СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD OF GAS TURBINE ENGINE PROTECTION

Заявляемое техническое решение относится к управлению газотурбинными двигателями, особенно авиационными. В частности, оно касается способов защиты двигателя при аварийном рассоединении трансмиссии его силовой (свободной) турбины путем управления топливоподачей двигателя.
Более конкретно, заявляемое решение относится к способам и логическим системам текущего автоматического отслеживания признаков состояния трансмиссии с использованием сигнала и, в частности, свободной турбины путем обеспечения и выполнения команд воздействия на функцию топливоподачи с ограничением ее параметров вплоть до полного прекращения.
Частота вращения роторных частей газотурбинных двигателей достигает от десятков до нескольких сотен оборотов в секунду. Рассоединение трансмиссии того или иного ротора приводит к непредсказуемому катастрофическому отказу двигателя. На Фиг.1 схематично представлено рассоединение трансмиссии 6 ГТД 1.
При этом происходят:
- внезапное торможение переднего (до места рассоединения трансмиссии) фрагмента (Фиг.1 ω1_П→0, частота вращения стремится к 0),
- неконтролируемое ускорение или неуправляемая раскрутка заднего (за местом рассоединения трансмиссии) фрагмента (Фиг.1 ω1_3), когда частота вращения стремится к частоте самоторможения, если в ГТД 1 продолжает поступать топливо).
Последнее вызывает недопустимый риск, когда центробежные силы достигают величин, приводящих к разрушению заднего фрагмента от удара его частей о корпус статора, и его разрушение с возможным выбросом компонентов и последующим разрушением остальных частей двигателя и далее фюзеляжа.
Весь этот процесс происходит в десятые доли секунды, т.е. значительно быстрее реакции экипажа воздушного судна, поэтому в международных Авиационных правилах АП33 (п.33.19(C) и JAR-T850 оговорено обязательное наличие автоматической системы защиты двигателя.
Защита от внезапного разрушения роторов таких двигателей при рассоединении трансмиссии, особенно авиационных, чрезвычайно актуальна.
Так, из описания к патенту Франции №2818691 (кл. МПК F02C 9/28, заявитель SNECMA, №з. 0016899 от 22.12.2000) известно техническое решение защиты газотурбинного двигателя при забросе частоты вращения вала.
Оно содержит электропреобразователь с электронным звеном выявления превышения допустимой частоты вращения, в частности, вала турбины высокого давления.
Защита осуществляется подачей гидравлического сигнала электропреобразователя на клапан регулирования подачи топлива в системе рычага управления двигателем. В свою очередь, этот сигнал формируется данными электронного звена, которое отслеживает частоту вращения.
Принцип известного решения в значительной степени основан на взаимодействии гидравлических агрегатов. В этом техническом решении в критический момент превышения допустимой частоты вращения вала при срабатывании гидравлики может отрицательно проявиться ее недостаточно быстрое действие.
Из описания к патенту США №6176074 (кл. МПК F02C 7/00, кл. НКИ США 60/39.03, заявлен фирмой P&W 05.01.1998) известен способ управления газотурбинным двигателем с компрессором и турбиной на общем валу при срезе и рассоединении последнего. Известный способ предусматривает прекращение подачи топлива как реакцию на сигнал частоты вращения от одного и более датчиков частоты вращения, в частности, и соотношения приращения таковой.
При этом известный способ предусматривает размещение датчиков вблизи первой ступени компрессора и далее по потоку за компрессором.
Таким образом известный способ основан на контроле изменения скорости торможения переднего фрагмента трансмиссии при ее рассоединении.
Следовательно, отсутствуют прямой замер и сигнал частоты вращения заднего фрагмента трансмиссии, что снижает достоверность полученных данных.
Кроме того, при рассоединении трансмиссии очень велика степень вероятности разушения датчиков, установленных в газодинамическом тракте.
Из описания к патенту США №6293085 (кл. МПК F02C 9/28, кл. НКИ США 60/39.03, заявлен фирмой P&W 29.11.2000), как развитие системы FADEC, известны метод и аппаратура логистического контроля внезапного рассоединения вала на рабочих режимах, например в газотурбинном двигателе с внутренним валом ротора низкого давления и внешним валом ротора высокого давления.
