из-за отказа топливного насоса двигателя. Вследствие неисправности узлов насоса, либо попадания не отфильтрованных посторонних частиц или смолянистых образований, присутствующих в топливе, в прецизионные элементы насоса (золотниковые пары, дозирующую иглу, сопло-заслонку и т.д.) возможно самопроизвольное (спонтанное) увеличение расхода топлива G_T.

Результатом такого увеличения G_T может стать достижение параметрами двигателя (Р_квд, n_вд, n_нд, Т*) значений, достаточных для срабатывания систем аварийной защиты. Но ввиду отказа контура подачи топлива известные системы не в состоянии парировать отказ своей исполнительной части. По существующей практике эксплуатации информация о наличии аварийной ситуации выводится на дисплей в кабину экипажа (в виде сигналов типа “помпаж”, “высокие обороты” и т.д.). Таким образом, летчик имеет возможность повлиять на ситуацию, например, после оценки правильности показаний данных на дисплее, вручную перевести рычаг управления двигателем на пониженный режим, и если это не дает результат, выключить двигатель, т.е. полностью прекратить подачу топлива в двигатель. [Техническая эксплуатация авиационного оборудования. Москва, “Транспорт”, 1990, стр.249…260].

Однако в некоторых случаях самопроизвольное (спонтанное) увеличение G_T на взлете может носить настолько значимый и мгновенный характер (G_T=1000 кг/час за 1…3 сек), что это неизбежно приведет к помпажу или превышению термогазодинамических параметров над прочностными характеристиками двигателя, и, как следствие, – к механической поломке ГТД. При этом экипаж практически не располагает временем на анализ правильности показаний сигнализации и поэтому не может оперативно повлиять на ситуацию.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении безопасности полета путем исключения превышения термогазодинамических параметров двигателя над прочностными характеристиками двигателя за счет оперативного выявления самопроизвольного увеличения расхода топлива в камеру сгорания двигателя.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе аварийной защиты газотурбинного двигателя при отказах и неисправностях, включающем измерение давления воздуха за компрессором P_k, определение скорости изменения давления воздуха за компрессором , сравнение величины с его пороговым значением , формирование сигнала “помпаж” при , а также измерение частоты вращения ротора высокого давления n_вд, сравнение частоты вращения ротора высокого давления с пороговым значением n_вд ^порог и формирование сигнала “высокие обороты” при n_вд>n_вд ^порог, согласно изобретению дополнительно осуществляют измерение расхода топлива G_T в камеру сгорания двигателя, сравнение величины G_T с заданным (модельным) значением расхода топлива G_T ^мод, и формирование сигнала “заброс топлива” при G_T>G_T ^мод, а в случае поступления одного из сигналов “помпаж” или “высокие обороты” и одновременном поступлении сигнала “заброс топлива”, формируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания.

Измерение и сравнение частоты вращения n_вд с заранее установленным пороговым значением n_вд ^порог позволяет в случае n_вд>n_вд ^порог зафиксировать допускаемый эксплуатационный заброс оборотов, наличие которого не приводит к механической поломке ГТД. Величина n_вд ^порог определяется как n_вд ^порог=n^прогр _вд+n_вд, где

n^прогр _вд – программное значение частоты вращения ротора высокого давления, которое необходимо поддерживать для обеспечения тяги на взлетном режиме;

n_вд – постоянная величина, зависящая от динамических характеристик и запасов прочности двигателя (2…5% от частоты n_вд для условий взлетного режима).

Измерение и сравнение расхода топлива G_T в камеру сгорания двигателя с G_T ^мод позволяет в автоматическом режиме контролировать работоспособность контура подачи топлива в двигатель и оперативно выявлять самопроизвольное увеличение расхода топлива в камеру сгорания. Так, если G_T=G_T ^мод, то это диагностируется как исправное состояние контура подачи топлива в двигатель. В случае, если G_T больше G_T ^мод на величину G_T, то это диагностируется как самопроизвольное увеличение расхода топлива в камеру сгорания, т.е. предпосылка к механической поломке ГТД.

На чертеже представлена структурная схема для реализации заявляемого способа аварийной защиты ГТД.

Блок 1 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал I₁, свидетельствующий о величине давления за компрессором Р_к. В блоке 1 осуществляется вычисление первой производной Р_к по времени .

