Способ контроля степени забивания пусковых форсунок газотурбинного двигателя

Изобретение относится к энергетике. Способ контроля степени забивания пусковых форсунок газотурбинного двигателя, содержащего камеру сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна питаемая топливом пусковая форсунка, при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и турбину, приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере. При этом способ содержит этапы, на которых во время фазы запуска газотурбинного двигателя измеряют (1100) температуру отработанных газов на выходе из турбины и на основании изменения по времени измеряемой температуры определяют (1200) степень забивания пусковых форсунок. Также представлены система контроля степени забивания, выполненная с возможностью осуществления способа контроля согласно изобретению, а также газотурбинный двигатель и летательный аппарат, содержащие такую систему. Изобретение позволяет обеспечить возможность обнаружения забивания пусковых форсунок с возможностью прогнозирования и упреждения момента, в который степень забивания пусковых форсунок достигнет уровня, при котором невозможно запустить двигатель. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области контроля степени забивания пусковых форсунок в газотурбинном двигателе и к газотурбинным двигателям, оснащенным системами, обеспечивающими такой контроль.

Уровень техники

Как известно, газотурбинный двигатель содержит турбину, которая приводится во вращение горячими газами, выходящими из камеры сгорания воздушно-топливной смеси.

Для этого в камере сгорания газотурбинного двигателя расположены различные топливные форсунки, среди которых можно указать пусковые форсунки, обеспечивающие инициацию горения посредством воспламенения воздушно-топливной смеси, и главные форсунки, которые поддерживают горение после его инициации и имеют расход, превышающий расход пусковых форсунок. Главные форсунки можно заменить форсуночным колесом, которое выполняет ту же функцию и распыляет топливо в камере сгорания за счет центробежного эффекта.

На фиг. 1а и 1b показан классический контур питания топливом форсунок газотурбинного двигателя.

Этот контур 100 содержит трубопровод 130 подачи топлива в трубопровод 110 питания пусковых форсунок 10 и трубопровод 120 питания главных форсунок или центробежного форсуночного колеса 20.

Трубопровод 120 питания форсуночного колеса содержит клапан 121 уровня, который открывается, когда расход топлива в контуре превышает заранее установленный порог. Таким образом, во время фазы запуска газотурбинного двигателя расход топлива в контуре является небольшим, и топливо поступает только в пусковые форсунки. Затем, после инициации горения расход топлива можно увеличить, чтобы главные форсунки или форсуночное колесо тоже получали питание (ситуация показана на фиг. 1а).

Кроме того, контур 100 включает в себя трубопровод 111 продувки пусковых форсунок в сторону атмосферы, соединенный с контуром 110 питания указанных форсунок. Эти трубопроводы могут быть изолированы от распределительного трубопровода при помощи электрически управляемого электроклапана 112.

В частности, клапан 112 может получать команду на открывание для обеспечения поступления топлива в форсунки или на закрывание для обеспечения продувки пусковых форсунок.

После инициации горения топливо поступает в форсунки обоих типов, пока на электроклапан 112 не поступит команда на отключение питания пусковых форсунок. При этом топливо распыляется в камере сгорания только форсуночным кольцом или главными форсунками, а пусковые форсунки вентилируются сжатым воздухом из камеры сгорания, чтобы избежать образования в этих форсунках кокса и их забивания.

Однако, как выяснилось, несмотря на продувки пусковых форсунок, в них все же образуется кокс, и пусковые форсунки постепенно забиваются.

В настоящее время ни одно техническое решение не позволяет устранить или замедлить это явление забивания. Пусковые форсунки постепенно забиваются, пока не достигнут степени забивания, при которой становится трудно и даже невозможно запустить газотурбинный двигатель.

В случае появления проблем с запуском операторы осуществляют операции поиска неисправностей, описанные в инструкции по обслуживанию газотурбинного двигателя. Как правило, эти поиски являются длительными и малоэффективными, поскольку часто необходимо затратить много времени для обнаружения причины проблем запуска, в данном случае забивания форсунок (действительно, причины могут быть самыми разными).

Кроме того, эти операции поиска вынуждают останавливать газотурбинный двигатель и, следовательно, летательный аппарат, на котором он установлен, и, кроме того, требуют отмены одного или нескольких предусмотренных полетов. Таким образом, эти операции являются очень затратными.

Чтобы не прибегать к такой остановке, одним из решений является случайная и превентивная замена пусковых форсунок. Это часто приводит к непредвиденным расходам, связанным с заменой форсунок. Кроме того, это решение связано с проблемами поставки деталей.

