Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске

Изобретение относится к области раннего обнаружения неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске и позволяет повысить быстродействие диагностики неустойчивой работы компрессора на основе информации о динамике изменения отношения первых производных контролируемых параметров Т_тнд и n_вд. Способ диагностики заключается в измерении температуры газов за турбиной низкого давления Т_тнд, частоты вращения ротора высокого давления n_вд, в определении первой производной по времени параметра и параметра Согласно изобретению дополнительно определяют отношение первой производной параметра Т_тнд к первой производной параметра n_вд, т.е. на основе заранее установленных запасов газодинамической устойчивости компрессора на запуске формируют предельно допустимое значение сравнивают с и при формируют логический сигнал I о срыве компрессора. Сравнение с осуществляют при изменении частоты вращения n_вд от 20% до 38%. Измерение температуры газов за турбиной низкого давления Т_тнд осуществляют малоинерционной хромель-алюмелевой термопарой с открытым горячим спаем. В качестве предельно допустимого значения используют числовое значение 50 [°С/%]. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области раннего обнаружения неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя (ГТД), в частности срыва потока воздуха на запуске.

Известны способы диагностики неустойчивой работы компрессора ГТД, в которых контролируемыми параметрами служат: полное давление воздуха за компрессором Р_к, частота вращения роторов высокого и/или низкого давлений n_вд, n_нд, температура воздуха за компрессором Т_к, температура излучения лопаток турбины Т_л. В известных способах используется принцип измерения контролируемых параметров и/или их производных по времени, последующее сравнение контролируемых величин с соответствующими предельно-допустимыми (пороговыми) величинами. При превышении контролируемых (фактических) величин над предельно допустимыми формируется сигнал, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости компрессора ГТД (патент РФ №2187711, патент РФ №2098668, патент РФ №2041399, патент РФ №2255247, патент US №5379583 А, патент US №5375412 А).

Недостатком известных способов является их недостаточная надежность выявления потери устойчивости компрессора на низких частотах вращения, которая может проявиться в виде срыва потока воздуха (ввиду малой амплитуды и высокой частоты пульсаций давления воздуха и, следовательно, проблем в аппаратурной реализации идентификации срыва на основе существующих серийно-эксплуатируемых устройств измерения двигательных параметров). Кроме того, при использовании однопараметрического критерия выявления срыва, например, на основе измерений давления Р_к, могут наблюдаться случаи ложного формирования сигнала о срыве, например, при переменном отказе электропроводки датчика или блока обработки параметра Р_к. Последствием такого ложного сигнала может стать необоснованное включение циклограммы устранения неустойчивой работы компрессора (например, выключение подачи топлива в двигатель), что в свою очередь вызовет падение тяги двигателя, что недопустимо.

Известен способ определения предсрывных явлений с помощью малоинерционных датчиков давления, расположенных на входе или на выходе из компрессора. В первом случае срывные явления идентифицируются по пикам повышения давления, а во втором - по "провалам" давления. При этом в качестве критерия срыва используется энергетический уровень (спектральная мощность) постоянно присутствующих возмущений волнового или "пикового" вида. При приближении к границе устойчивости, демпфирование этих возмущений уменьшается и, соответственно, увеличивается их продолжительность и энергетический уровень ("Нестационарные явления в турбомашинах", под редакцией В.Г.Августиновича, Пермь, 1999 г., стр.242-245; патент US №5402634 А; патент US №6231306 ВА; патент US №5448881).

Недостатком известных способов является сложность в реализации. Ввиду локального характера появления срывных зон, возможности их постепенного развития, оперативное выявление предсрывных явлений возможно при установке достаточно большого количества малоинерционных датчиков давления как в радиальном, так и в меридиональном сечении компрессора ГТД, что снижает надежность метода, загромождает газовоздушный тракт, увеличивает вес и стоимость двигателя, что практически неприемлемо для промышленного применения в авиации. Поэтому данный способ обычно используется при научно-исследовательских работах или наземных испытаниях газотурбинных двигателей.

