способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя

Формула изобретения

Способ защиты турбокомпрессора, включающий измерение давления воздуха за компрессором (Р_k), определение скорости его изменения сравнение с его пороговым значением и формирование сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре при превышении величины отличающийся тем, что дополнительно измеряют частоту вращения ротора высокого давления n_вд, сравнивают его с пороговым значением и в случае, если блокируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнал на включение перепуска воздуха в компрессоре.

Описание изобретения к патенту

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

Известны способы диагностики и защиты турбокомпрессора ГТД от помпажа, в которых контролируемыми параметрами служат:

- полное давление воздуха за компрессором высокого давления (Р_квд);

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

- яркостная температура излучения нагретых поверхностей элементов конструкции газотурбинного двигателя (Т*) [1,2,3].

В известных способах был использован 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.

Однако, известные способы не предусматривают блокировки сигнала критической ситуации (“помпаж”) и/или действий, выполняемых по этому сигналу, что в реальных условиях эксплуатации двигателей на самолете может привести к нежелательным последствиям (усложнение условий пилотирования, аварийная ситуация, катастрофа).

Наиболее близким к предлагаемому является способ защиты турбокомпрессора от помпажа, согласно которому при превышении контролируемыми параметрами пороговых величин формируется сигнал на отсечку топлива в камеру сгорания и сигнал на перепуск воздуха компрессора [4]. Известный способ не предусматривает блокировку сформированных сигналов на отсечку топлива в камеру сгорания и перепуск воздуха компрессора. То есть в реальных условиях эксплуатации, например, на взлете при формировании сигнала критической ситуации (“помпаж”) может произойти выключение подачи топлива в двигатель. Это вызовет резкое падение тяги двигателя, как следствие, усложнение условий пилотирования, аварийную ситуацию и т.п.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении безопасности полета за счет предотвращения падения тяги двигателя ниже критического значения в процессе взлета.

Сущность изобретения заключается в том, что способ защиты турбокомпрессора, включающий измерение давления воздуха за компрессором (Р_k), определение скорости его изменения сравнение с его пороговым значением и формирование сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре при превышении величины предполагает согласно изобретению, дополнительное измерение частоты вращения ротора высокого давления n_вд, сравнение его с пороговым значением и в случае, если блокировку сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнала на включение перепуска воздуха в компрессоре.

Измерение частоты вращения ротора высокого давления n_вд позволяет дополнительно контролировать параметр, характеризующий режим работы двигателя. Величина порогового параметра определяется допустимой величиной снижения режима при возникновении помпажа:

где

- величина n_вд, соответствующая ограничиваемому “снизу” режиму двигателя во время взлета самолета (блокировка взлетного режима);

n _вд - постоянная величина, зависящая от типа двигателя.

В случае, если блокировка сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и сигнала на включение перепуска воздуха в компрессоре позволяет предотвратить падение тяги двигателя ниже критического в процессе взлета, тем самым повысить безопасность полета.

На чертеже представлена структурная схема для реализации заявляемого способа защиты турбокомпрессора.

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

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

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

Логический блок 4 работает по схеме “И-НЕ”. При одновременном наличии на двух входах блока 4 сигналов, поступающих с блоков 2 и 3, происходит блокировка выходного сигнала на отключение подачи топлива в камеру сгорания и на включение перепуска воздуха в компрессоре.

Способ осуществляется следующим образом.

На вход блока 1 поступает сигнал, характеризующий величину давления за компрессором Р_к. Выходной сигнал I ₁ 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 4 и на регистрирующее устройство поступает сигнал I₂, характеризующий состояние неустойчивой работы компрессора (сигнал “помпаж”).

Блок 3, на вход которого поступает сигнал о величине n_вд, сравнивает ее с величиной При сигнал на выходе блока 3 отсутствует (I₃=0) и не поступает на вход блока 4. Если одновременно с этим на вход блока 4 с выхода блока 2 поступает сигнал “помпаж” (I₃=0, I₂=1), то на выходе блока 4 формируется сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания и на включение перепуска воздуха в компрессоре (I₄=1).

При на выходе блока 3 формируется сигнал I₃=1, поступающий на вход блока 4.

При поступлении сигналов I₃ =1 и I₂=1 на вход блока 4, на выходе блока 4 сигнал I₄ будет отсутствовать (I₄=0), что заблокирует отключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре.

Источники информации

1. Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов, Москва, “Машиностроение”, 1989, стр. 102.

2. Патент РФ №2098668, F 04 D 27/02, 1997 г.

3. Патент РФ №2187711, F 04 D 27/02, 2002 г.

4. Патент РФ №2041399, F 04 D 27/02, 1991 г. - прототип.