Следовательно, существует потребность в обеспечении возможности обнаружения забивания пусковых форсунок предпочтительно до того, как оно достигнет степени, при которой возникают затруднения и даже невозможность запуска газотурбинного двигателя.

Раскрытие изобретения

Задача изобретения состоит в устранении вышеупомянутого недостатка за счет разработки способа контроля степени забивания пусковых форсунок.

Задачей изобретения является также обеспечение возможности прогнозирования и упреждения момента, в который степень забивания пусковых форсунок достигает уровня, при котором невозможно запустить газотурбинный двигатель.

В связи с этим объектом изобретения является способ контроля степени забивания пусковых форсунок газотурбинного двигателя, содержащего:

- камеру сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна пусковая форсунка, питаемая топливом, при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и

- турбину, приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере,

согласно изобретению способ содержит этапы, на которых:

- во время фазы запуска газотурбинного двигателя измеряют температуру отработанных газов на выходе из турбины, и

- на основании изменения по времени измеряемой температуры определяют степень забивания пусковых форсунок.

Предпочтительно, но факультативно способ в соответствии с изобретением может содержать по меньшей мере один из следующих отличительных признаков:

- этап определения степени забивания пусковых форсунок в зависимости от изменения по времени температуры отработанных газов на выходе из турбины включает в себя:

• обнаружение фазы падения температуры во время фазы повышения указанной температуры, при этом отсутствие обнаружения указанного падения свидетельствует об отсутствии забивания пусковых форсунок, и

• измерение амплитуды указанного падения,

- изменение амплитуды падения температуры газов на выходе из турбины во время последовательных запусков сравнивают по меньшей мере с одним заранее определенным порогом, и степень забивания пусковых форсунок выводят из результата указанного сравнения,

- во время этапа измерения температуры отработанных газов способ дополнительно содержит измерение скорости вращения турбины, и определение степени забивания пусковых форсунок осуществляют на основании изменения по времени температуры газов и измерений скорости вращения турбины,

- этап определения степени забивания пусковых форсунок включает в себя:

• измерение значения скорости вращения турбины в момент точки перехода температуры газов на выходе из турбины, в которой начинается падение указанной температуры,

• сравнение изменения указанного значения в течение последовательных запусков с заранее определенным порогом, и

• определение степени забивания пусковых форсунок на основании сравнений изменений амплитуды падения температуры и значения скорости турбины с их соответствующими порогами.

- способ дополнительно содержит определение, на основании степени забивания пусковых форсунок, числа запусков газотурбинного двигателя, остающихся до того, как степень забивания пусковых форсунок достигнет уровня, делающего невозможным запуск указанного газотурбинного двигателя.

- способ содержит активацию тревожного сигнала, чтобы осуществить обслуживание или замену пусковых форсунок до того, как степень забивания пусковых форсунок достигнет уровня, делающего невозможным запуск указанного газотурбинного двигателя.

Объектом изобретения является также система контроля рабочего состояния пусковых форсунок газотурбинного двигателя, содержащего:

- камеру сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна пусковая форсунка, питаемая топливом, при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и

- турбину, приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере,

при этом система контроля выполнена с возможностью осуществления описанного выше способа контроля и содержит:

- по меньшей мере один датчик температуры газов на выходе из турбины, и

- блок обработки, содержащий запоминающее устройство и средства обработки, выполненные с возможностью обработки измерения температуры для определения степени забивания пусковых форсунок.

Предпочтительно, но факультативно система в соответствии с изобретением содержит также по меньшей мере один из следующих отличительных признаков:

- система дополнительно содержит по меньшей мере один датчик скорости вращения турбины, и средства обработки блока обработки выполненные также с возможностью обработки измерений скорости вращения турбины для определения степени забивания пусковых форсунок,

- датчики выполнены с возможностью осуществления измерений на частоте, превышающей или равной 1 Гц.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий:

- камеру сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна пусковая форсунка, питаемая топливом, при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и

- турбину, приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере,

при этом газотурбинный двигатель дополнительно содержит систему контроля в соответствии с изобретением.

Наконец, объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий по меньшей мере один газотурбинный двигатель, содержащий:

- камеру сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна пусковая форсунка, питаемая топливом, при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и

- турбину, приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере,

при этом летательный аппарат дополнительно содержит систему контроля в соответствии с изобретением.

Таким образом, предложенный способ контроля позволяет оценить степень забивания пусковых форсунок и на основании этого определить, следует или нет осуществлять обслуживание и даже запланировать такое обслуживание при условии обеспечения возможности запуска газотурбинного двигателя до указанного обслуживания.