Известен способ обнаружения помпажа в компрессоре двухвального газотурбинного двигателя, который предусматривает измерение частоты вращения газогенераторного вала n_гг, вычисление второй производной частоты n_гг, измерение мощности N на силовом турбинном вале, вычисление первой производной мощности N, формирование положительных и отрицательных предельных значений производных параметров n_гг и N. При этом помпаж считается обнаруженным при превышении фактических производных соответствующих предельных значений (патент US №5402632 А).

Недостатком известного способа является то, что реализация выявления помпажа на запуске двигателя крайне затруднена аппаратурно ввиду низких абсолютных значений параметров n_гг, N и их производных (особую сложность представляет вычисление второй производной параметра n_гг), а также из-за влияния работы пускового устройства, обеспечивающего избыточный положительный момент турбины газогенератора.

Наиболее близким к заявляемому является способ диагностики помпажа ТРДД, в котором предусматривается измерение частоты вращения ротора высокого давления n_вд, вычисление первой производной по времени параметра при этом сигнал, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости двигателя, формируют при одновременном снижении параметра и увеличении параметра Т_тнд (Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов, М.: Машиностроение, 1989 г., стр.102).

Известный способ, принятый за прототип, не обладает достаточной достоверностью по обнаружению срыва компрессора на начальной стадии запуска газотурбинного двигателя, так как первая производная по времени параметра n_вд при работе пускового устройства (например, воздушного стартера) в начальной стадии срыва может оставаться положительной

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении достоверности обнаружения неустойчивой работы газотурбинного двигателя на начальной стадии запуска на основе параметрического определения срыва потока по динамике изменения отношения первых производных контролируемых параметров Т_тнд и n_вд.

Сущность технического решения заключается в том, что в способе диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске, включающем измерение температуры газов за турбиной низкого давления Т_тнд, частоты вращения ротора высокого давления n_вд, определение первой производной по времени параметра и параметра согласно изобретению дополнительно определяют отношение первой производной параметра Т_тнд к первой производной параметра n_вд, т.е. на основе заранее установленных запасов газодинамической устойчивости компрессора на запуске формируют предельно допустимое значение сравнивают и при формируют логический сигнал I о срыве компрессора.

Для обеспечения разрешения на формирование сигнала "срыв потока", т.е. сигнал на выходе I₂=1, осуществляют сравнение при изменении частоты вращения n_вд от 20% до 38%. При 20%>n_вд>38% получается запрет на выдачу сигнала "срыв потока", т.е. I₂=0, что не обеспечивает определение неустойчивой работы компрессора.

Измерение температуры газов за турбиной низкого давления Т_тнд осуществляют малоинерционной хромель-алюмелевой термопарой с открытым горячим спаем, что повышает надежность (достоверность) определения начала срыва запуска.

При обеспечивается достаточный запас на исключение формирования ложного сигнала "срыв потока", вызванного "шумами" при вычислениях и Т_тнд.

На чертеже представлена структурная схема устройства для реализации способа.

Блок 1 представляет собой датчик измерения температуры газов за турбиной низкого давления Т_тнд, выход блока 1 соединен с входом блока 2.

Блок 2 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине Т_тнд. В блоке 2 осуществляется вычисление первой производной Т_тнд по времени Выход блока 2 соединен с первым входом блока 5.

Блок 3 представляет собой датчик измерения параметра n_вд, выход блока 3 соединен с входом блока 4 и блока 8. В качестве датчика измерения параметра n_вд могут использоваться индукционные датчики типа ДЧВ - 2500 А или любого другого типа, обеспечивающие точность измерения n_вд на уровне ±0,1%.

Блок 4 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине n_вд. В блоке 4 осуществляется вычисление первой производной n_вд по времени Выход блока 4 соединен со вторым входом блока 5.

Блок 5 представляет собой арифметический блок. На его два входа поступают сигналы и и в этом блоке определяется отношение

В блоке 6 формируется предельно допустимое значение отношения Величина формируется на основе заранее установленных запасов газодинамической устойчивости компрессора ΔК_у и с учетом статистики изменения во всех ожидаемых условиях эксплуатации. В общем случае величина может быть функцией или константой.

