Спосіб захисту газотурбінного двигуна

Технічне рішення, що заявляється, відноситься до керування газотурбінними двигунами, особливо авіаційними. Зокрема, воно стосується способів захисту двигуна при аварійному роз'єднанні трансмісії його силової (вільної) турбіни шляхом керування паливоподаванням двигуна. Більш конкретно, рішення, що заявляється відноситься до способів і логістичних систем поточного автоматичного відстеження ознак стану трансмісії, з використанням сигналу і, зокрема, вільної турбіни, шляхом забезпечення і виконання команд впливу на функцію паливоподавання з обмеженням її параметрів аж до повного припинення. Частота обертання роторних частин газотурбінних двигунів досягає від десятків до декількох сотень оборотів у секунду. Роз'єднання трансмісії того або іншого ротора приводить до непередбаченого катастрофічного відмовлення двигуна. На Фіг.1 схематично представлено роз'єднання трансмісії 6 ГТД 1. При цьому відбуваються; - раптове гальмування переднього (до місця роз'єднання трансмісії) фрагмента (Фіг.1 w1_П®0, частота обертання прагне до 0), - неконтрольоване прискорення заднього (за місцем роз'єднання трансмісії) фрагмента (Фіг.1 w1_3, коли частота обертання прагне до частоти самогальмування, а в ГТД 1 продовжує надходити паливо). Останнє викликає неприпустимий ризик, коли відцентрові сили досягають величин, що приводять до руйнування заднього фрагмента, удару його частин об корпус статора та його руйнування з можливим викидом компонентів і наступним руйнуванням інших частин двигуна і, далі, фюзеляжу. Увесь цей процес відбувається в десяті частки секунди, тобто значно швидше реакції екіпажа повітряного судна, тому в міжнародних Авіаційних правилах АПЗЗ(п.33.19(3) і JAR-T850 обговорена обов'язкова наявність автоматичної системи захисту двигуна. Захист від раптового руйнування роторів таких двигунів, особливо авіаційних, і тим більше в польоті, надзвичайно актуальна. Так з опису до патенту Франції №2 818 691 [кл. МПК F02C 9/28, заявник SNECMA, № з. 0016899 від 22.12.2000] відомо технічне рішення захисту газотурбінного двигуна при закиді частоти обертання вала. Воно містить електроперетворювач з електронною ланкою виявлення перевищення припустимої частоти обертання, зокрема, вала турбіни високого тиску. Захист здійснюється подачею гідравлічного сигналу електроперетворювача на клапан регулювання подавання палива в системі важеля керування двигуном. У свою чергу цей сигнал формується даними електронної ланки, що відслідковує частоту обертання. Принцип відомого рішення в значній мірі заснований на взаємодії гідравлічних агрегатів. У відомому технічному рішенні, у критичний момент перевищення припустимої частоти обертання вала при спрацьовуванні гідравліки може негативно проявитися її не достатня швидкість . З опису до патенту США №6 176 074 [кл. МПК F02C 7/00, кл. НКВ США 60/39.03. заявлений фірмою P&W 05.01.1998] відомий спосіб керування газотурбінним двигуном з компресором і турбіною на загальному валу при зрізі і роз'єднанні останнього. Відомий спосіб передбачає припинення подавання палива, як реакцію на сигнал частоти обертання від одного і більш датчиків частоти обертання, зокрема, і співвідношення збільшення такої. При цьому відомий спосіб передбачає розміщення датчиків поблизу від першої ступені компресора і далі по потоку за компресором. У такий образом відомий спосіб заснований на контролі зміни швидкості гальмування переднього фрагмента трансмісії при її роз'єднанні. Отже, відсутні прямій вимір і сигнал частоти обертання заднього фрагмента трансмісії, що знижує вірогідність отриманих даних. Крім того, при роз'єднанні трансмісії дуже велика ступінь ймовірності руйнування датчиків, встановлених у газодинамічному тракті. З опису до патенту США №6 293 085 [кл. МПК F02C 9/28, кл. НКВ США 60/39.03, заявлений фірмою P&W 29.11.2000], як розвиток системи FADEC, відомі метод і апаратура логістичного контролю раптового роз'єднання вала на робочих режимах, наприклад у газотурбінному двигуні з внутрішнім валом ротора низького тиску і зовнішнім валом ротора високого тиску. Пристрій в електронному блоці використовує на кожному з валів два набори двох видів датчиків. Один набір - датчики частоти обертання вала на вході в компресор низького тиску і датчики тиску на вході в камеру згоряння. Ці датчики сполучені з першим каналом системи FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Інший набір - датчики абсолютного тиску на виході з камери згоряння і датчики частоти обертання. Вони сполучені з другим, резервним, каналом системи FADEC. Найбільш відомий спосіб пропонує установку на різних кінцях трансмісії силової тубіни датчиків частоти обертання й індукторів для виявлення різниці в показаннях цих датчиків у випадку роз'єднання зазначеної трансмісії (так називаний різницевий захист). Мається на увазі, що при руйнуванні вала і неконтрольованому збільшенні частоти обертання турбіни логістична схема забезпечує оперативну команду негайного відсікання подавання палива в камеру згоряння. Двигун гальмується, чим передбачається запобігання можливих катастрофічних наслідків. Технічне рішення за патентом США №6 293 085 має потребу в удосконаленні, оскільки воно не дозволяє прямо контролювати розкручування турбіни, яка від'єдналася. Дослідні іспити показали, що при гальмуванні компресора і розкручування турбіни їхні швидкості значно розрізняються. У залежності від місця роз'єднання (розриву) вала, індуктор практично миттєво, тобто до формування сигналу, може вдарити корпус датчика частоти обертання. У цих випадках інформація стану просто не може з'явитися, а це свідчить про визначену ненадійність відомого рішення. Досвід також показав, що прийом дублювання для підтвердження вірогідності сигналу датчиків (див. Фіг. 3, поз.76 і 86 опису до патенту) може дати різні результати не тільки по амплітуді, але і за знаком, що приведе до неоднозначної реакції системи. Однак саме це відоме технічне рішення обране як прототип, що заявляється завдяки близькості розв'язуваної задачі, спільності окремих суттєвих ознак і можливості його удосконалення. Статор газотурбінного двигуна завжди є «приймачем» усіх коливальних процесів, що відбуваються в двигуні. Основні складові цих процесів, як реакція, відбиваються (у тім або іншому ступені) у сигналах усіх магнітоіндукційних датчиків частоти обертання, тому що вони мають властивість чуттєвих елементів відносних переміщень у системі «ротор - статор». Тобто, сигнали вищезгаданих датчиків у загальному виді можна представити у виді: X1( t ) = D1Z1w1( t ) + D 2w1( t ) + D3 w2( t ) + å Dg wg( t ), (Фіг. 1, 2) g (Фіг. 1, 2) X 2( t ) = H1Z 2w2( t ) + H2w2( t ) + H3 w1( t ) + å Hg wg( t ) , g де Dx, Hx - коефіцієнти залежні від типу датчика, місця установки, режиму роботи двигуна, термінів і умов експлуатації і т.ін., Z1, Z2 - кількість зубів шестірень-індукторів, w 1(t), w 2(t) - миттєві частоти обертання роторів турбокомпресора і вільної турбіни, w g(t) - миттєві частоти обертання приводних ланок. Це і було враховано авторами дійсного технічного рішення, щоб запобігти серйозні руйнування або хоча б обмежити їхню локалізацію на корпусі двигуна. В основу корисної моделі задача поставлена створити такий спосіб захисту газотурбінного двигуна і систему його здійснення, що дозволили б досягти визначеного сукупного технічного результату, що включає декілька, логічно взаємозалежних причинно-наслідковим зв'язком, прогресивних технічних результатів, а саме, забезпечення: - на робочих режимах газотурбінного двигуна надійності і швидкості виявлення за часом і місцем роз'єднання вала трансмісії, - оперативної подачі сигналу переміщення ротора відносно статора, з одночасною оперативною реакцією обмеження або повного припинення подавання палива при неординарних сигналах взаємних переміщень ротора і статора, при спрощенні системи за рахунок виключення додаткових індукторів і датчиків частоти обертання в області (вільної) силової турбіни за рахунок використання сигналів датчиків, які комплектуються стандартно. Обов'язковий мінімум таких датчиків, які комплектуються стандартно у системі контролю параметрів газотурбінних двигунів, даний у галузевому стандарті ОСТ 1 00788-2000, розділ 6, стор.6 і 7. В ОСТ 1 00788-2000 відзначені параметри, які підлягають обов'язковому контролю за допомогою датчиків, які комплектуються стандартно, технічного стану вузлів з постійною видачею