Это позволяет также улучшить систему логистики при поставке деталей для замены форсунок.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки, задачи и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, которое представлено в качестве иллюстративного и неограничивающего примера со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1а и 1b (уже описаны) представлена схема контура питания топливом форсунок газотурбинного двигателя;

на фиг. 2 показан газотурбинный двигатель, оснащенный системой контроля степени забивания пусковых форсунок;

на фиг. 3 представлены основные этапы способа контроля степени забивания пусковых форсунок;

на фиг. 4а представлено изменение по времени температуры отработанных газов на выходе из турбины во время фазы запуска газотурбинного двигателя и скорости вращения турбины для исправного газотурбинного двигателя;

на фиг. 4b показаны изменения, изображенные на фиг. 4а, для газотурбинного двигателя, форсунки которого начали забиваться;

на фиг. 5 показана версия осуществления способа, представленного на фиг. 3.

Осуществление изобретения

На фиг. 2 показан газотурбинный двигатель 1, содержащий последовательно, от входа к выходу по отношению к воздушному потоку, проходящему в указанном газотурбинном двигателе, впускной воздушный канал 2, компрессор 3, камеру 4 сгорания, турбину 5 и сопло 6 выпуска газов.

Как известно, воздух поступает в газотурбинный двигатель через впускной воздушный канал 2 и сжимается компрессором 3.

Множество пусковых форсунок 10 и главных форсунок 20 (на фиг. 2 показаны стрелками) заходят в камеру 4 сгорания для воспламенения топлива, при этом воспламенение топлива обеспечивается за счет добавления воздуха, поступающего от компрессора 3.

Впрыск топлива происходит в камеру 4 сгорания сначала при помощи пусковых форсунок 10 для инициации воспламенения всасываемого воздуха и топлива, затем при помощи форсуночного колеса или главных форсунок, которые показаны на фиг. 1а и 1b.

Горение приводит к вращению турбины вокруг оси Х-Х газотурбинного двигателя, показанной на фиг. 2 пунктирной линией, которая, в свою очередь, вращает винт, смещенный относительно указанной оси. Газообразные продукты горения удаляются через сопло 6.

Кроме того, как схематично показано на фиг. 2, газотурбинный двигатель 1 содержит систему 200 контроля степени забивания пусковых форсунок.

Эта система содержит первый температурный датчик 210, который может быть установлен на выходе из турбины 5 газогенератора для измерения температуры отработанных газов на выходе из турбины.

Кроме того, система может содержать по меньшей мере один второй датчик 212, выполненный с возможностью измерения скорости вращения вала турбины. Этот датчик является, например, электромагнитным и установлен напротив акустического колеса, скорость вращения которого пропорциональна скорости вращения вала турбины.

Система содержит также блок 220 обработки, выполненный с возможностью управления температурным датчиком 210 для получения значения температуры отработанных газов на определенной частоте. Предпочтительно эта частота превышает или равна 1 Гц.

Для этого блок 220 обработки содержит средства 221 связи, которые могут быть проводными или беспроводными, с датчиками, а также средства 222 обработки получаемых данных и запоминающее устройство, позволяющие установить изменение по времени измеряемых данных и вычислять показатели степени забивания пусковых форсунок, что будет описано ниже.

Предпочтительно средства обработки содержат процессор, в котором установлена программа, предназначенная для обработки поступающих данных.

Предпочтительно средства 222 обработки выполнены с возможностью нормализации осуществляемых измерений, то есть могут устранять некоторые разбросы в измерениях, которые могут быть связаны с условиями, при которых они осуществляются, например, с изменениями метеорологических условий.

Таким образом, система контроля может также содержать дополнительные датчики 230, в том числе:

- датчик атмосферного давления,

- датчик атмосферной температуры,

- датчик давления воздуха на выходе компрессорной ступени и т.д.

Кроме того, система контроля может содержать средства 240 измерения напряжения на клеммах стартера газотурбинного двигателя и тока, потребляемого указанным стартером во время запуска газотурбинного двигателя, причем эти величины тоже учитываются во время определения степени забивания пусковых форсунок.

Наконец, система контроля может содержать средства 250 связи с бортовой системой летательного аппарата или с удаленной базой для передачи полученных измерений, степени забивания пусковых форсунок, выведенной из указанных измерений, и в случае необходимости для генерирования тревожного сигнала оповещения о необходимости технического обслуживания газотурбинного двигателя, если степень забивания пусковых форсунок достигла или близка к уровню, приводящему к невозможности запуска газотурбинного двигателя.

