Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ОТ ПЕРЕГРЕВА

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, в частности к способам защиты турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) от перегрева.

Широко известны способы автоматического управления газотурбинным двигателем, которые предусматривают измерение температуры газов за турбиной Т_т с помощью термопар, расположенных по периметру сечения за турбиной ГТД, сравнение температуры газов Тт с предельно допустимым (уставочным) значением температуры Т_т ^УСТ, выше которой эксплуатация ГТД недопустима. Согласно известному способу при Т_т>Т_т ^УСТ расход топлива G_т в камеру сгорания ГТД уменьшают, в результате чего происходит снижение Т_т до предельно допустимого значения, тем самым обеспечивается дальнейшая эксплуатация двигателя и самолета.

Для повышения точности регулирования Т_т в динамике дополнительно вычисляют первую производную сигнала с термопар или применяют корректирующие устройства [Синяков А.Н., Шаймарданов Ф.А. Системы автоматического регулирования ЛА и их силовыми установками. - М.: Машиностроение, 1991, стр.41-46].

Основными недостатками данного способа являются невозможность точного математического описания работы термопары и проблема корректного определения коэффициентов аналитических зависимостей во всех ожидаемых условиях эксплуатации самолета, что для многорежимных летательных аппаратов представляет особо сложную задачу.

В другом известном способе защиты турбины ГТД от перегрева предусмотрено дополнительное измерение термо- и газодинамических параметров двигателя и осуществление вычисления Т_т с учетом этих дополнительных измерений [Патент США №5622042, F02C 9/28, 1995]. Для компенсации инерционности термопары и повышения динамической точности определения Т_т осуществляют замеры давления воздуха за компрессором Р_КВД и вычисление ее первой производной.

Основным недостатком известного способа является то, что при отказах и неисправностях канала измерения Р_КВД или на нерасчетных режимах работы двигателя (помпаж, срыв на запуске, неисправность механизации компрессора) происходит нарушение газодинамической связи между Т_т и Р_КВД. В этом случае пользоваться вычислениями для определения Т_т технически нецелесообразно.

В других известных способах [Патент США №5142860, F02C 9/28, 1990] ограничение температуры газов предусматривает применение логических устройств, вычисляющих и формирующих температурную границу для каждого рабочего режима ГТД, в том числе в зависимости от положения органа, определяющего требуемое значения тяги и температуры окружающей среды Т_ВХ. При этом величину расхода топлива регулируют (уменьшают) таким образом, чтобы реальная температура газов Т_т не превышала расчетную предельно допустимую Т_т ^пред.

Основным недостатком рассмотренных выше способов является невозможность их использования на запуске ГТД. Так, в случае превышения Т_т над Т_т ^пред дозатор топлива прекращает увеличение расхода топлива G_т в камеру сгорания, однако его быстродействие является недостаточным для надежного уменьшения Т_т. Это приводит не только к незапуску двигателя, но и к перегреву горячей части ГТД на запуске.

В качестве прототипа выбран способ защиты ГТД от перегрева, который предусматривает измерение температуры выходящих газов Т_т с помощью блока термопар закрытого типа (батареи из 8 параллельно соединенных хромель-алюмелевых термопар типа Т-93), формирование предельного значения Т_т ^пред на запуске и основных режимах работы ГТД и сравнение Т_т с Т_т ^пред в пороговом устройстве (компараторе) [Техническая эксплуатация авиационного оборудования, под ред. д.т.н. профессора В.Г.Воробьева, Москва, «Транспорт», 1990, с.255-256].

В случае если на основных режимах двигателя (от малого газа до взлетного режима) Т_т>Т_т ^пред, то электронная система, реализующая данный способ, формирует воздействие на дозатор подачи топлива, который уменьшает подачу топлива G_т в камеру сгорания таким образом, чтобы Т_т не превышало T_т ^пред.

В случае если на запуске двигателя Т_т>Т_т ^пред (на 15...25°С в течение ˜1 с), то электронная система подает команду на электромагнитный клапан останова (типа МКТ), который обеспечивает полную отсечку подачи топлива в камеру сгорания с последующим остановом двигателя.

Основными недостатками прототипа являются:

- Необходимость повторного запуска двигателя после срабатывания системы защиты от перегрева на запуске, что снижает в целом готовность двигателя и самолета к вылету;

