Способ автоматической защиты газотурбинного двигателя от помпажа
METHOD FOR AUTOMATIC PROTECTION OF A GAS TURBINE ENGINE AGAINST SURGE

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей для различных типов летательных аппаратов. Изобретение также может быть применено в САУ газотурбинных установок для электростанций, нагнетателей магистральных газопроводов, силовых газотурбинных установок морских и речных судов и т.д.
*
вд
нд
Известны способы защиты компрессора газотурбинного двигателя (ГТД) от помпажа, в которых контролируемыми параметрами могут служить следующие: давление воздуха за компрессором Рк, температура газов Тг, частоты вращения роторов высокого n и низкого давлений n, а также другие внутридвигательные параметры и их комплексы (Патент RU 2472974, МПК F04D 27/02, публ. 20.01.2013 г.; Патент RU 2351807, МПК F04D 27/02, публ. 10.04.2009 г.; Патент RU 2527850, МПК F04D 27/02, публ. 10.09.2014 г.; Патент RU 2374143, МПК В64D 31/00, публ. 27.11.2009 г.; Патент RU 2187711, МПК G01M 15/00, публ. 20.08.2002 г.; Патент RU 2098668, МПК F04D 27/02, публ. 10.12.1997 г.; Патент US № 5379583, F02C 9/20, публ. 10.01.1995 г.; Патент US 5375412, F02C 9/16, публ. 27.12.1994 г.).
В известных способах защиты ГТД от помпажа используется принцип измерения контролируемых параметров и/или их производных, последующего сравнения их фактических или относительных величин с соответствующими величинами предельно допустимых (пороговых) значений. При превышении фактическими или относительными величинами соответствующих допустимых формируется сигнал критической ситуации, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости потока – сигнал «помпаж». При наличии сигнала «помпаж» в автоматическом режиме выполняется кратковременное прекращение подачи топлива в камеру сгорания и/или открытие клапанов перепуска воздуха из компрессора, что, как правило, позволяет надежно восстановить газодинамическую устойчивость работы компрессора. После устранения неустойчивого режима работы сигнал «помпаж» снимается (не формируется), далее возобновляют подачу топлива в камеру сгорания двигателя и закрывают клапаны перепуска воздуха, что обеспечивает восстановление тяги двигателя до величины, предшествовавшей моменту помпажа.
Безусловно, прекращение подачи топлива в камеру сгорания надежно обеспечивает вывод компрессора ГТД из помпажа, однако у рассмотренных аналогов есть недостаток: для современных турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности характерен предельный уровень параметров рабочего цикла и минимально необходимые запасы газодинамической устойчивости (ГДУ), что при восстановлении режима таких двигателей броском расхода топлива от нуля до величины, предшествовавшей потере ГДУ (за время ~ 1…2 с), приводит к возможности возникновения повторного помпажа. Это, в свою очередь, влечет за собой повторное срабатывание противопомпажной системы и, как следствие, затруднения в восстановлении режима ГТД.
*
вд
Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности является способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора (Патент RU 2310100, МПК F04D 27/02, опубл. 10.11.2007), который предусматривает измерение давления воздуха за компрессором Рк, определение скорости изменения этого давления ΔРк/Δτ, сравнение скорости изменения давления с её пороговым значением и при её превышении формирование сигнала «помпаж», после чего формируется сигнал на выключение подачи топлива в камеру сгорания и включение перепуска воздуха в компрессоре, при этом после снятия сигнала «помпаж» формируется сигнал на включение  подачи топлива в камеру сгорания, а дозирование топлива в камеру сгорания ГТД производится по закону управления приемистостью/ = const, где – первая производная по времени параметра частоты вращения n.
К недостаткам прототипа следует отнести:
1. Низкую эффективность алгоритма восстановления тяги, приводящая в ряде случаев к повторным помпажам. Данный недостаток обусловлен тем, что:
вд
вд
1.1. При регулировании первой производной параметра n в динамике возможны повышенные погрешности регулирования (до 15 …40 % и более), особенно на начальном этапе восстановления тяги, когда в результате отсечки топлива в камеру сгорания частота вращения n еще продолжает снижаться за счет инерционности ротора турбокомпрессора, а примененная программа управления/= const в темпе приемистости восстанавливает режим путем подачи повышенных избытков топлива в камеру сгорания. В результате такой ситуации возможен повторный помпаж и системные трудности с восстановлением тяги;
1.2. Исходя из чертежа, поясняющего принцип работы прототипа, следует, что закрытие клапанов перепуска воздуха в компрессоре может произойти сразу после снятия сигнала «помпаж», т.е. фактически независимо от режима ГТД, например, в районе малого газа. Подобная ситуация также может привести к повторному помпажу.