Предпочтительно в случае летательного аппарата, содержащего несколько газотурбинных двигателей, система контроля является общей для указанных газотурбинных двигателей. При этом число датчиков, предназначенных для работы каждого газотурбинного двигателя (например, датчики температуры газов или скорости вращения), увеличивают для оборудования каждого газотурбинного двигателя.

Кроме того, в этом случае система 200 может содержать средства обнаружения порядка запуска газотурбинных двигателей.

Далее со ссылками на фиг. 3 следует описание способа 1000 контроля степени забивания пусковых форсунок, осуществляемого описанной выше системой.

Способ описан для одного газотурбинного двигателя, но его можно применять для случая, когда система 200 осуществляет контроль для нескольких газотурбинных двигателей одного летательного аппарата.

Способ содержит, во время фазы запуска газотурбинного двигателя, первый этап 1100, на котором измеряют температуру Τ отработанных газов на выходе из турбины на определенной частоте, чтобы получить изменение по времени температуры во время указанной фазы.

На фиг. 4а показан пример такого изменения по времени, показанный сплошной линией, для исправного газотурбинного двигателя, то есть двигателя, в котором пусковые форсунки не забиты, а на фиг. 4b показано это же изменение по времени (тоже в виде сплошной линии), когда пусковые форсунки «частично забиты», то есть имеют промежуточную степень забивания между полным отсутствием забивания и степенью забивания, при которой запустить газотурбинный двигатель невозможно.

На фиг. 4а видно, что в исправном газотурбинном двигателе температура отработанных газов имеет первую фазу быстрого повышения до достижения горизонтального участка, затем температура постепенно понижается до достижения второго горизонтального участка, более низкого, чем первый.

Первая фаза повышения соответствует фазе запуска газотурбинного двигателя.

На фиг. 4b фаза быстрого повышения температуры отработанных газов прерывается резким падением, показанным на фигуре между двумя точками перехода: точкой А, начиная от которой температура понижается, и точкой В, начиная от которой возобновляется повышение температуры.

Эти точки перехода А и В практически никогда не появляются, если пусковые форсунки совсем не забиты (например, при новых форсунках). Тем не менее они могут появляться при некоторых метеорологических условиях. Поэтому простое наличие падения температуры не является надежным показателем степени забивания пусковых форсунок.

С другой стороны, в случае, когда кривая показывает это падение, было установлено, что чем больше степень забивания пусковых форсунок, тем более резким и значительным является падение температуры между точкой перехода А и точкой перехода В.

Из этого можно сделать вывод, что с увеличением числа запусков постепенное увеличение амплитуды падения температуры отработанных газов на выходе из турбины во время фазы запуска газотурбинного двигателя является показателем забивания форсунок.

Следовательно, после этапа 1100 измерения способ содержит этап 1200 определения степени забивания пусковых форсунок на основании полученных измерений.

Этот способ представлен на фиг.3 в виде алгоритма принятия решения средствами 222 обработки блока 220 обработки и осуществляется следующим образом.

В ходе первого подэтапа 1210 во время фазы общего повышения температуры газов в течение фазы запуска газотурбинного двигателя, которую можно идентифицировать при помощи определенного временного окна, обнаруживают падение указанной температуры.

Временное окно регулируют, чтобы убедиться, что обнаруженное падение температуры газов соответствует описанному выше падению, которое начинается на уровне точки перехода А. Действительно, после этого первого падения температуры температура опять повышается, затем проходит через вторую фазу понижения (начиная от точки С), которая соответствует концу цикла запуска и обычно проявляется независимо от степени забивания пусковых форсунок (в том числе, если форсунки не забиты, как на фиг. 4а). Следовательно, временное окно устанавливают по фазе общего повышения температуры, предшествующей этой точке С. Специалист определяет его в зависимости от характеристик газотурбинного двигателя.

Если точка перехода А не обнаружена, то во время подэтапа 1211 делают вывод, что пусковые форсунки на забиты.

Если точка перехода А обнаружена, способ дополнительно содержит обнаружение 1220 второй точки перехода В, начиная от которой температура опять повышается, чтобы можно было идентифицировать конец фазы падения и произвести измерение амплитуды падения температуры между точками А и В, то есть абсолютное значение разности температуры между точками А и В.

Предпочтительно вышеуказанные предыдущие этапы осуществляют при каждом запуске газотурбинного двигателя и амплитуду падения температуры между точками А и В регистрируют во время этапа 1221 вместе с датой измерения, чтобы можно быть установить изменение по времени падения температуры.

