СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD OF GAS TURBINE ENGINE PROTECTION

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 перегрева газогенератора, реализованный в гидромеханической САУ с электронным ограничителем температуры газов за турбиной, заключающийся в том, что измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура газов превысила предельное значение на наперед заданную величину, выключают двигатель. Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., с.180-182.
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, заключающийся в том, что измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с заданным, если измеренная температура газов превысила заданное значение, уменьшают расход топлива в камеру сгорания (КС) ГТД до тех пор, пока измеренная температура газов не станет меньше заданного значения, на режиме запуска ГТД через равные промежутки времени, заданные заранее, вычисляют величины изменения температуры газов и частоты вращения ротора двигателя за заданный промежуток времени, величины изменения фильтруют с помощью апериодического звена первого порядка с постоянной времени в двадцать пять раз больше, чем заданный промежуток времени, вычисляют отношение отфильтрованной величины изменения температуры газов к отфильтрованной величине изменения частоты вращения ротора двигателя, если отношение превышает наперед заданную величину в течение наперед заданного времени, формируют сигнал «Опасный режим работы двигателя» и прекращают подачу топлива в КС ГТД на время 0,3…0,5 секунд, патент РФ №2329388 от 20 июля 2008 г.
Недостаток известного способа является то, что он не обеспечивает защиту двигателя от глубокой потери газодинамической устойчивости - помпажа, позволяя ликвидировать только срывные явления в компрессоре. Это снижает надежность работы двигателя и безопасность самолета.
Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета.
Поставленная цель достигается тем, что в способе защиты ГТД заключающемся в том, что измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с заданным, если измеренная температура газов превысила заданное значение, уменьшают расход топлива в КС ГТД до тех пор, пока измеренная температура газов не станет меньше заданного значения, на режиме запуска ГТД через равные промежутки времени, заданные заранее, вычисляют величины изменения температуры газов и частоты вращения ротора двигателя за заданный промежуток времени, величины изменения фильтруют с помощью апериодического звена первого порядка с постоянной времени в двадцать пять раз больше, чем заданный промежуток времени, вычисляют отношение отфильтрованной величины изменения температуры газов к отфильтрованной величине изменения частоты вращения ротора двигателя, если отношение превышает наперед заданную величину в течение наперед заданного времени, формируют сигнал «Опасный режим работы двигателя» и прекращают подачу топлива в КС ГТД на время 0,3…0,5 секунд, дополнительно на всех режимах работы ГТД от минимального до максимального измеряют давление воздуха за компрессором, вычисляют относительное изменение и относительную скорость изменения давления воздуха за компрессором, сравнивают относительное изменение давления с первой наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, а относительную скорость - со второй наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, если относительное изменение давления больше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - больше второй наперед заданной величины, формируют сигнал «Помпаж», прекращают подачу топлива в КС ГТД на наперед заданное время, определяемое для каждого ГТД экспериментально в процессе приемо-сдаточных испытаний, открывают клапаны перепуска воздуха из-за промежуточных ступеней компрессора ГТД и из-за компрессора ГТД и включают агрегат зажигания на наперед заданное время, если после этого относительное изменение давления стало меньше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - меньше второй наперед заданной величины, снимают сигнал «Помпаж» и осуществляют управление ГТД в соответствии со штатными программами управления.
На фигуре представлена схема устройства, реализующего заявляемый способ.
Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД 1), электронный регулятор 2 (РЭД 2), агрегат 3 дозирования топлива (ДТ 3), клапан 4 прекращения подачи топлива (КО 4), причем ДТ 3 подключен к БД 1, а КО 4 - к ЭР 2, сигнальное табло 5 экипажа самолета, подключенное к ЭР 2.
РЭД 2 представляет собой бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), содержащую постоянное запоминающее устройство (ПЗУ), в котором содержится программное обеспечение (ПО), реализующее алгоритмы управления двигателем. Дополнительно БЦВМ оснащена устройствами ввода/вывода (УВВ) физических сигналов (из БД 1 и ДТ 3), оперативное запоминающее устройство (ОЗУ), необходимое для обработки процессором БЦВМ поступающей из УВВ информации, репрограммируемое запоминающее устройство (РПЗУ), необходимое для хранения информации, относящейся к индивидуальным характеристикам двигателя (эксплуатационные регулировки, наработки, остаток ресурса). БЦВМ, ПЗУ, ПО, УВВ, ОЗУ, процессор, РПЗУ на фигуре не показаны.