сигналу, а саме: - частота w 1 обертання ротора вільної турбіни - датчик частоти обертання вільної турбіни (ДЧO1 - прийнята авторами умовна позначка), - частота w 2 обертання ротора турбокомпресора- датчик частоти обертання ротора турбокомпресора (ДЧO2 - прийнята авторами умовна позначка), - тиск Рвкм у каналі виміру крутного моменту - датчик тиску зі складу вимірника крутного моменту на вихідному валу (ДТвкм - прийнята авторами умовна позначка). Поставлена задача вирішується тим; що у відомому способі захисту газотурбінного двигуна шляхом керування паливоподаванням і в порядку для його здійснення зроблені визначені удосконалення. Так, у відомому способі захисту газотурбінного двигуна при роз'єднанні трансмісії його силової турбіни, у процесі роботи двигуна використовують сигнали тискуі частот обертання роторів, потім: - обробляють ці сигнали, - по результатам обробки визначають технічний стан контрольованої трансмісії і тим самим впливають на функцію керування подаванням палива в двигун. Удосконалення полягає в наступному: в управлінні подавання палива в двигун впритул до його повного припинення, здійснюють тим, що використовують інформацію про коливальні процеси двигуна за рахунок властивості магніто-індукційних датчиків частоти обертання додатково видавати цю інформацію по реакції статора, як приймача всіх згаданих процесів у двигуні, включаючи зазначену трансмісію. При цьому момент порушення цілісності трансмісії у часі діагностують зміною зазначеної реакції статора й одночасно забезпечують припинення подачі палива. - Спосіб здійснюється тим, що в управлінні подавання палива вводиться додаткова ланка - модуль алгоритмів захисту (МАЗ - прийняте авторами скорочення), яка, на основі властивостей штатних магніто-індукційних датчиків частоти обертання здатна сприймати коливальні процеси, які відбуваються в двигуні, визначати момент порушення цілісності трансмісії і, по ситуації, робити обмеження подавання палива аж до повного його припинення. Технічне рішення, що заявляється, ілюструється фігурами, де: - на Фіг.1. представлений схематично газотурбінний двигун, з умовно показаними переднім і заднім фрагментами трансмісії у випадку її роз'єднання. Для переднього фрагмента частота обертання буде прагнути до 0, тобто-гальмування: w1_П>0; Для заднього фрагмента (за місцем роз'єднання), тобто - неконтрольоване прискорення: w_0® w самогальмування; - на Фіг.2 показана принципова схема взаємодії елементів і систем силової установки літального апарата при використанні способу захисту, що заявляється; - на Фіг.3 показана укрупнена схема алгоритму роботи модуля автоматичного захисту (МАЗ -8, Фіг.2); Пропонований спосіб захисту газотурбінного двигуна, здійснення якого показано на конкретному прикладі двовалового газотурбінного двигуна з вільною (силовию) турбіною, здійснюється наступним образом. Газотурбінний двигун 1 (див. Фіг.1,2), містить статор 2, у якому встановлений ротор вільної турбіни разом з датчиком 3(ДЧО1), а також ротор турбокомпресора з датчиком 4(ДЧО2) і датчиком тиску 5 (ДТвкм) у системі 6 вимірника крутного моменту. Як указувалося раніше - це штатні датчики, які комплектуються стандартно, умовно об'єднані в групу 7 (див. Фіг.2 і допоміжну таблицю позначень див. табл.). Група 7 датчиків формує і видає відповідні сигнали, а саме - X1(t), він же П0-сигнал датчика частоти обертання вільної турбіни, X2(t), він же П1-сигнал датчика обертання турбокомпресора і сигнал Рвкм(t) датчика тиску вимірника крутного моменту, він же П2. Ці сигнали направляються в модуль 8 алгоритмів захисту (на схемі Фіг.2 - МАЗ), який додатково введений в електронну систему керування 9 (на схемі Фіг.2 - ЕСУ) двигуна. В електронній системі керування 9 (ЕСУ) частота обертання w1 ротора силової (вільної) турбіни порівнюється в програмному модулі 10 із граничним значенням (на схемі Фіг.2-П0 N2). У свою чергу програмний модуль 10 при визначених заданих значеннях w 1 граничних оборотів частоти обертання ротора силової турбіни видає команду на виконавчий механізм 12 (на схемі Фіг.2-ВМ) насоса-дозатора в підмодулі 11 для обмеження подавання палива з бака в двигун 1. У випадку перевищення критичного значення граничних оборотів