Затем, тоже при каждом запуске, после этапа измерения изменение амплитуды падения температуры между А и В по отношению к предыдущему(им) запуску(ам) сравнивают в ходе подэтапа 1230 по меньшей мере с одним заранее определенным порогом SΔ.

В частности, обозначив ΔAB амплитуду падения температуры отработанных газов между точками А и В, можно вычислить изменение ΔAB(j)-ΔAB(j-1) значения ΔAB между ΔAB(j) в день j измерения и ΔAB(j-1) накануне измерения, чтобы получить изменение в градусах за сутки.

В альтернативном варианте, если газотурбинный двигатель запускают несколько раз в день, можно вычислить изменение амплитуды падения температуры газов от одного запуска к другому, вычисляя ΔAB(d)-ΔAB(d-1) между ΔAB(d) при запуске d, во время которого производится измерение, и ΔAB(d-1) при предыдущем запуске.

Порог SΔ зависит от вычисленного типа изменения (за сутки или при каждом запуске) и от степени забивания, которую необходимо обнаружить на основании сравнения. Например, порог SΔ может быть равен 30°С/сутки. Следует отметить, что порог является положительным, так как амплитуда падения температуры увеличивается вместе со степенью забивания пусковых форсунок.

Если вычисленное изменение амплитуды падения температуры газов является отрицательным, делают вывод, что пусковые форсунки не забиты или что произошла ошибка в измерении.

Если изменение является положительным, его сравнивают с порогом SΔ.

В зависимости от результата каждого сравнения средства обработки определяют на этапе 1240 степень забивания пусковых форсунок.

Эта степень забивания может быть более или менее точной в зависимости от числа порогов, используемых для исследования разности температуры между А и В.

Например, когда используют только один порог SΔ, можно различать только две степени забивания: если изменение амплитуды падения температуры между А и В находится между 0 и порогом, форсункам можно присвоить «слабую» степень забивания, и если изменение амплитуды падения температуры превышает указанный порог SΔ, форсункам можно присвоить «сильную» степень забивания.

Разумеется, чем больше число порогов, тем точнее можно определить степень забивания пусковых форсунок.

Предпочтительно эту степень забивания выражают в виде времени или в виде числа запусков, остающихся до достижения уровня забивания, приводящего к невозможности запуска газотурбинного двигателя.

В предыдущем примере «слабая» степень забивания может соответствовать среднесрочному риску невозможности запуска, например после 20 дополнительных запусков или после двух недель эксплуатации.

«Сильная» степень забивания соответствует краткосрочному риску невозможности запуска, то есть после 6 дополнительных запусков или после трех дополнительных суток эксплуатации.

Предпочтительно способ может включать в себя генерирование тревожного сигнала 1300 в зависимости от обнаруженной степени забивания или от числа дней или запусков, остающихся до того, как степень забивания может привести к невозможности запуска газотурбинного двигателя.

Возвращаясь к предыдущему примеру, в случае «сильной» степени забивания, соответствующей краткосрочному риску невозможности запуска, может быть включен тревожный сигнал, указывающий на необходимость замены пусковых форсунок при первой же возможности.

Можно предусмотреть также другой тип тревожного сигнала, например, в случае «слабой» степени забивания, указывающего на необходимость замены пусковых форсунок во время ближайшей запланированной операции обслуживания.

Тревожный сигнал может также запустить планирование технического обслуживания.

Тревожный сигнал могут выдавать средства 250 связи с бортовой системой летательного аппарата или с удаленной базой, чтобы оператор мог его отследить.

В случае отсутствия обнаружения забивания пусковых форсунок средства связи могут передавать эту информацию в ходе повседневной процедуры проверки или для осуществления мониторинга состояния форсунок по времени.

Далее следует описание версии осуществления способа, представленной на фиг. 5.

В этой версии кроме датчика 210 измерения температуры отработанных газов на выходе из турбины система контроля содержит датчик 212 скорости вращения вала турбины.

Способ 100 по-прежнему содержит этап 1100 измерения, - в ходе фазы запуска газотурбинного двигателя и на определенной частоте, - температуры отработанных газов на выходе из турбины, чтобы получить изменение по времени температуры во время указанной фазы.

Кроме того, этот этап 1100 дополнительно содержит измерение, в ходе фазы запуска газотурбинного двигателя и на определенной частоте, предпочтительно той же, что и при измерении температуры, скорости вращения турбины для получения изменения по времени указанной скорости.

Это изменение по времени отображено второй кривой на фиг. 4а и 4b в виде пунктирной линии.

Таким образом, другим показателем забивания пусковых форсунок является измерение изменения по мере запусков значения скорости V вращения турбины в момент tA, когда появляется точка перехода А, в которой начинается падение температуры отработанных газов, при этом скорость обозначена VtA.

