СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПОГАСАНИЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD FOR DETERMINING EXTINCTION TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER

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).
вд
<mrow><msubsup><mi>Р</mi><mrow><mi>к</mi><mi>в</mi><mi>д</mi></mrow><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>Р</mi><mrow><mi>в</mi><mi>х</mi></mrow><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
Недостатками известного способа являются низкая надежность достоверного определения факта погасания камеры сгорания по параметрам n,
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
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.
вд
т
т
т мин
т
к
пр
вдпр
т
т
т
к
пр
вдпр
т
т мин
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mi>к</mi><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>в</mi><mi>х</mi></mrow><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>T</mi><mrow><mi>в</mi><mi>х</mi></mrow><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, заключающемся в том, что измеряют частоту вращения n ротора турбокомпрессора, давление
воздуха за турбокомпрессором, температуру Т газов за турбиной, определяют первые производные по времени  и , и формируют заданное значение , характеризующее погасание камеры сгорания, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ дополнительно измеряют давление
и температуру
воздуха на входе в газотурбинный двигатель, формируют заданное значение , характеризующее погасание камеры, определяют текущее значение , сравнивают с заданным , также дополнительно измеряют расход топлива G в камеру сгорания, формируют минимальное значение расхода топлива G в камеру сгорания, обеспечивающее работу двигателя не ниже малого газа, формируют функциональную зависимость (G/Р)=f(n), где ; и если одновременно текущее значение расхода топлива G больше расчетного значения расхода топлива, определенного по функциональной зависимости G(G/Р)=f(n), G больше G,  и , то при отсутствии сигнала останова двигателя формируют информационный сигнал «погасание камеры сгорания» и выдают управляющую команду на включение агрегата зажигания камеры сгорания.
п
Предлагаемый способ обеспечивает повышение достоверности определения погасания камеры сгорания во всей типовой области эксплуатационных режимов до высот Н≤13 км и скоростей полета М<0,9, предусматривает включение агрегата зажигания камеры сгорания для восстановления режима двигателя.
На фигуре  изображена схема устройства, реализующего заявленный способ.
<mrow><msubsup><mi>T</mi><mrow><mi>в</mi><mi>х</mi></mrow><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>в</mi><mi>х</mi></mrow><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mi>к</mi><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>T</mi><mi>т</mi><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
вд
т
Устройство включает блок 1, в котором измеряется температура
воздуха на входе в двигатель, блок 2, в котором измеряется давление
воздуха на входе в двигатель, блок 3, в котором измеряется частота вращения n, турбокомпрессора (ротора высокого давления), блок 4, в котором измеряется давление
воздуха за турбокомпрессором, блок 5, в котором осуществляется измерение температуры
газов за турбиной, блок 6, в котором измеряется расход топлива G 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.
<mrow><msubsup><mi>T</mi><mrow><mi>в</mi><mi>х</mi></mrow><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>в</mi><mi>х</mi></mrow><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mi>к</mi><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>T</mi><mi>т</mi><mo>∗</mo></msubsup></mrow>
вд
т
т
т
т мин
т
т
к
пр
вдпр
В блоках 1, 2, 3, 4, 5 и 6, представляющих собой датчики первичной информации, осуществляется измерение текущих значений двигательных параметров
,
, n,
,
и G соответственно. Информация о двигательных параметрах поступает в блок 7а, в котором осуществляется преобразование информации и определение физических значений , , G. 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 с G и G со значением , рассчитанным по заранее установленной зависимости (G/P)=f(n), где .
т
т мин
т
Блок 7е представляет собой логическое устройство, работающее по логике «И». В случае, если одновременно наблюдается превышение расхода топлива G над G, G над , а также , , то формируется информационный сигнал «погасание камеры сгорания» и управляющий сигнал на включение агрегата зажигания камеры сгорания.