Устройство в электронном блоке использует на каждом из валов два набора двух видов датчиков.
Один набор - датчики частоты вращения вала на входе в компрессор низкого давления и датчики давления на входе в камеру сгорания. Эти датчики сообщены с первым каналом системы FADEC (Full Authority Digital Engine Control).
Другой набор - датчики абсолютного давления на выходе из камеры сгорания и датчики частоты вращения.
Они сообщены со вторым, резервным, каналом системы FADEC.
Наиболее известный способ предлагает установку на разных концах трансмиссии силовой тубины датчиков частоты вращения и индукторов для обнаружения разницы в показаниях этих датчиков в случае рассоединения указанной трансмиссии (так называемая разностная защита).
Подразумевается, что при разрушении вала и неконтролируемом увеличении частоты вращения турбины логистическая схема обеспечивает оперативную команду немедленного отсечения подачи топлива в камеру сгорания.
Двигатель тормозится, чем предполагается предотвращение возможных катастрофических последствий.
Техническое решение по патенту США №6293085 нуждается в усовершенствовании, поскольку оно не позволяет напрямую контролировать раскрутку отсоединившейся турбины. Опытные испытания показали, что при торможении компрессора и раскрутке турбины их скорости значительно отличаются. В зависимости от места рассоединения (разрыва) вала индуктор может практически мгновенно, т.е. до формирования сигнала, ударить корпус датчика частоты вращения.
В этих случаях информация состояния просто не может появиться, а это свидетельствует об определенной ненадежности известного решения.
Опыт также показал, что прием дублирования для подтверждения достоверности сигнала датчиков (см. Фиг.3, поз.76 и 86 описания к патенту) может дать разные результаты не только по амплитуде, но и по знаку, что приведет к неоднозначной реакции системы.
Однако именно это известное техническое решение выбрано в качестве прототипа заявляемого благодаря близости решаемой задачи, общности отдельных существенных признаков и возможности его усовершенствования.
Статор газотурбинного двигателя всегда является «приемником» всех колебательных процессов, происходящих в двигателе. Основные составляющие этих процессов, как реакция, отражаются (в той или иной степени) в сигналах всех магнитно-индукционных датчиков частоты вращения, так как они обладают свойством чувствительных элементов относительных перемещений в системе «ротор-статор». То есть, сигналы вышеназванных датчиков в общем виде можно представить в виде
Dx, Hx - коэффициенты, зависящие от типа датчика, места установки, режима
работы двигателя, сроков и условий эксплуатации и т.д.,
Z1, Z2 - количество зубьев шестерен-индукторов,
ω1(t), ω2(t) - мгновенные частоты вращения роторов турбокомпрессора и свободной турбины,
ωg(t) - мгновенные частоты вращения приводных звеньев.
Это и было учтено авторами настоящего технического решения, чтобы предотвратить серьезные разрушения или хотя бы ограничить их локализацию на корпусе двигателя.
Перед авторами стояла задача создать такой способ защиты газотурбинного двигателя и систему его осуществления, которые позволили бы достичь определенного совокупного технического результата, включающего несколько логически взаимосвязанных причинно-следственной связью прогрессивных технических результатов, а именно обеспечение:
- на рабочих режимах газотурбинного двигателя надежности и быстроты обнаружения по времени и месту рассоединения вала трансмиссиии,
- оперативной подачи сигнала перемещения ротора относительно статора с одновременной оперативной реакцией ограничения или полного прекращения подачи топлива при неординарных сигналах взаимных перемещений ротора и статора,
- при упрощении системы за счет исключения дополнительных индукторов и датчиков частоты вращения в области (свободной) силовой турбины за счет использования сигналов стандартно комплектуемых датчиков.
Обязательный минимум таких стандартно комплектуемых датчиков в системе контроля параметров газотурбинных двигателей дан в отраслевом стандарте ОСТ 1 00788-2000, раздел 6, стр.6 и 7.