Оценку 1200 степени забивания пусковых форсунок осуществляют, сопоставляя два показателя.

В частности, средства 222 обработки блока 220 обработки осуществляют способ следующим образом.

В ходе подэтапа 1210, как и ранее во время фазы повышения температуры газов на выходе из турбины, обнаруживают падение указанной температуры в определенном временном окне.

Как и в предыдущем случае, временное окно регулируют, чтобы убедиться, что падение температуры газов соответствует фазе, начинающейся в точке перехода А.

В случае, если в указанном временном окне падение не обнаружено, на подэтапе 1211 делают вывод, что пусковые форсунки не забиты.

Если обнаружена точка перехода А, способ дополнительно содержит, с одной стороны, обнаружение 1220 второй точки перехода В, начиная от которой температура опять повышается, и измерение амплитуды падения температуры между точками А и В и, с другой стороны, измерение 1222 скорости вращения турбины в момент точки перехода А, от которой начинается указанное падение.

Кроме того, на этапе 1221 регистрируют значения амплитуды падения температуры между А и В и скорости вращения в момент tA.

Затем, как и в предыдущем случае, изменение амплитуды падения температуры между А и В сравнивают 1230 по меньшей мере с одним заранее определенным порогом SΔ.

Кроме того, изменение скорости вращения турбины на уровне точки А по отношению к предыдущему(им) запуску(ам) тоже сравнивают на подэтапе 1231 по меньшей мере с одним заранее определенным порогом SΔ'.

Как и для изменения амплитуды падения температуры между А и В, изменение скорости вращения турбины можно определять от одного запуска к другому или от одного дня к другому.

В частности, можно вычислить изменение VtA(j)-VtA(j-1) значения VtA между VtA(j) в день j измерения и VtA(j-1) накануне измерения для получения изменения скорости от одного дня к другому.

В альтернативном варианте, если газотурбинный двигатель запускают несколько раз в день, можно вычислить изменение скорости вращения в момент tA посредством вычисления VtA(d)-VtA(d-1) между VtA(d) при запуске d, во время которого производят измерение, и VtA(d-1) во время предыдущего запуска.

Предпочтительно скорость вращения турбины выражают в процентах от номинальной скорости вращения турбины, что позволяет сделать измеряемые величины и порог SΔ' независимыми от газотурбинного двигателя, на котором осуществляют способ. В первом случае изменение скорости вращения выражают в % за сутки, а во втором случае - в % по отношению к последнему запуску.

Если полученное изменение является положительным, это значит, что скорость вращения в tA увеличилась по сравнению с предыдущим измерением, и делают вывод, что пусковые форсунки не забиты или что произошла ошибка в измерении.

Если изменение является отрицательным, его сравнивают с отрицательным порогом SΔ'.

Порог SΔ' зависит от варианта вычисления изменения (за сутки или при каждом запуске) и от степени забивания, которую необходимо обнаружить при помощи сравнения. Например, порог SΔ' можно выбрать -0,1%/сутки.

В зависимости от результатов этих сравнений определяют степень забивания пусковых форсунок в ходе этапа 1240.

Можно предусмотреть несколько возможностей присвоения уровня забивания пусковым форсункам в зависимости от числа порогов для каждого показателя, от значений порогов и от искомого уровня безопасности.

Например, но неограничительно, можно присвоить «слабую» степень забивания, если изменение амплитуды падения температуры между точками А и В ниже заранее определенного порога SΔ и если изменение скорости вращения турбины в точке А превышает порог SΔ'.

Если изменение амплитуды падения температуры превышает порог SΔ или если изменение скорости вращения турбины меньше порога SΔ', делают вывод о «сильной» степени забивания форсунок.

Наконец, если изменение амплитуды падения температуры между А и В больше, соответственно меньше порога SΔ или если изменение скорости вращения турбины больше, соответственно меньше порога SΔ' (то есть данные, получаемые по обоим показателям, расходятся по степени забивания форсунок) можно, например, сделать вывод о «промежуточной» степени забивания или перезапустить способ 1000 оценки.

Как и в предыдущем случае, предпочтительно степень забивания выражают в виде времени или в виде числа запусков, остающихся до достижения уровня забивания, приводящего к невозможности запуска газотурбинного двигателя.

Если рассматривать те же значения, что и в предыдущем случае для степеней забивания «слабая» и «сильная», степень «промежуточная» может соответствовать остающейся неделе эксплуатации или примерно 12 запускам.