- Применение электромагнитного клапана останова на запуске хотя и повышает быстродействие системы, однако проблема достоверного определения теплового состояния газов с помощью термопар закрытого типа на запуске остается нерешенной.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности за счет достоверной оценки теплового состояния выходящих газов за турбиной и исключения повторного запуска двигателя путем организации процесса возобновления подачи топлива в камеру сгорания после снижения температуры газов ниже предельно допустимой.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе защиты газотурбинного двигателя от перегрева на запуске, включающем дозированную подачу топлива в камеру сгорания по заданной программе с расходом G^прог, измерение температуры Т_т ¹ выходящих газов за турбиной на запуске с помощью термопар с закрытым спаем, формирование первого предельно допустимого значения температуры газов Т_т ^1пред, сравнение Т_т ¹ с Т_т ^1пред и прекращение подачи топлива в камеру сгорания двигателя при Т_т ¹>Т_т ^1пред, согласно изобретению на запуске дополнительно измеряют температуру выходящих газов за турбиной Т_т ² с помощью термопар с открытым спаем, формируют второе предельно допустимое значение температуры газов на запуске Т_т ^{2 пред}, сравнивают Т_т ² с Т_т ^2пред, при Т_т ²≥Т_т ^2пред прекращают подачу топлива в камеру сгорания, а при Т_т<Т_т ^2пред возобновляют подачу топлива в камеру сгорания с расходом G^{прог 1}, сниженным на 9-11% от G^прог, и включают агрегат зажигания в течение заданного периода времени для розжига топливовоздушной смеси, затем на завершающей стадии запуска подачу топлива со сниженным расходом G^{прог 1} отключают и продолжают дозированную подачу топлива по заданной программе с расходом G ^прог.

По п.2 формулы изобретения отключение подачи топлива со сниженным расходом С^{прог 1} и продолжение дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом С^прог осуществляют в момент выхода двигателя на режим малого газа.

По п.3 формулы изобретения отключение подачи топлива со сниженным расходом G^{прог 1} и продолжение дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом G^прог производят в момент отключения пускового устройства.

По п.4 формулы изобретения после возобновления подачи топлива со сниженным расходом G^{прог 1} последующее восстановление дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом G^прог осуществляют по линейной зависимости увеличения расхода топлива от G^{прог 1} до G^прог.

Кроме того, согласно п.5 восстановление дозированной подачи топлива от G^{прог 1} до С^прог по линейной зависимости осуществляют в течение 10 секунд.

Конструктивная особенность термопар с открытым спаем, используемых для измерения температуры выходящих газов за турбиной, является их малоинерционность из-за отсутствия у горячего спая термопар защитного кожуха, что позволяет повышать достоверность оценки теплового состояния газов на запуске.

На примере двигателя ПС-90А (степень двухконтурности m=4,5; тяга R=16000 кгс), укомплектованного блоком закрытых хромель-алюмелевых термопар (типа Т-99, 10 штук) и блоком открытых хромель-алюмелевых термопар (типа Т-116, 2 штуки) было выявлено, что

- на запуске занижение показаний Т_т блоком закрытых термопар по сравнению с показаниями блоком открытых термопар может достигать ˜150°С;

- на динамических режимах работы ГТД, включая приемистость «Малый газ → Взлетный режим», занижение показаний Т_т составляет ˜25...35°С.

Полученные данные свидетельствуют о существенном преимуществе применения открытых термопар на запуске.

В отличие от способа-прототипа заявляемый способ защиты исключает повторный запуск двигателя путем организации процесса возобновления подачи топлива в камеру сгорания после снижения температуры газов ниже предельно допустимой (T_т ²<Т_т ^2пред) за счет подачи топлива в камеру сгорания с расходом G^{прог 1}, сниженным на 9-11% от G^прог, включения агрегата зажигания в течение заданного периода времени для розжига топливовоздушной смеси, а на завершающей стадии запуска - отключения подачи топлива со сниженным расходом G^{прог 1} и продолжения дозированной подачи топлива по заданной программе с расходом G^прог.

На фиг.1 представлена структурная схема устройства, реализующая заявляемый способ. Динамика прекращения и восстановления подачи топлива в камеру сгорания проиллюстрирована на фиг.2 на примере заданной программы регулирования G^прог=f(t) по варианту восстановления дозированной подачи топлива по линейной зависимости согласно пунктам 4 и 5 формулы изобретения.

Устройство содержит блок 1 термопар с закрытым спаем, блок 2 задания Т_т ^1пред и Т_т ^2пред, блок 3 термопар с открытым спаем, компараторы 4 и 5, дозатор 6 подачи топлива в камеру сгорания, электромагнитный клапан 7 отсечки топлива, счетчик времени 8 и агрегат зажигания 9.

Блок 1 термопар с закрытым спаем обеспечивает измерение температуры выходящих газов за турбиной Т_т при работе ГТД в режимах от малого газа до взлетного.

Блок 2 задания Т_т ^1пред и Т_т ^2пред обеспечивает формирование предельного (уставочного) значения температуры газов Т_т на основных режимах и на запуске соответственно. Блок 2 имеет два выхода: на первом выходе формируется предельное значения температуры газов Т_т^1пред на основных режимах, а на втором выходе - предельное значения температуры газов Т_т ^{2 пред} на запуске.

В общем случае величина Т_т ^2пред на запуске может быть функцией температуры и давления окружающей среды и зависит от типа запуска (на земле или в воздухе).

Блок 3 термопар с открытым спаем (спай не экранирован защитным кожухом и размещен непосредственно в газовом потоке) обеспечивает измерение Т_т в процессе запуска ГТД (с начала запуска до выхода на режим малого газа). Выходной сигнал с блока 3 подается на первый вход компаратора 5.