Блок 2 – блок сравнения, который осуществляет сравнение текущего значения с параметром , представляющим собой предельно допустимое значение параметра при помпаже двигателя. Наличие на выходе блока 2 сигнала I₂=1 свидетельствует о помпаже ГТД.

Блок 3 представляет блок сравнения, осуществляющий сравнение текущего значения частоты вращения n_вд с его пороговым значением n_вд ^порог.

Наличие на выходе блока 3 сигнала I₃=1 (“высокие обороты”) свидетельствует о наличие эксплуатационного заброса n_вд.

Блок 4 представляет блок сравнения, осуществляющий сравнение текущего значения G_T с заранее установленным модельным значением G_T ^мод. При превышении G_T над G_T ^мод на величину G_T на выходе блока 4 формируется сигнал I₄=1.

Логический блок 5 имеет два входа и работает по схеме “ИЛИ”. На первый вход блока 5 поступает выходной сигнал I₂ блока 2, на второй вход блока 5 поступает выходной сигнал I₃ блока 3. При наличии на входах блока 5 хотя бы одного единичного сигнала с блока 2 или блока 3: (“помпаж”) или n_вд>n_вд ^{порог 2} (“высокие обороты”), на выходе блока 5 формируется сигнал I₅=1.

Логический блок 6 имеет два входа и работает по схеме “И”. На первый вход блока 6 поступает сигнал I₅ блока 5, на второй вход блока 6 поступает выходной сигнал I₄ блока 4. При одновременном наличии на двух входах блока 6 выходного сигнала с блока 5 (I₅=1) и блока 4 (I₄=1) на выходе блока 6 формируется логический сигнал I₆=1. Сформированный сигнал I₆=1 обеспечивает прекращение подачи топлива в камеру сгорания, т.е. останов ГТД.

Способ осуществляется следующим образом.

На вход блока 1 поступает сигнал, характеризующий величину давления за компрессором Р_к. Выходной сигнал I₁ с блока 1, характеризующий величину , поступает на вход блока 2, где осуществляется сравнение текущего значения с пороговой величиной . При с выхода блока 2 на вход блока 5 поступает сигнал I₂=1, характеризующий состояние неустойчивой работы компрессора (сигнал “помпаж”).

Блок 3, на вход которого поступает сигнал о величине n_вд, сравнивает ее с величиной n_вд ^порог. При n_вд>n_вд ^порог (“высокие обороты”) на выходе блока 3 формируется сигнала I₃=1.

В случае создания аварийной ситуации, которая может повлечь разрушение ГТД из-за отказа топливного насоса, формируются сигналы I₂=1 (“помпаж”) или I₃=1 (“высокие обороты”), а также I₅=1 (“заброс топлива”) При этом на выходе блока 6 формируется сигнал I₆=1, который обеспечивает постоянное отключение подачи топлива в камеру сгорания, что ведет к останову газотурбинного двигателя.

Формула изобретения

Способ аварийной защиты газотурбинного двигателя при отказах и неисправностях, включающий измерение давления воздуха за компрессором P_k, определение скорости изменения давления воздуха за компрессором сравнение величины с его пороговым значением формирование сигнала “помпаж” при а также измерение частоты вращения ротора высокого давления n_вд, сравнение частоты вращения ротора высокого давления с пороговым значением n_вд ^порог, и формирование сигнала “высокие обороты” при n_вд>n_вд ^порог, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют измерение расхода топлива G_T в камеру сгорания двигателя, сравнение величины G_T с заданным (модельным) значением расхода топлива G_T ^мод и формирование сигнала “заброс топлива” при G_T>G_T ^мод, а в случае поступления одного из сигналов “помпаж” или “высокие обороты” и одновременном поступлении сигнала “заброс топлива”, формируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания.

РИСУНКИ

QB4A – Регистрация лицензионного договора на использование изобретения

Лицензиар(ы): Открытое акционерное общество “Авиадвигатель”

Вид лицензии*: НИЛ

Лицензиат(ы): Открытое акционерное общество “Пермский моторный завод”

Договор № РД0070892 зарегистрирован 07.10.2010

Извещение опубликовано: 20.11.2010 БИ: 32/2010

* ИЛ – исключительная лицензия НИЛ – неисключительная лицензия