Устройство работает следующим образом.
В РЭД 2 с помощью БД 1 измеряют температуру газов за турбиной и сравнивают ее значение с заданным, хранящимся в ПЗУ (для двигателя ПС-90А2 производства ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, заданная температура газов за турбиной низкого давления равна 855 К). Если измеренная температура газов превысила заданное значение, по команде РЭД 2 с помощью ДТ 3 уменьшают расход топлива в КС до тех пор, пока измеренная температура газов не станет меньше заданного значения.
Дополнительно на режиме запуска двигателя в РЭД 2:
- через равные промежутки времени, заданные заранее (например, для электронных регуляторов РЭД-90 разработки и производства ОАО «СТАР», г.Пермь, входящих в САУ двигателей ПС-90А разработки ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, этот промежуток составляет 0,02 секунды) вычисляет величины изменения температуры газов и частоты вращения ротора двигателя за заданный промежуток времени;
- величины изменения фильтрует с помощью апериодического звена первого порядка с постоянной времени в десять раз больше, чем заданный промежуток времени (для двигателей ПС-90А эта постоянная составляет 0,5 секунды);
- вычисляет отношение отфильтрованной величины изменения температуры газов к отфильтрованной величине изменения частоты вращения ротора двигателя;
- сравнивает отношение с наперед заданной величиной (для двигателей ПС-90А эта величина составляет 0,48 К х секунду);
- если отношение превышает наперед заданную величину в течение наперед заданного времени (для двигателей ПС-90А это время составляет 0,5 секунды), формирует сигнал на табло 5 «Опасный режим работы двигателя» и на время 0,3…0,5 секунды прекращают подачу топлива в КС двигателя, включив КО 4. Обычно этого хватает, чтобы опасный для газогенератора рост температуры газов, вызванный срывными явлениями в компрессоре, прекратился, и двигатель начал работать нормально.
Дополнительно на всех режимах работы ГТД от минимального до максимального с помощью БД 1 в РЭД 2 измеряют давление воздуха за компрессором, вычисляют относительное изменение и относительную скорость изменения давления воздуха за компрессором, сравнивают относительное изменение давления с первой наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, а относительную скорость - со второй наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, если относительное изменение давления больше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - больше второй наперед заданной величины, формируют сигнал «Помпаж», выдаваемый на табло 5.
Например, для двигателя ПС-90А2 разработки ОАО «Авиадвигатель» электронный регулятор САУ РЭД-90А2М на режимах работы двигателя выше 5000 об/мин, должен формировать сигнал «Помпаж» при одновременном наличии условий:
1) относительном падении давления за компрессором на величину, большую ,
2
где  - размах пульсационной составляющей давления воздуха (кгс/см);
2
- максимальное давление за каждый цикл колебания (кгс/см).
2) относительной скорости изменения давления
где Δτ - цикл расчета РЭД-90А2М, равный 0,05 с.
Одновременно по команде РЭД 2 с помощью КО 4 прекращают подачу топлива в КС ГТД на наперед заданное время, определяемое для каждого ГТД экспериментально в процессе приемо-сдаточных испытаний (для двигателя ПС-90А2 это время составляет 0,3 с), открывают клапаны перепуска воздуха из-за промежуточных ступеней компрессора ГТД (у двигателя ПС-90А2 - заслонки перепуска воздуха из-за подпорных ступеней компрессора ЗПВ ПС) и из-за компрессора ГТД (у ПС-90А2 - КПВ КВД) и включают агрегат зажигания на наперед заданное время (для ПС-90А2 это время составляет 30 с).
Обычно этого хватает, чтобы вывести двигатель из помпажа.
Если после этого относительное изменение давления стало меньше первой наперед заданной величины (для ПС-90А2 величина равна 0,4), а относительная скорость - меньше второй наперед заданной величиной (для ПС-90А2 величина равна 7), снимают сигнал «Помпаж», выдававшийся РЭД 2 на табло 5, снимают сигнал РЭД 2 на КО 4 и по командам РЭД 2 с помощью ДТ 3 осуществляют управление ГТД в соответствии со штатными программами управления, хранящимися в ПЗУ РЭД 2.
Т.о. за счет повышения качества работы САУ обеспечивается защита двигателя от помпажа, что повышает надежность работы двигателя и безопасность самолета.