Как и в предыдущем случае, способ может содержать этап 1300 подачи тревожного сигнала, характер которого может меняться в зависимости от обнаруженной степени забивания.

1. Способ контроля степени забивания пусковых форсунок газотурбинного двигателя, содержащего:

- камеру (4) сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна питаемая топливом пусковая форсунка (10), при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и

- турбину (5), приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере,

отличающийся тем, что содержит этапы, на которых:

- измеряют (1100) во время фазы запуска газотурбинного двигателя температуру отработанных газов на выходе из турбины, и

- определяют (1200) степень забивания пусковых форсунок на основании изменения по времени измеряемой температуры.

2. Способ контроля по п. 1, в котором этап определения (1200) степени забивания пусковых форсунок в зависимости от изменения по времени температуры отработанных газов на выходе из турбины включает в себя:

- обнаружение фазы падения температуры во время фазы повышения указанной температуры, при этом отсутствие обнаружения указанного падения свидетельствует об отсутствии забивания пусковых форсунок, и

- измерение амплитуды указанного падения.

3. Способ контроля по п. 2, в котором изменение амплитуды падения температуры газов на выходе из турбины во время последовательных запусков сравнивают (1220) по меньшей мере с одним заранее определенным порогом, и степень забивания пусковых форсунок выводят (1240) из результата указанного сравнения.

4. Способ контроля по п. 2, дополнительно содержащий, во время этапа измерения (1100) температуры отработанных газов на выходе из турбины, измерение скорости вращения турбины, при этом определение (1240) степени забивания пусковых форсунок осуществляют на основании изменения по времени температуры газов и измерений скорости вращения турбины.

5. Способ контроля по п. 3, дополнительно содержащий, во время этапа измерения (1100) температуры отработанных газов на выходе из турбины, измерение скорости вращения турбины, при этом определение (1240) степени забивания пусковых форсунок осуществляют на основании изменения по времени температуры газов и измерений скорости вращения турбины, причем этап определения (1200) степени забивания пусковых форсунок включает в себя:

- измерение значения скорости вращения турбины в момент точки перехода температуры газов на выходе из турбины, в которой начинается падение указанной температуры,

- сравнение изменения указанного значения в течение последовательных запусков с заранее определенным порогом, и

- определение степени забивания пусковых форсунок на основании сравнений изменений амплитуды падения температуры и значения скорости турбины с их соответствующими порогами.

6. Способ контроля по одному из пп. 1-5, дополнительно содержащий определение, на основании степени забивания пусковых форсунок, числа запусков газотурбинного двигателя, остающихся до того, как степень забивания пусковых форсунок достигнет уровня, делающего невозможным запуск указанного газотурбинного двигателя.

7. Способ контроля по п. 6, содержащий активацию тревожного сигнала (1300), чтобы осуществить обслуживание или замену пусковых форсунок до того, как степень забивания пусковых форсунок достигнет уровня, делающего невозможным запуск указанного газотурбинного двигателя.

8. Система (200) контроля рабочего состояния пусковых форсунок газотурбинного двигателя, содержащего:

- камеру (4) сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна питаемая топливом пусковая форсунка (10), при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и

- турбину (5), приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере,

при этом система (200) контроля выполнена с возможностью осуществления способа контроля по одному из пп. 1-7 и содержит:

- по меньшей мере один датчик (210) температуры газов на выходе из турбины (5), и

- блок (220) обработки, содержащий запоминающее устройство (223) и средства (222) обработки, выполненные с возможностью обработки измерения температуры для определения степени забивания пусковых форсунок.

9. Система (200) контроля по п. 8, дополнительно содержащая по меньшей мере один датчик (212) скорости вращения турбины, при этом средства (222) обработки блока (220) обработки выполнены также с возможностью обработки измерений скорости вращения турбины для определения степени забивания пусковых форсунок.

10. Система (200) контроля по одному из пп. 8 или 9, в которой датчики (210, 220) выполнены с возможностью осуществления измерений на частоте, превышающей или равной 1 Гц.

11. Газотурбинный двигатель (1), содержащий:

- камеру (4) сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна питаемая топливом пусковая форсунка (10), при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и

- турбину (5), приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере,

при этом газотурбинный двигатель отличается тем, что дополнительно содержит систему (200) контроля по одному из пп. 8-10.

12. Летательный аппарат, содержащий по меньшей мере один газотурбинный двигатель (1), содержащий:

- камеру (4) сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна питаемая топливом пусковая форсунка (10), при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и

- турбину (5), приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере,

при этом летательный аппарат отличается тем, что дополнительно содержит систему (200) контроля по одному из пп. 8-10.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к воздушно-реактивным двигателям, в частности к способам воспламенения топлива в камерах сгорания прямоточных схем при сверхзвуковых скоростях потока воздуха и температурах потока, меньших температуры самовоспламенения топлива.