В блоке 7 осуществляется сравнение текущего значения с предельно допустимым (пороговым) значением При на выходе блока 7 сигнал отсутствует, I₁=0. В случае, если на выходе блока 7 формируется логический сигнал I₁=1, свидетельствующий об одном из условий срыва компрессора на запуске. Выход блока 7 поступает на первый вход блока 9.

В блоке 8 осуществляется проверка условия: входит ли текущая величина n_вд в диапазон 20%...38%. Если 20%≤n_вд≤38%, то на выходе сигнал I₂=1 (разрешение на формирование сигнала "срыв потока"), иначе I₂=0 (запрет на выдачу сигнала "срыв потока"). Выход блока 8 поступает на второй вход блока 9.

Блок 9 представляет собой логическое устройство "и". Если на входе в блок 9 состояние входных сигналов I₁=1 и I₂=1, то на выходе блока формируется сигнал I₃=1 - "срыв потока", в остальных сочетаниях сигнал "срыв потока" не формируется.

Способ осуществляется следующим образом. В процессе запуска газотурбинного двигателя блоками 1 и 3 осуществляется постоянное измерение параметров, соответственно Т_тнд и n_вд. В блоках 2 и 4 осуществляется вычисление и Величины и поступают на вход блока 5, где определяется их отношение В блоке 7 осуществляется сравнение с предельно допустимым значением При нормальном запуске газотурбинного двигателя срыв потока отсутствует, отношение логический сигнал на выходе блока 7 отсутствует, I₁=0. При возникновении срыва потока в компрессоре газотурбинного двигателя одновременно происходит увеличение градиента роста температуры Т_тнд и уменьшение темпа набора оборотов n_вд, при этом отношение возрастет. При превышении над на выходе блока 7 формируется логический сигнал I₁=1. Если в блоке 8 текущее значение величины n_вд находится в диапазоне 20%...38%, и при наличии логического сигнала I₁=1 на выходе блока 9 формируется сигнал I₃=1 - "срыв потока".

Устройство, реализующее заявленный способ диагностики, было проверено моделированием и стендовыми испытаниями в составе ТРДД ПС-90А, применяемого на самолетах Ил-96-300 и Ту-204. Установлено, что в процессе нормального запуска двигателя и изменении частоты вращения n_вд от 20% до 38%, численное значение критерия не превышает 35 [°С/%]. Вместе с этим, при потере газодинамической устойчивости, как правило, после розжига КС (n_вд>20%), критерий монотонно возрастает, и к моменту достижения предельных температур газов Т_тнд, выше которой эксплуатация ГТД недопустима, критерий достигает численных значений 100 [°С/%] и более.

Исследование процессов запуска применительно к двигателю ПС-90А и другим типам ГТД дополнительно показало, что для повышения надежности (достоверности) определения начала срыва целесообразно в качестве датчика измерения параметра Т_тнд использовать малоинерционную термопару с открытым горячим спаем, например хромель-алюмелевую термопару типа Т-116.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет оперативно и надежно фиксировать начало срыва компрессора в различных условиях эксплуатации, в том числе в области высоких температур и пониженного давления воздуха на входе (в условиях высокогорья) на основе параметрического определения срыва потока по динамике изменения отношения первых производных контролируемых параметров Т_тнд и n_вд.

1. Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске, включающий измерение температуры газов за турбиной низкого давления Т_тнд, частоты вращения ротора высокого давления n_вд, определение первой производной по времени параметра и параметра отличающийся тем, что дополнительно определяют отношение первой производной параметра Т_тнд к первой производной параметра n_вд, т.е. на основе заранее установленных запасов газодинамической устойчивости компрессора на запуске формируют предельно допустимое значение сравнивают c и при формируют логический сигнал I о срыве компрессора.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что сравнение с осуществляют при изменении частоты вращения n_вд от 20 до 38%.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерение температуры газов за турбиной низкого давления Т_тнд осуществляют малоинерционной хромель-алюмелевой термопарой с открытым горячим спаем.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве предельно допустимого значения используют числовое значение 50 [°С/%].