В ОСТ 1 00788-2000 отмечены подлежащие обязательному контролю посредством стандартно комплектуемых датчиков параметры технического состояния узлов с постоянной выдачей сигнала, а именно:
- частота ω1 вращения ротора свободной турбины - датчик частоты вращения свободной турбины (ДЧВ1 - принятое авторами условное обозначение),
- частота ω2 вращения ротора турбокомпрессора - датчик частоты вращения ротора турбокомпрессора (ДЧВ2 - принятое авторами условное обозначение),
- давление Рикм в канале измерения крутящего момента - датчик давления из состава измерителя крутящего момента на выходном валу (ДДикм - принятое авторами условное обозначение).
Поставленная задача решается тем, что в известном способе защиты газотурбинного двигателя путем управления топливоподачей и системе для его осуществления произведены определенные усовершенствования.
Так, в известном способе защиты газотурбинного двигателя при рассоединении трансмиссии его силовой турбины в процессе работы двигателя используют сигналы давления и частот вращения роторов, затем:
- обрабатывают эти сигналы,
- по результатам обработки определяют техническое состояние контролируемой трансмиссии и тем самым воздействуют на функцию управления подачей топлива в двигатель,
усовершенствование состоит в следующем:
управление подачей топлива в двигатель вплоть до ее полного прекращения осуществляют тем, что используют информацию о колебательных процессах двигателя за счет свойств магнитно-индукционных датчиков частоты вращения дополнительно выдавать таковую по реакции статора как приемника всех упомянутых процессов в двигателе, включая указанную трансмиссию.
При этом момент нарушения целостности трансмиссии диагностируют во времени изменением указанной реакции статора и одновременно обеспечивают уменьшение вплоть до прекращения подачи топлива.
Способ осуществляется тем, что в управление подачей топлива подключается дополнительное звено - модуль алгоритмов защиты (МА3 - принятое авторами сокращение), которое на основе свойств штатных магнитно-индукционных датчиков частоты вращения способно воспринимать колебательные процессы, происходящие в двигателе, и определять момент нарушения целостности трансмиссии, и, по ситуации, производить ограничение подачи топлива вплоть до полного его прекращения
Заявляемое техническое решение иллюстрируется чертежами, где:
- на Фиг.1 представлен схематично газотурбинный двигатель с условно показанными передним и задним фрагментами его трансмиссии в случае рассоединения последней.
Для переднего фрагмента частота вращения стремится к 0, т.е. торможение ω1_П→0;
самоторможения
Для заднего фрагмента (за местом рассоединения), т.е. неконтролируемое ускорение ω1_3→ω;
- на Фиг.2 показана принципиальная схема взаимодействия элементов и систем силовой установки летательного аппарата при использовании заявляемого способа защиты;
- на Фиг.3 показана укрупненная схема алгоритма работы модуля автоматической защиты (МАЗ-8, Фиг.2);
- на Фиг.4 дана вспомогательная таблица отдельных обозначений, показанных в предыдущих чертежей.
Предлагаемый способ защиты газотурбинного двигателя, осуществление которого показано на конкретном примере двухвального газотурбинного двигателя со свободной (силовой) турбиной, производится следующим образом.
Газотурбинный двигатель 1 (см. Фиг.1, 2) содержит статор 2, в котором установлен ротор свободной турбины совместно с датчиком 3 (ДЧВ1), а также ротор турбокомпрессора с датчиком 4(ДЧВ2) и датчиком давления 5 (ДДикм) в системе 6 измерителя крутящего момента. Как указывалось ранее, - это стандартно комплектуемые штатные датчики, условно объединенные в группу 7 (см. Фиг.2) и вспомогательную таблицу обозначений (Фиг.4).
Группа 7 датчиков формирует и выдает соответствующие сигналы, а именно X1(t), он же ПО-сигнал датчика частоты вращения свободной турбины, X2(t), он же П1-сигнал датчика вращения турбокомпрессора, и сигнал Pикм(t) датчика давления измерителя крутящего момента, он же П2. Эти сигналы направляются в модуль 8 алгоритмов защиты (на схеме Фиг.2 - МАЗ), который дополнительно введен в электронную систему управления 9 (на схеме Фиг.2 - ЭСУ) двигателя.
