Патент на изобретение №2310100

(54) СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ОТ ВОЗНИКНОВЕНИЯ НЕУСТОЙЧИВОЙ РАБОТЫ КОМПРЕССОРА

(57) Реферат:

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.

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 К_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 Р_к/.

Блок 2 – блок сравнения, который осуществляет сравнение текущего значения Р_к/ с параметром Р_к/ порог, представляющим собой предельно допустимое значение параметра Р_к/ 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 Р_к/, поступает на вход блока 2, где осуществляется сравнение текущего значения Р_к/ с пороговой величиной Р_к/ порог. При Р_к/>Р_к/ 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 Р_к/<Рк/ 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

Формула изобретения

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

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