Компаратор 4 имеет два входа и один выход. Выходные сигналы с блоков 1 и 2 подаются на входы компаратора 4. В компараторе 4 обеспечивается сравнение Т_т ¹ на основных режимах с соответствующим предельным значением T_т ^1пред. При T_т>T_т ^1пред на выходе компаратора 4 формируется первый управляющий сигнал I₁.

Компаратор 5 также имеет два входа и один выход. Выходные сигналы с блоков 3 и 2 подаются на входы компаратора 5. В компараторе 5 обеспечивается сравнение Т_т ² на запуске с соответствующим предельным значением Т_т ^2пред на запуске. При Т_т ²>Т_т ^2пред на выходе компаратора 5 формируется второй управляющий сигнал I₂.

Дозатор 6 подачи топлива обеспечивает регулирование подачи топлива G_т в камеру сгорания, имеет три входа и один выход. На первый вход поступает сигнал с топливной магистрали подвода топлива G_т из самолетных баков, второй и третий входы дозатора обеспечивают прием управляющих сигналов соответственно I₁ и I₂. Выход дозатора 6 обеспечивает подвод топлива в камеру сгорания по заданной программе с необходимой величиной расхода топлива G_т ^прог через электромагнитный клапан 7 отсечки топлива.

Электромагнитный клапан 7 отсечки топлива обеспечивает полное прекращение подачи топлива в камеру сгорания на время формирования сигнала I₂.

Счетчик времени 8 имеет один вход, соединенный с выходом компаратора 5, и один выход, соединенный с входом агрегата зажигания 9. Функционально счетчик 8 после поступления сигнала I₂ обеспечивает включение агрегата зажигания 9 на заданное время (на время наличия сигнала I₁, например, 10 секунд).

Агрегат зажигания 9 обеспечивает розжиг топливовоздушной смеси в камере сгорания после срабатывания клапана 7 отсечки и последующее бесперебойное искрообразование в процессе восстановления режима подачи топлива по заданной программе.

Способ осуществляется следующим образом.

С блока 1 выходной сигнал об измеренной температуре газов Т_т ¹ от закрытых термопар поступает на первый вход компаратора 4. Одновременно на второй вход компаратора 4 с блока 2 поступает первый выходной сигнал о заданной величине Т_т ^1пред. При превышении температуры Т_т ¹ на основных режимах ГТД величины Т_т ^1пред для основных режимов на выходе компаратора 4 формируется первый управляющий сигнал I₁. При наличии сигнала I₁ дозатор топлива 5 уменьшает количество подаваемого в камеру сгорания топлива таким образом, чтобы Т_т ¹ не превышало Т_т ^1пред.

Температура газов Т_т ² на запуске измеряется блоком 3 открытых (малоинерционных) термопар. Выходной сигнал с блока 3 поступает в компаратор 5. Одновременно на второй вход блока 5 поступает сигнал о величине Т_т ^2пред. При превышении Т_т ², измеренной малоинерционными термопарами, величины Т_т ^2пред на запуске на выходе компаратора 5 формируется сигнал I₂.

При наличии сигнала I₂ (Т_т ¹>Т_т ^1пред) электромагнитный клапан 7 отсечки топлива полностью прекращает подачу топлива в камеру сгорания.

После прекращения подачи топлива в камеру сгорания температура газов Т_т ² на запуске снижается, и при Т_т ²<Т_т ^2пред отсечка снимается, и топливо вновь поступает в камеру сгорания ГТД. При этом возобновление подачи топлива осуществляют с занижением на 9-11% от G_т ^прог. За счет включения агрегата зажигания 9 на заданный период времени обеспечивается розжиг топливовоздушной смеси в камере сгорания и далее, по мере поступления топлива от дозатора 6, происходит восстановление режима и продолжение запуска двигателя.

На завершающей стадии запуска заниженный расход топлива G^прог1 в камеру сгорания ГТД отключают, что обеспечивает последующий запуск в воздухе или другом аэропорту с заданной программой дозирования топлива G^прог.

При этом возможны различные варианты отключения расхода топлива G^{прог 1} (ранжированы по степени повышения сложности реализации и эффективности):

1 вариант - по окончании запуска, т.е. в момент выхода на режим малого газа;

2 вариант - в момент отключения пускового устройства (например, воздушного стартера или электростартера);

3 вариант - при подаче топлива после его отсечки путем плавного восстановления заданной программы увеличения расхода топлива (например, по линейной зависимости за 10 секунд).

Устройство, реализующее заявленный способ, было проверено стендовыми и летными испытаниями на самолете типа ТУ-204 с двухконтурными двухвальными двигателями ПС-90А. Было установлено, что устройство надежно и с заданным быстродействием исключило перегрев горячей части ГТД и обеспечило завершение запуска после срабатывания системы защиты от перегрева на запуске.