способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа

Формула изобретения

Способ защиты газотурбинного двигателя (ГТД) от помпажа, заключающийся в том, что при возникновении помпажа включают клапан останова (КО) и прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД, отличающийся тем, что дополнительно для идентификации состояния помпажа компрессора анализируют частоту вращения вентилятора двигателя, температуру и давление на входе в двигатель, если наблюдается одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора, падение давления воздуха на входе в двигатель и увеличение температуры воздуха на входе в двигатель с градиентом, превышающим максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета, в 2-3 раза, формируют сигнал «Помпаж».

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Известен способ защиты ГТД от помпажа, реализованный в гидромеханической САУ с электронным сигнализатором помпажа [1]. Способ заключается в том, что по сигналу от сигнализатора помпажа выключают двигатель.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность и невозможность использования на одномоторных летательных аппаратах (ЛА).

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ защиты ГТД, реализуемый, например, в электронно-гидромеханических САУ [2].

САУ содержит последовательно соединенные блок датчиков (БД), включающий в себя сигнализатор помпажа, электронный регулятор (ЭР), дозатор топлива (ДТ), клапан останова (КО).

Способ заключается в том, что с помощью сигнализатора помпажа определяют начало помпажа компрессора, включают КО и прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД.

Недостатком известного способа является следующее. Сигнализатор помпажа идентифицирует помпаж на основе анализа одного параметра двигателя - давления воздуха за компрессором (Рк). Анализируется относительный уровень пульсации Рк, и, если относительный уровень пульсации превышает наперед заданный порог в течение определенного промежутка времени, формируют сигнал «Помпаж». Вся надежность этого метода «висит» на надежности канала измерения Рк (датчик - линия связи - преобразователь - вычислитель). Известны случаи ложных срабатываний сигнализатора помпажа из-за возникновения в канале измерения Рк отказов типа «переменный контакт» и «параметрический отказ». Такие срабатывания приводят к необоснованным отсечкам подачи топлива в КС ГТД, что снижает надежность работы ГТД и, как следствие, безопасность ЛА.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ в части защиты ГТД от помпажа и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в способе защиты ГТД от помпажа, заключающемся в том, что при возникновении помпажа включают КО и прекращают подачу топлива в КС ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД, дополнительно для идентификации состояния помпажа компрессора анализируют частоту вращения вентилятора двигателя, температуру и давление на входе в двигатель, если наблюдается одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора, падение давления воздуха на входе в двигатель и увеличение температуры воздуха на входе в двигатель с градиентом, превышающий максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета в 2-3 раза, формируют сигнал «Помпаж».

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные БД 1, ЭР 2, ДТ 3, КО 4, причем ДТ 3 подключен к БД 1, а КО 4 - к ЭР 2.

Устройство работает следующим образом. Электронный регулятор 2 по сигналам датчиков из блока 1 по известным зависимостям (см., например, [2]) формирует управляющее воздействие на ДГ 3, который осуществляет требуемые изменения расхода топлива в КС двигателя. При нормальной работе ГТД КО 4 выключен.

Одновременно с этим дополнительно электронный регулятор 2 по сигналам датчиков из блока 1 анализирует частоту Nв вращения вентилятора двигателя, температуру Твх и давление Рвх на входе в двигатель. Если наблюдается одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора и давления воздуха на входе в двигатель, а увеличение температуры воздуха на входе в двигатель при этом происходит с градиентом, превышающим максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета в 2 - 3 раза, ЭР 2 формирует сигнал «Помпаж».

Это позволяет идентифицировать помпаж компрессора не по одному, а нескольким, в том числе независимым друг от друга, параметрам, что подтверждается фактическими данными из опыта эксплуатации самолета Ту-204 с двигателями ПС-90А. При реальном помпаже двигателя второй силовой установки за 0,5 с до срабатывания сигнализатора помпажа (по провалу Рк) наблюдалось резкое падение Рвх (с 1,01 до 0,96 кгс/см²), раскрутка Nв (с 86 до 93%), рост Твх (с 16 С до 29 С с градиентом 12 С в секунду при норме не более 4 С/с).

По сигналу «Помпаж» ЭР 2 формирует команду на включение КО 4. КО 4 прекращает подачу топлива в КС. Одновременно по команде ЭР 2 ДТ 3 устанавливается в положение, соответствующее расходу топлива на режиме МГ.

После истечении наперед заданного времени, необходимого для ликвидации помпажа (для двигателя ПС-90А это время составляет 0,3 с), ЭР 2 выключает КО 4. Через ДТ 3 в КС начинает поступать расход топлива, соответствующий режиму работы двигателя.

Таким образом, обеспечивается диагностирование помпажа компрессора двигателя по комплексу параметров: температуре и давлению воздуха на входе в двигатель, частоте вращения вентилятора методом анализа динамики изменения параметров, что обеспечивает повышение достоверности оценки состояния двигателя и качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Источники информации

1. Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г.

2. Черкасов Б.А. «Автоматика и регулирование ВРД», М., «Машиностроение», 1988 г.