*
*
2. Применение критерия ΔРк/Δτ для идентификации помпажа в ряде случаев может привести к значительному количеству ложных срабатываний системы. Так может произойти, например, в случае высокоскоростного, но незначительного снижения параметра давления Рк (нехарактерного для помпажа), в частности, при набросе нагрузки или открытии клапанов перепуска в компрессоре, а также в случаях кратковременных отказов электропроводки и/или сбоев при аналого-цифровой обработке сигнала давления (пропадание разряда цифрового кода параметра Рк).
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и невозможно обеспечить при использовании прототипа, является повышенный риск повторных помпажей.
Целью изобретения является повышение запасов газодинамической устойчивости ГТД при восстановлении его тяги после устранения помпажа за счет оптимизации избытков топлива в камере сгорания и своевременного включения клапанов перепуска воздуха.
*
*
вд
вд
ВДпр
Поставленная цель достигается тем, что в способе защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора, который предусматривает измерение параметра давления за компрессором Рк, измерение параметра частоты вращения ротора высокого давления n, измерение параметра давления на входе в двигатель , формирование сигнала «помпаж» с последующим выключением подачи топлива в камеру сгорания и включением перепуска воздуха в компрессоре, снятие сигнала «помпаж» после устранения помпажа, формирование сигнала на включение  подачи топлива в камеру сгорания, дозирование топлива в камеру сгорания ГТД по закону управления приемистостью /=  const, где  - первая производная по времени параметра n, дополнительно измеряют расход топлива Gт в камере сгорания, при этом осуществляют ограничение дозируемого расхода топлива в камере сгорания согласно зависимости Gт/Рк= f(), где =, n – приведенная частота вращения ротора высокого давления,   - температура воздуха на входе в ГТД; а закрытие клапанов перепуска компрессора осуществляют при достижении заданных значений параметров в процессе приёмистости.
На фиг. 1 представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ. Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков параметров ГТД, электронный регулятор 2, дозатор топлива 3, клапан останова 4 и клапаны перепуска воздуха 5, ГТД 6.
вд
нд
*
Блок 1 датчиков представляет собой совокупность датчиков и сигнализаторов, которые обеспечивают измерение параметров рабочего процесса ГТД 6 (частоты вращения роторов высокого n и низкого n давлений, давления воздуха за компрессором Рк, температуры газов за турбиной Тг и др.), измерение положения рычага управления двигателем, а также параметров условий полета (температура и давление воздуха на входе в ГТД , ), измерение управляющих воздействий (расход топлива Gт в камере сгорания, положение элементов механизации компрессора), положение иных элементов ГТД 6 и самолета.
Электронный регулятор 2 ГТД 6 представляет специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации, формирования управляющих воздействий и информационных сигналов (не показаны) согласно заданным программам управления для обеспечения необходимого уровня тяги и надежной работы ГТД 6.
В электронном регуляторе 2 сигнал «помпаж» формируется при одновременном наличии следующих условий:
+0.15
1) относительном падении давления воздуха за компрессором на величину, большую    = (0,4),
где  - размах пульсационной составляющей давления воздуха;
- максимальное давление за каждый цикл колебания.
2) относительной скорости изменения давления
,
где  - цикл расчета.
Данный метод определения помпажа известен и не является предметом изобретения.
Электронный регулятор 2 двигателя является основным устройством цифровой системы управления ГТД 6 типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Таким устройством, например, в составе турбореактивного двухконтурного двигателя ПС-90А для Ил-96-300 и Ту-214/-204 является электронный регулятор двигателя РЭД-90; или его международный аналог – цифровой блок ЕЕС (Electronic Engine Control) в составе авиационного двигателя CFM56-7B для   самолетов Boeing 737.