В электронной системе управления 9 (ЭСУ) частота вращения ω1 ротора силовой (свободной) турбины сравнивается в программном модуле 10 с предельным значением (на схеме Фиг.2 - ПО N2).
В свою очередь, программный модуль 10 при определенных заданных значениях ω1 предельных оборотов частоты вращения ротора силовой турбины выдает команду на исполнительный механизм 12 (на схеме Фиг.2 - ИМ) насоса-дозатора в подмодуле 11 для ограничения подачи топлива из бака в двигатель 1. В случае превышения критического значения предельных оборотов ω1 частоты вращения ротора силовой турбины электронная система управления 9 (ЭСУ) выдает команду на клапан 13 прекращения подачи рабочего топлива (на схеме Фиг.2 - ППРТ) насоса-дозатора в подмодуле 11 и, следовательно, на прекращение подачи топлива в двигатель 1.
Модуль 8 (Фиг.2) алгоритмов защиты (МАЗ) принимает сигналы ПО, П1 и П2 от группы 7 упомянутых штатных датчиков (Фиг.2) и производит соответствующую их дискретизацию. В дальнейшем дискретизованные сигналы X1(t), X2(t), Рикм(t) (Фиг.1, 2) поступают в подмодуль 14 предварительной обработки во временной области (ПОВО), где преобразуются в определенный вид амплитудно-частотной характеристики (АЧХ):
Ak, Bk, Ck - коэффициенты разбиения,
k - количество разбиений исходных сигналов,
ψk(t) - базисные функции разбиения.
Из подмодуля 14 ПОВО данные поступают в подмодуль 15 (см. Фиг.3), где формируются относительные коэффициенты в подконтрольных диапазонах вида
[n-m,…n-1,n,n+1,…n+j,…n+l]∈к,
- относительные коэффициенты разбиения в подконтрольных диапазонах.
По относительным показателям производится оценка изменений в подконтрольной области АЧХ, соответствующей зоне рабочих частот вращения подконтрольной трансмиссии и зонам возможных частот вращения при разрушении указанной трансмиссии. Данные оценки изменений в виде относительных коэффициентов и номеров диапазона амплитудно-частотных характеристик АЧХ попадают в схемы обобщения и сравнения (СОиС) 16, 17 и 18.
В подмодуле 16 схемы обобщения и сравнения (СОиС) проверяется стабильность изменений. В случае обнаружения изменений в зонах ниже и выше рабочих частот, в модулях 17 и 18 производят сравнение номера текущей зоны, где отмечены изменения в критических зонах
В результате определяется набор признаков, которые в дальнейшем поступают в подмодуль 19 схемы принятия решения (СПР).
Определенные сочетания признаков определяют как состояние системы измерения, так и состояние трансмиссии ротора силовой (свободной) турбины.
В случае определения значимого градиента изменения частоты вращения ротора силовой турбины МАЗ 8 формирует в СПР 19 (19.2) команду ПЗ (см. Фиг.2) на ограничение топлива и передает ее по цифровой шине данных в ЭСУ 9 для дальнейшего исполнения ее исполнительным механизмом (ИМ) 12 насоса-дозатора 11. При обнаружении рассоединения трансмиссии ротора силовой (свободной) турбины подмодуль схемы принятия решения СПР 19 (19.1) выдает команду П4 на клапан прекращения подачи топлива (ППРТ) 13 насоса-дозатора 11 на прекращение подачи топлива в двигатель 1. При определенных обстоятельствах может быть предусмотрена функция ограничения подачи топлива ПЗ с более плавным переходом на прекращение подачи топлива, как это показано на Фиг.3 в вариантах решений подмодуля схемы принятия решения упомянутого СПР 19.
Проведенные экспериментальные работы показали, что интервал сбора данных и результат их обработки могут быть в пределах 0,01…0,03 миллисекунды. Такой подход позволяет на практике решать многие задачи контроля технического состояния и защиты газотурбинных двигателей, особенно авиационных.