СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПОГАСАНИЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD FOR DETERMINATION OF GAS TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER EXTINCTION

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях.
Наиболее близким аналогом по технической сущности и принятым за прототип, является способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя (Патент RU №2430252, МПК F02C 9/46, публ. 27.09.2011), заключающийся в том, что измеряют основные параметры, характеризующие работу двигателя - частоту вращения ротора высокого давления, давление за компрессором и температуру за турбиной, сравнивают с уставками и формируют признак погасания.
Недостатком известного способа является низкая надежность функционирования алгоритма контроля погасания камеры сгорания только по производным параметров частоты вращения ротора, давления за компрессором и температуры за турбиной.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа является повышение надежности функционирования газотурбинного двигателя за счет надежной работы алгоритма определения погасания камеры сгорания, например, в случае погасания КС при работающем стартере, когда алгоритм определения погасания по контролю производных не работает.
Техническая проблема определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя решается способом заключающемся в том, что измеряют основные параметры, характеризующие работу двигателя, частоту вращения ротора высокого давления и температуру за турбиной высокого давления, сравнивают с уставками и формируют признак погасания, согласно изобретению, в момент включения агрегата зажигания запоминают значение частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп и значение температуры за турбиной высокого давления Твдхп, после формирования розжига камеры сгорания и отключения агрегата зажигания, контролируют частоту вращения ротора высокого давления и температуру за турбиной высокого давления, частоту вращения ротора высокого давления Nвд сравнивают со значением частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд, температуру за турбиной высокого давления Твд сравнивают со значением температуры Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, при снижении частоты вращения ротора высокого давления Nвд ниже значения частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд и снижении температуры за турбиной высокого давления Твд ниже значения температуры за турбиной высокого давления Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, формируют признак погасания камеры сгорания и одновременно выполняют отсечку топлива.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, в момент включения агрегата зажигания запоминают значение частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп и значение температуры за турбиной высокого давления Твдхп, после формирования розжига камеры сгорания и отключения агрегата зажигания, контролируют частоту вращения ротора высокого давления и температуру за турбиной высокого давления, частоту вращения ротора высокого давления Nвд сравнивают со значением частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд, температуру за турбиной высокого давления Твд сравнивают со значением температуры Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, при снижении частоты вращения ротора высокого давления Nвд ниже значения частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания плюс первая наперед заданная величина ΔNвд и снижении температуры за турбиной высокого давления Твд ниже значения температуры за турбиной высокого давления Твдхп до включения агрегата зажигания плюс вторая наперед заданная величина ΔТвд, формируют признак погасания камеры сгорания (КС) и одновременно выполняют отсечку топлива, что позволяет определить погасание камеры сгорания на всех этапах запуска двигателя, в том числе и при работающем стартере, когда алгоритм определения погасания КС с использованием производных по частоте вращения ротора и температуре за турбиной не работает и, следовательно, позволяет повысить надежность функционирования газотурбинного двигателя за счет снижения вероятности пропуска погасания КС.
На фиг. 1 представлена блок-схема газотурбинного двигателя. Узлы газотурбинного двигателя показаны схематично: компрессор высокого давления 1, агрегат зажигания 2, камера сгорания 3, турбина высокого давления 4, ротор высокого давления 5.
На фиг. 2 представлена функциональная схема осуществления предлагаемого способа, где А, Б, В, Г, Д, Е, Ж, З - логические блоки.
Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя осуществляется следующим образом (фиг. 1, фиг. 2). В момент включения агрегата зажигания запоминают в блоке А значение частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп и в блоке Б запоминают значение температуры за турбиной высокого давления Твдхп. В блоке В происходит сложение частоты вращения ротора высокого давления, зафиксированной в момент включения агрегата зажигания, и первой наперед заданной величины ΔNвд. В блоке Г происходит сложение температуры за турбиной высокого давления, зафиксированной в момент включения агрегата зажигания, и второй наперед заданной величины ΔТвд. Контролируется частота вращения ротора высокого давления и температура за турбиной высокого давления. В блоке Д частота вращения ротора высокого давления Nвд сравнивается с результатом сложения частоты вращения ротора высокого давления Nвдхп до включения агрегата зажигания и первой наперед заданной величины ΔNвд из блока В. В блоке Е температура за турбиной высокого давления Твд сравнивается с результатом сложения температуры за турбиной высокого давления Твдхп до включения агрегата зажигания и второй наперед заданной величины ΔТвд из блока Г. Блок Ж (логическое «и») отслеживает одновременное наличие признака розжига и признака отключенного агрегата зажигания и передает сигнал на блок З. При выполнении условия Nвд≤Nвдхп+ΔNвд об/мин с блока Д передается сигнал на блок З, При выполнении условия Твд≤Твдхп+ΔТвд°С с блока Е передается сигнал на блок З. Блок З (логическое «и») при одновременном наличии сигналов с блоков Д, Е и Ж формирует информационный сигнал признака погасания камеры сгорания и одновременно (параллельно) команду на отсечку топлива.
Установленные условия (уставки) для газотурбинного двигателя:
Твд≤Твдхп+ΔТвд°С,
Nвд≤Nвдхп+ΔNвд об/мин, где
Nвд - частота вращения ротора высокого давления;
Nвдхп - частота вращения ротора высокого давления в момент включения агрегата зажигания, перед розжигом;
ΔNвд - первая наперед заданная величина, определяется для каждого типа двигателя, задается в диапазоне от 400 до 600 об/мин.
Твд - температура за турбиной высокого давления;
Твдхп - температура за турбиной высокого давления в момент включения агрегата зажигания, перед розжигом;
ΔТвд - вторая наперед заданная величина, определяется для каждого типа двигателя, задается в диапазоне от 50 до 70°С.
Газотурбинные двигатели с низкоэмиссионными камерами сгорания, характеризующиеся низким содержанием вредных выбросов и высокой степенью сгорания топлива, работают с так называемой «бедной смесью», то есть соотношение подаваемого в КС топлива и воздуха существенно меньше идеального стехиометрического соотношения топливо-окислитель. Это приводит к тому, что в процессе запуска и при работе двигателя вблизи «малого газа» КС работает неустойчиво. Погасание камеры сгорания происходит при прекращении увеличения расхода топлива в процессе разгона или при длительной работе на «малом газу», вызванной технологической необходимостью, пропуск момента погасания камеры сгорания может привести к выдаче от системы управления управляющего воздействия на увеличение расхода топлива по обратной связи по параметрам двигателя (например, по частоте вращения ротора), что может повлечь за собой повторное воспламенение топлива в КС и физическое ее повреждение, а также повреждение выхлопной шахты двигателя.
Для своевременного определения момента погасания камеры сгорания применяется способ, в котором измеряются основные параметры, характеризующие работу двигателя, такие как частота вращения ротора высокого давления и температура за турбиной высокого давления, полученные величины сравниваются с установленными условиями работы для конкретного двигателя (уставками) и при значениях, когда не выполняются установленные условия, формируют признак погасания камеры сгорания.
Предлагаемый способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя реализован в системах автоматического управления газотурбинных установок из состава газоперекачивающих агрегатов и газотурбинных электростанций различных мощностей.
Таким образом, предлагаемый способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить надежность функционирования газотурбинного двигателя за счет снижения вероятности пропуска погасания камеры сгорания, в том числе при работающем стартере газотурбинного двигателя.