Дозатор 3 топлива предназначен для автоматического управления подачей топлива в камеру сгорания ГТД 6 по заданным программам. Обычно в статике и в динамике электронный регулятор 2, подавая электрическую команду в дозатор 3, обеспечивает перемещение дозирующего элемента дозатора 3 до тех пор, пока фактическое значение расхода топлива Gт, определяемое электронным регулятором 2, не сравняется с расчетным, которое необходимо в данный момент для поддержания требуемого уровня тяги ГТД 6.
Клапан 4 останова представляет собой типовой отсечной электромагнитный клапан, перекрывающий магистраль подачи топлива в камеру сгорания ГТД 6 по команде из электронного регулятора 2.
Клапаны 5 перепуска воздуха являются стандартными элементами механизации компрессора и предназначены для расширения диапазона устойчивой работы компрессора путем выпуска в наружный контур ГТД 6 или в атмосферу в случае одноконтурного ГТД части воздуха из промежуточных ступеней компрессора. Клапаны 5 перепуска воздуха имеют типовую конструкцию, а сам перепуск воздуха также может осуществляться с помощью заслонок или лент перепуска воздуха. Управление клапанами 5 автоматическое, как правило, в зависимости от приведенной частоты вращения ротора .
ГТД 6 – любой известный тип газотурбинного двигателя или установки. Однако специалистам в области двигателестроения ясно, что предпочтительно, чтобы ГТД был оснащен камерой сгорания с достаточными запасами устойчивой работы, способными обеспечить надежную и бесперебойную работу камеры сгорания при кратковременных прекращениях подачи топлива.
Устройство работает следующим образом: электронный регулятор 2 двигателя по сигналам датчиков из блока 1 по заданным программам управления формирует управляющее воздействие в дозатор топлива 3, который осуществляет требуемое изменение расхода топлива в камере сгорания ГТД 6. При штатной работе ГТД 6 клапан останова 4 выключен. В зависимости от текущего режима работы ГТД 6 клапаны 5 перепуска воздуха находятся в закрытом или открытом положении. Обычно в полете клапаны 5 перепуска воздуха в компрессоре закрыты; при рулежке самолета по взлетно-посадочной полосе и работе двигателей на малом газе клапаны перепуска 5 открыты. При динамичных перемещениях рычага управления двигателем происходит дозирование топлива в камеру сгорания по закону управления приемистостью /= const для поддержания заданного уровня тяги ГТД 6.
*
*
*
вд
При возникновении помпажа и на основе данных параметра Рк из блока 1 в электронном регуляторе 2 формируется сигнал «помпаж» по которому из электронного регулятора 2 выдается команда на включение клапана останова 4 и подача топлива в ГТД 6 прекращается, происходит снижение режима работы ГТД 6. Одновременно с включением клапана останова 4 открываются клапаны 5 перепуска воздуха в компрессоре. После устранения помпажа и выключении клапана останова 4 топливо броском начинает поступать в камеру сгорания; стандартной технологией здесь является включение агрегатов зажигания топлива для исключения погасания камеры сгорания. При этом, начиная с малого газа, дозирование топлива в камеру сгорания в ГТД 6 осуществляется по закону управления приемистостью /= const, где   - первая производная по времени параметра n. Данный астатический закон регулирования позволяет учитывать все факторы, влияющие на избыток мощности турбины, в т.ч. степень прогретости двигателя и разброс эксплуатационных условий, особенности технического состояния двигателя. Однако, в процессе восстановления режима из-за повышенной погрешности регулирования  возможны чрезмерные избытки расхода топлива Gт. Но они надежно устраняются ограничением дозируемого расхода топлива в камере сгорания согласно зависимости Gт/Рк= f(), где  - приведенная частота вращения ротора высокого давления, определяемая как =, - температура воздуха на входе в ГТД.  Вышеуказанный статический закон управления Gт/Рк= f() позволяет обеспечить необходимый коэффициент избытка воздуха в камере сгорания и учитывать границу устойчивой работы компрессора.
Закрытие клапанов 5 перепуска воздуха в компрессоре осуществляют при достижении заданных значений параметров в процессе приемистости, как правило, в зависимости от .
Таким образом с оптимальным быстродействием осуществляется плавное, без чрезмерных забросов топлива надежное восстановление тяги газотурбинного двигателя после срабатывания защиты от помпажа компрессора.