w1 частоти обертання ротора силової турбіни електронна система керування 9 (ЕСУ) видає команду на клапан 13 припинення подавання робочого палива (на схемі Фіг.2-ППРП) насоса-дозатора в підмодулі 11 і, отже, на припинення подавання палива в двигун 1. Модуль 8(Фіг.2) алгоритмів захисту (МАЗ) приймає сигнали П0, П1 і П2 від групи 7 згаданих штатних датчиків (Фіг.2) і робить відповідну їхню дискретизацію. Надалі дискретізовані сигнали X1(t), X2(t), Рвкм(t) (Фіг.1, 2) надходять у підмодуль 14 попередньої обробки в тимчасовій області (ПОТО), де перетворяться у визначений вид амплітудно-частотної характеристики (АЧХ). X1( t ) = å Akyk (t) k X2( t ) = å Bkyk(t ) k Pввк ( t ) = , , å Ckyk (t) k , де Ak, Bk, Ck - коефіцієнти розбивки, k - кількість розбивок вихідних сигналів, yk(t) - базисні функції розбивки. З підмодуля 14 ПОТО дані надходять у підмодуль 15(див. Фіг.3), де формуються відносні коефіцієнти в підконтрольних діапазонах виду An = An ( t + 1) / An ( t ) , Bn = Bn ( t + 1) / Bn ( t ) , C n = Cn ( t + 1) / Cn ( t ) , де [n-m,...n-1,n,n+1,...n+j,...n+1]Îk, A n, B n, C n-відносні коефіцієнти розбивки в підконтрольних діапазонах. За відносними показниками виробляється оцінка змін у підконтрольній області АЧХ, що відповідає зоні робочих частот обертання підконтрольної трансмісії і зонам можливих частот обертання при руйнуванні зазначеної трансмісії. Дані оцінки змін у виді відносних коефіцієнтів і номерів діапазону амплітудно-частотних характеристик АЧХ попадають у схеми узагальнення і порівняння (СуіП) 16, 17 і 18. У підмодулі 16 схеми узагальнення і порівняння (СуіП) перевіряється стабільність змін. У випадку виявлення змін у зонах нижче і вище робочих частот, то в модулях 17 і 18 роблять порівняння номера поточної зони, де відзначені зміни у критичних зонах. У результаті визначається набір ознак, що надалі надходять у підмодуль 19 схеми ухвалення рішення (СУР) . Визначені сполучення ознак визначають як стан системи виміру, так і стан трансмісії ротора силової (вільної) турбіни. У випадку визначення значимого градієнта зміни частоти обертання ротора силової турбіни МА3 8 формує в СУР 19 (19.2) команду ПЗ (див. Фіг.2) на обмеження палива і віддає її по цифровій шині даних у ЕСУ 9 для подальшого виконання її виконавчим механізмом (ВМ) 12 насоса-дозатора 11. При виявленні роз'єднання трансмісії ротора силової (вільної) турбіни підмодуль схеми ухвалення рішення СУР 19 (19.1) видає команду П4 на ППРТ, тобто клапан припинення подавання палива 13 насоса-дозатора 11 на припинення подавання палива в двигун 1. При визначених обставинах може бути передбачена функція обмеження подавання палива ПЗ з більш плавним переходом на припинення подавання палива, як це показано на Фіг.3 у варіантах рішень підмодуля схеми ухвалення рішення згаданого СУР 19. Проведені експериментальні роботи показали, що інтервал збору даних і результат їхньої обробки можуть бути в межах 0,01...0,03 мілісекунди. Такий підхід дозволяє на практиці вирішувати багато задач контролю технічного стану і захисту газотурбінних двигунів, особливо авіаційних. Номери фігур Номери позицій Найменування частин системи 1, 2 1 Скорочення позначення частин Двигун 4 Група датчиків (штатних), що стандартно комплектуються: датчик частоти обертання вільної турбіни, датчик частоти обертання турбокомпресора, датчик тиску в системі вимірнику крутного моменту ДЧО1 ДЧО2 ДТвкм 2, 3 8 Модуль алгоритмів автоматичного захисту МАЗ 2 9 Електронна система керування ЕСУ 2 10 Програмний модуль граничних обертів силової (вільної) турбины 2 12 Виконавчий механізм насоса-дозатора 2 7 3 1 ПО №2 BM 2 11 Насос- дозатор виконавчого механизму НД 2 13 Клапан припинення подавання палива ППРП 3 14 Підмодуль попередньої обробки у тимчасовій області ПОТО 3 3 16,17,18 Підмодуль схемы узагальнення й порівняння 19 СУіП Підмодуль схеми ухвалення рішення СУР 1 Частота ротора турбокомпресора w12 1 Частота ротора силової турбини w1 1, 2 Сигнал датчика частоты обертання вільної турбини Х1(t) 1, 2 Сигнал датчика частоты обертання турбокомпресора X2 (t) 1, 2 Сигнал датчика тиску у вимірювачу крутного моменту Pвкм (t) 2 Команда на обмеження палива ПЗ 2 Команда припинення подавання пализа П4