Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя

Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к способам автоматического определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного назначения.

Известно устройство контроля пламени горелки, в котором реализован оптический способ контроля пламени в камере сгорания, предусматривающий ориентацию фотоэлектрических датчиков на корневую зону факела горелки, преобразование электромагнитной энергии излучения пламени в выходной электрический сигнал, детектирование (выделение) полезного сигнала пульсаций пламени с последующим сравнением в пороговом устройстве, фиксирующим наличие или погасание пламени в камере сгорания (патент RU №2115865, МПК F23N 5/08).

Недостатком известного способа является необходимость применения специализированного датчика контроля пламени, что усложняет конструкцию камеры сгорания и в целом повышает стоимость газотурбинной установки, а также увеличивает затраты на ее эксплуатацию, связанные, например, с регламентными работами по очистке оптики фотоэлектрических датчиков от копоти и загрязнений.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому является способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей, заключающийся в том, что измеряют основные (типовые) параметры, характеризующие работу двигателя: частоту вращения ротора, давление за компрессором, температуру продуктов сгорания, также определяют первые производные этих параметров, сравнивают первые производные с уставками. При превышении первых производных этих уставок формируют признак погасания камеры сгорания, при этом величины уставок определяют по переходным процессам параметров двигателя в момент погасания камеры сгорания (патент RU №2430252, МПК F02C 9/46).

Недостатками известного способа являются низкая надежность достоверного определения факта погасания камеры сгорания по параметрам n_вд, Р к в д ∗ для авиационных типов газотурбинных двигателей коммерческого назначения во всей типовой области эксплуатационных режимов по высоте H и скорости V полета. В частности, из-за существенного влияния давления воздуха Р в х ∗ на входе в двигатель на динамические свойства его турбокомпрессора (ротора высокого давления), возможно невыявление факта погасания. Аналогичный недостаток может проявиться и для мобильных наземных ГТУ, работающих в условиях высокогорья (в сочетании с другими конструктивно-производственными и эксплуатационными особенностями). Также в заявленном алгоритме отсутствуют действия, направленные на восстановление режима двигателя и возможность формирования ложного сигнала «погасание камеры сгорания», например, при штатном останове двигателя (прекращении подачи топлива в камеру сгорания) или кратковременном срабатывании противопомпажной системы, предусматривающим кратковременную отсечку топлива в камеру сгорания двигателя.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении достоверности определения факта погасания камеры сгорания и в повышении надежности работы газотурбинного двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающемся в том, что измеряют частоту вращения n_вд ротора турбокомпрессора, давление P к ∗ воздуха за турбокомпрессором, температуру Т_т газов за турбиной, определяют первые производные по времени и , и формируют заданное значение , характеризующее погасание камеры сгорания, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ дополнительно измеряют давление P в х ∗ и температуру T в х ∗ воздуха на входе в газотурбинный двигатель, формируют заданное значение , характеризующее погасание камеры, определяют текущее значение , сравнивают с заданным , также дополнительно измеряют расход топлива G_т в камеру сгорания, формируют минимальное значение расхода топлива G_{т мин} в камеру сгорания, обеспечивающее работу двигателя не ниже малого газа, формируют функциональную зависимость (G_т/Р_к)_пр=f(n_вдпр), где ; и если одновременно текущее значение расхода топлива G_т больше расчетного значения расхода топлива, определенного по функциональной зависимости G_т(G_т/Р_к)_пр=f(n_вдпр), G_т больше G_{т мин}, и , то при отсутствии сигнала останова двигателя формируют информационный сигнал «погасание камеры сгорания» и выдают управляющую команду на включение агрегата зажигания камеры сгорания.

Предлагаемый способ обеспечивает повышение достоверности определения погасания камеры сгорания во всей типовой области эксплуатационных режимов до высот Н≤13 км и скоростей полета М_п<0,9, предусматривает включение агрегата зажигания камеры сгорания для восстановления режима двигателя.

На фигуре изображена схема устройства, реализующего заявленный способ.

Устройство включает блок 1, в котором измеряется температура T в х ∗ воздуха на входе в двигатель, блок 2, в котором измеряется давление P в х ∗ воздуха на входе в двигатель, блок 3, в котором измеряется частота вращения n_вд, турбокомпрессора (ротора высокого давления), блок 4, в котором измеряется давление P к ∗ воздуха за турбокомпрессором, блок 5, в котором осуществляется измерение температуры T т ∗ газов за турбиной, блок 6, в котором измеряется расход топлива G_т в камеру сгорания и блок 7, в котором хранятся все программы управления, значения уставок пороговых устройств, а также осуществляются все математические операции, включая операции сравнения.

Способ осуществляется следующим образом.

В блоках 1, 2, 3, 4, 5 и 6, представляющих собой датчики первичной информации, осуществляется измерение текущих значений двигательных параметров T в х ∗ , P в х ∗ , n_вд, P к ∗ , T т ∗ и G_т соответственно. Информация о двигательных параметрах поступает в блок 7а, в котором осуществляется преобразование информации и определение физических значений , , G_т. При отсутствии сигнала останова двигателя, т.е. клапан отсечки топлива открыт (не показан), в блоках 7б, 7в, 7г и 7д, представляющих пороговые устройства, соответственно, осуществляется сравнение с , с , G_т с G_{т мин} и G_т со значением , рассчитанным по заранее установленной зависимости (G_т/P_к)_пр=f(n_вдпр), где .

Блок 7е представляет собой логическое устройство, работающее по логике «И». В случае, если одновременно наблюдается превышение расхода топлива G_т над G_{т мин}, G_т над , а также , , то формируется информационный сигнал «погасание камеры сгорания» и управляющий сигнал на включение агрегата зажигания камеры сгорания.

Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что измеряют частоту вращения n_вд ротора турбокомпрессора, давление Р*_к воздуха за турбокомпрессором, температуру Т_т газов за турбиной, определяют первые производные по времени и и формируют заданное значение , характеризующее погасание камеры сгорания, отличающийся тем, что дополнительно измеряют давление P^* _вх и температуру T в х ∗ воздуха на входе в газотурбинный двигатель, формируют заданное значение , характеризующее погасание камеры, определяют текущее значение , сравнивают с заданным , также дополнительно измеряют расход топлива G_т в камеру сгорания, формируют минимальное значение расхода топлива G_{т мин} в камеру сгорания, формируют функциональную зависимость (G_т/P_к)_пр=f(n_{вд пр}), где , и если одновременно текущее значение расхода топлива G_т больше расчетного значения расхода топлива, определенного по функциональной зависимости (G_т/Р_к)_пр=f(n_вдпр), G_т больше G_{т мин}, и , то при отсутствии сигнала останова двигателя формируют информационный сигнал «погасание камеры сгорания» и выдают управляющую команду на включение агрегата зажигания камеры сгорания.