Вторичное устройство сгорания предназначено для введения топливно-воздушной смеси в поток газов сгорания в камере сгорания газотурбинного двигателя и содержит кольцевой распределитель и инжекторы, проходящие от кольцевого распределителя в поток газов сгорания.

Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано для подачи горючего в высокоскоростной поток воздуха в перспективных прямоточных воздушно-реактивных двигателях внутриатмосферных летательных аппаратов.

Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием.

Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием.

Изобретение относится к энергетике. Предложен трубный узел, который содержит кожух, ограничивающий топливное пространство и пространство для охлаждающей текучей среды, расположенное ниже по потоку от топливного пространства и отделенное от него промежуточной стенкой.

Изобретение относится к энергетике. Топливный инжектор газотурбинного двигателя содержит центральное тело, расположенное на продольной оси, и камеру предварительного смешивания, расположенную в радиальном направлении внешне относительно центрального тела и образующую кольцевой канал между ними.

Изобретение относится к энергетике. Узел трубопровода впрыска турбомашины, содержащий первый набор труб передачи, соединенных так, чтобы образовывать главный контур для подачи топлива первому и второму наборам инжекторов, и второй набор труб передачи, соединенных параллельно первому набору так, чтобы образовывать вспомогательный контур для подачи топлива указанному первому набору инжекторов.

Изобретение относится к энергетике. Топливная форсунка, содержащая поточный проход для топливовоздушной смеси, направляемой в камеру сгорания, который продолжается через топливную форсунку в продольном направлении.

Изобретение относится к области регулирования авиационных газотурбинных двигателей и может быть использовано в их системах топливопитания для снижения подогрева топлива, подаваемого на форсунки основной и/или форсажной камер сгорания на режимах глубокого дросселирования.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит внешний корпус, жаровую трубу, форсуночную плиту и форсунки, кольцевой коллектор. Кольцевой коллектор, к которому присоединен топливопровод, установлен в передней полости на форсуночной плите.

Изобретение относится к энергетике. Способ сцепления вращающегося устройства, в частности паровой турбины, и валового устройства в качестве газовой турбины со следующими этапами: ускорение вращающегося устройства до исходной частоты вращения, ниже частоты вращения валового устройства; регистрация угла рассогласования между валовым устройством и вращающимся устройством; ускорение вращающегося устройства с параметром ускорения, выводимым из заданной разницы частоты вращения, образующейся в зависимости от зарегистрированного угла рассогласования, ускорения до исходной частоты вращения и задаваемого целевого угла сцепления.

Изобретение относится к роторным газотурбинным машинам и может быть использовано при монтаже их роторов, в том числе у высокооборотных газотурбинных двигателей, у которых критические частоты вращения роторов находятся в рабочем диапазоне частот вращения.

Изобретение относится к способу электростанции (1) комбинированного цикла. Электростанция (1) комбинированного цикла содержит газовую турбину (2) с компрессором (3), паровую турбину (12) и систему (10) генерации энергии пара.

Изобретение относится к энергетике. Система регулирования, предназначенная для выполнения логического алгоритма обеспечения безопасности в неустановившемся режиме, с целью предотвращения автоматического отключения турбины по давлению на выхлопе, обусловленного скачком давления на выхлопе турбины, который вызван сильным снижением расхода потока через турбину, связанным с внезапным повышением давления на выхлопе турбины.

Изобретение относится к энергетике. Устройство для пуска энергетических боков с прямоточными котлами из различных тепловых состояний.

Изобретение относится к энергетике. Способ контроля степени забивания пусковых форсунок газотурбинного двигателя, содержащего камеру сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна питаемая топливом пусковая форсунка, при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и турбину, приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере. При этом способ содержит этапы, на которых во время фазы запуска газотурбинного двигателя измеряют температуру отработанных газов на выходе из турбины и на основании изменения по времени измеряемой температуры определяют степень забивания пусковых форсунок. Также представлены система контроля степени забивания, выполненная с возможностью осуществления способа контроля согласно изобретению, а также газотурбинный двигатель и летательный аппарат, содержащие такую систему. Изобретение позволяет обеспечить возможность обнаружения забивания пусковых форсунок с возможностью прогнозирования и упреждения момента, в который степень забивания пусковых форсунок достигнет уровня, при котором невозможно запустить двигатель. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх