Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2527850:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" (RU)

Изобретение относится области двигателестроения и может быть использовано для надежного и своевременного диагностирования помпажа газотурбинного двигателя, и позволяет устранить неустойчивый режим работы компрессора путем оперативного воздействия на различные системы регулирования двигателя. Техническим результатом является повышение достоверности и быстродействия определения начала помпажа на всех режимах работы двигателя. Микропроцессорным комплексом осуществляют обработку информации от датчиков давления на выходе и входе компрессора, температуры газа за камерой сгорания, угловой скорости вращения ротора, мгновенного расхода топлива; вычисление первых производных измеряемых параметров и их пороговых значений; мажоритарное определение начала помпажа путем сравнения производных измеряемых параметров с их пороговыми значениями; генерирование и передачу сигнала начала помпажа противопомпажным системам регулирования. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для надежного и своевременного диагностирования помпажа газотурбинного двигателя (ГТД), и позволяет устранить неустойчивый режим работы компрессора путем оперативного воздействия на различные системы регулирования двигателя. Способ диагностирования помпажа включает в себя измерение угловой скорости вращения ротора турбины, измерение давления воздуха на входе и выходе компрессора, измерение мгновенного расхода топлива и измерение цветовой температуры за камерой сгорания.

Известен способ диагностики помпажа компрессора [патент США №25178801, G01M 15/00, апрель, 1978], при котором измеряют температуру газов перед турбиной и частоту вращения ротора компрессора. Поскольку при развитии срыва потока в компрессоре возрастает температура газов перед турбиной и снижается частота вращения ротора, то вывод о развитии помпажа в компрессоре делают в случае превышения порогового значения отношения температуры газов перед турбиной к частоте вращения ротора.

Недостатком способа является то, что отношение температуры газов перед турбиной к частоте вращения ротора может превысить пороговое значение при изменении режима работы двигателя, например при дросселировании, на основании чего может быть сделан ложный вывод о наличии помпажа. Также к недостаткам можно отнести инерционность и уязвимость способа при отказе одного из датчиков.

Известен способ диагностики помпажа компрессора [Чигрин B.C. Конструкция турбовального газотурбинного двигателя Д-136. Харьков: ХВВАИУ, 1989. - 143 с.], при котором измеряют давление за компрессором, вычисляют величину изменения давления за компрессором ГТД, которая определяется как производная давления за компрессором по времени, и в случае превышения полученной величиной порогового значения делают вывод о развитии помпажа компрессора.

Недостатком такого способа является то, что он позволяет устанавливать наличие помпажа уже при фактическом наступлении помпажного режима работы компрессора, так как пороговое значение назначают достаточно высоким (в приведенном примере оно составляет 8 с-1). Снижение порогового значения для более ранней диагностики помпажа может привести к получению ложных выводов о наличии помпажа при изменении режимов работы двигателя (например, при сбросе газа тоже происходит уменьшение давления за компрессором).

Также известен способ диагностики помпажа компрессора [патент РФ №2263234 C1, F04D 27/02, опубл. 27.10.2005], при котором измеряют давление на входе, давление за компрессором и частоту вращения ротора, определяют знаки и величину производных по времени от этих параметров, сравнивают каждую производную со своим пороговым значением. Вывод о наличии развития помпажа делают в случае превышения производными своих пороговых значений. Поскольку изменение параметров может происходить со сдвигом во времени, то при превышении порогового значения одной производной ожидают, когда значения остальных производных превысят свои пороговые значения, и только тогда делают вывод о наличии помпажа. Этот способ позволяет делать вывод о развитии помпажа уже во время первого помпажного колебания.

Однако при использовании этого способа для авиационного газотурбинного двигателя в случае изменения режима работы, например при сбросе газа, производные давления за компрессором и частоты вращения ротора также могут превысить свои пороговые значения. Третий параметр - давление на входе в компрессор, не является показательным, поскольку зависит не только от режима работы двигателя, но и от большого числа факторов, определяемых высотой и скоростью полета летательного аппарата. Следовательно, при использовании этого способа для авиационного газотурбинного двигателя также могут быть получены ложные выводы о наличии помпажа.

Наиболее близким к предполагаемому способу является способ [патент РФ №2187711, МПК F04D 27/02, опубл. 20.08.2002 / Иноземцев А.А. и др. Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя], заключающийся в измерении яркостной температуры поверхности роторной лопатки турбины и ее первых двух производных яркостным пирометром, сравнении температурных параметров с их пороговыми значениями, дополнительном измерении давления за компрессором и его первой производной, сравнении параметров давления с их пороговыми значениями и формированием сигнала о начале помпажа, при одновременном выходе первых производных яркостной температуры и давления за компрессором за их пороговые значения.

К недостаткам этого способа относятся инерциальность измерения температуры, связанная с временной задержкой нагрева поверхности роторной лопатки; возможность формирования ложного сигнала о начале помпажа при нестационарных режимах работы, например при переходе из номинального режима в режим «малого газа»; возможность формирования ложного сигнала о начале помпажа из-за отказа системы охлаждения рабочих поверхностей ГТД.

Задача, решаемая данным изобретением, заключается в повышении надежности определения начала помпажа на всех режимах работы.

Техническим результатом данного изобретения является повышение достоверности определения начала помпажа на всех режимах работы.

Задача решается, а технический результат достигается тем, что в способе диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя, заключающемся в измерении температуры за камерой сгорания и вычислении ее первой производной, измерении давления воздуха в компрессоре и вычислении ее первой производной, сравнении производных измеряемых параметров с их пороговыми значениями и определении помпажа, при выходе нескольких производных за пороговые значения, в отличие от прототипа дополнительно измеряют разницу давления на выходе и входе компрессора двигателя и вычисляют ее первую производную, измеряют мгновенный расход топлива и вычисляют его первую производную, измеряют угловую скорость вращения ротора турбины двигателя и вычисляют ее первую производную, вычисляют пороговые значения первых производных температуры камеры сгорания, разницы давления на выходе и входе компрессора двигателя, угловой скорости вращения ротора турбины двигателя и путем сравнения первых производных температуры камеры сгорания, разницы давления на выходе и входе компрессора двигателя, угловой скорости вращения ротора турбины двигателя с их пороговыми значениями, производят мажоритарное голосование по которому судят о начале помпажа.

Отличительными признаками способа являются измерение первых производных температуры газа ∂Т/∂t, разницы давления на входе и выходе компрессора ∂ΔР/∂t, угловой скорости вращения вала ротора турбины ∂ω/∂t и сравнение их с их пороговыми значениями: [∂T/∂t], [∂ΔР/∂t], [∂ω/∂t] соответственно, функционально зависящими от мгновенного расхода топлива G. Во время начала помпажа первые производные этих параметров выйдут за пороговое значение. Для мажоритарного голосования используются условия выхода первых производных за их пороговые значения. (∂T/∂t>[∂T/∂t], ∂ΔР/∂t<[∂ΔР/∂t], ∂ω/∂t<[∂ω/∂t].) Для формирования сигнала о начале помпажа достаточно выхода за пороговые значения производных двух параметров. При отказе одного из датчиков информации от оставшихся достаточно для формирования сигнала начала помпажа, что повышает надежность способа. При ложном срабатывании одного из датчиков его информации недостаточно для формирования сигнала начала помпажа, что повышает достоверность сигнала способа. При росте мгновенного расхода топлива в безпомпажном состоянии ГТД характерны рост температуры газа Т, увеличение угловой скорости вращения ротора турбины ГТД ω и рост разницы давления на входе и выходе компрессора ΔР.

Существо изобретения поясняется на чертеже. На фиг. показано устройство, реализующее способ.

Пример конкретной реализации

Заявляемый способ реализуется устройством диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя. Устройство содержит: датчик мгновенного расхода топлива 1, датчик давления на входе компрессора 2, датчик давления на выходе компрессора 3, датчик угловой скорости вращения ротора турбины ГТД 4, пирометр спектрального отношения 5, подключенные к микропроцессорной системе 6, связанной с противопомпажной система регулирования 7. Пирометр спектрального отношения 5 расположен таким образом, чтобы измерять температуру газа за камерой сгорания.

Согласно способу датчик мгновенного расхода топлива 1, датчики давления на выходе и входе компрессорам 2 и 3, датчик угловой скорости вращения ротора турбины 4 и пирометр спектрального отношения 5 передают результаты измерения микропроцессорной системе 6, которая вычисляет разницу давления на входе и выходе ΔР, первые производные измеряемых параметров ∂Т/∂t, ∂ΔР/∂t, ∂ω/∂t, ∂G/∂t. Исходя из знака производной мгновенного расхода топлива определяется текущий режим работы двигателя: рост расхода топлива, постоянный расход топлива и падение расхода топлива. При росте (падении) мгновенного расхода топлива в безпомпажных режимах работы двигателя, параметры Т, ΔР и ω соответственно растут (падают) и остаются неизменными при постоянном мгновенном расходе топлива. Возникновение помпажа определяется различным внешними факторами и не зависит от текущего расхода топлива, и сопровождается ростом температуры и снижением угловой скорости вращения ротора турбины и разницы давления на входе и выходе компрессора. Использование цветовой температуры газа в камере сгорания позволяет существенно уменьшить временную задержку измерения температуры за камерой сгорания в связи с практической безынерционностью газа, по сравнению с элементами конструкции ГТД. Использование разницы давления на входе и выходе компрессора является более показательным параметром, чем давление на выходе компрессора, так как позволяет учитывать атмосферное давление и избежать внесения дополнительных погрешностей, связанных с пороговыми значениями и атмосферным давлением. Пороговые значения [∂Т/∂t], [∂ΔР/∂t], [∂ω/∂t] зависят от высоты, скорости полета, мгновенного расхода топлива, геометрических характеристик двигателя и рассчитываются программно по функциональным зависимостям, полученными опытным путем. Для мажоритарного голосования используются условия выхода первых производных за их пороговые значения. (∂T/∂t>[∂T/∂t], ∂ΔP/∂t<[∂ΔP/∂t], ∂ω/∂t<[∂ω/∂t].) Для формирования сигнала о начале помпажа достаточно выхода за пороговые значения производных двух параметров.

1. Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя, заключающийся в измерении температуры за камерой сгорания и вычислении ее первой производной, измерении давления воздуха в компрессоре и вычислении ее первой производной, сравнении производных измеряемых параметров с их пороговыми значениями и определении помпажа при выходе нескольких производных за пороговые значения, отличающийся тем, что дополнительно измеряют разницу давления на выходе и входе компрессора двигателя и вычисляют ее первую производную, измеряют мгновенный расход топлива и вычисляют его первую производную, измеряют угловую скорость вращения ротора турбины двигателя и вычисляют ее первую производную, вычисляют пороговые значения первых производных температуры камеры сгорания, разницы давления на выходе и входе компрессора двигателя, угловой скорости вращения ротора турбины двигателя и путем сравнения первых производных температуры камеры сгорания, разницы давления на выходе и входе компрессора двигателя, угловой скорости вращения ротора турбины двигателя с их пороговыми значениями производят мажоритарное голосование, по которому судят о начале помпажа.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что измеряют цветовую температуру газа за камерой сгорания.



 

Похожие патенты:

Многоступенчатый компрессор турбомашины содержит устройство для активного управления пограничным слоем. Устройство включает лопатки направляющего аппарата последней ступени с отверстием для отбора пограничного слоя воздуха и лопатки направляющего аппарата первой ступени с отверстием для подачи отобранного воздуха.

Предлагаемое изобретение относится к нагнетательной части (1а) двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющей в своем составе множество лопаток (20) вентилятора и опорный диск (22) для этих лопаток.

Изобретение относится к вспомогательной воздушной системе компрессора центробежного или осецентробежного типа, включающего в себя ротор, имеющий ось вращения, при этом компрессор выполнен с возможностью сжатия газа-окислителя.

Изобретение относится к способу управления комбинированным устройством и комбинированному устройству, в котором может быть применен данный способ. Способ управления устройством 1, которое содержит, по меньшей мере, компрессорную установку 2 и/или устройство для сушки с одной стороны и систему 3 регенерации тепла с другой стороны.

Диффузор для диагонального или центробежного компрессора газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, одну лопатку (20), имеющую сторону нагнетания, сторону всасывания и первую боковую поверхность (22).

Компрессор для турбомашины содержит кожух (4), по меньшей мере, одну ступень компрессора и полости (5), выполненные в упомянутом кожухе по пути хода подвижных лопаток (1).

Газотурбинный двигатель, например двухконтурный турбореактивный двигатель, включает промежуточный кожух, содержащий выполненную в виде тела вращения внутреннюю стенку, ограничивающую с наружной стороны канал течения первичного потока воздуха и средства отбора воздуха.

Изобретение относится к испытательным стендам для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе газотурбинного двигателя. Для смещения рабочей точки по характеристике ступени компрессора к границе устойчивой работы необходимо ввести рабочее тело (воздух) в межлопаточный канал направляющего аппарата исследуемой ступени компрессора. Рабочее тело подается непосредственно в межлопаточный канал исследуемой ступени с помощью струйной форсунки с косым срезом. Расход рабочего тела регулируется при помощи дроссельной заслонки. Также рабочее тело может подаваться в полую лопатку направляющего аппарата исследуемой ступени и выходить в проточную часть через специальную систему отверстий на поверхности профиля, вызывая отрыв пограничного слоя. Позволяет исследовать характеристики отдельных ступеней осевого компрессора в составе ГТД, производить исследование режимов работы ступени осевого компрессора на границе устойчивой работы без негативных воздействий на элементы исследуемого двигателя. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Компрессор газотурбинного двигателя содержит первый картер (28а), образующий держатель инжекторов, второй картер (28b), расположенный вокруг первого картера, образуя вместе с ним кольцевое пространство (40); и множество воздушных инжекторов (38, 38'), установленных, каждый, в гнездах. Каждый воздушный инжектор содержит, по меньшей мере, один внутренний канал (48) нагнетания воздуха, выходящий, с одной стороны, в газовоздушный тракт (26) и, с другой стороны, в кольцевое пространство, образованное между картерами. Инжектор содержит на входном конце входной бортик (52), внутренняя сторона (52a) которого опирается в радиальном направлении на входной бортик (44) соответствующего гнезда первого картера и наружная сторона (52b) которого опирается в радиальном направлении на внутреннюю сторону второго картера. Средства зажатия входного бортика воздушных инжекторов между картерами обеспечивают удержание воздушных инжекторов в гнездах первого картера. Достигается возможность удержания всех воздушных инжекторов в их соответствующих гнездах за счет простого механического зажатия инжекторов между двумя картерами. Отсутствие плотных посадок в соединении дает возможность заменять воздушные инжекторы без риска повреждения картеров, что упрощает техническое обслуживание. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Компрессор (1) турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит решетку (2) неподвижных лопаток и систему для отбора воздуха на уровне проходов (5) между двумя лопатками (3) через щели (6), выполненные в упомянутой стенке (4). Лопатки (3) установлены на стенке (4) и образуют между собой проходы (5) для пропускания воздуха. Щели выполнены дискретно в виде множества отверстий (O1, O2, O3, O4), размещенных одно за другим в направлении (Е) потока воздуха. Высшее по потоку отверстие (O1) каждой щели (6) имеет площадь сечения, превышающую площади сечений остальных находящихся ниже по потоку отверстий (O2, O3, O4) щели (6). Количество и сечение отверстий (O2, O3, O4), находящихся ниже по потоку, могут быть изменены в зависимости от заданного расхода всасывания. Техническое решение, предложенное настоящим изобретением, заключается, таким образом, в отборе воздуха на уровне проходов между двумя лопатками с помощью множества отверстий, выполненных одно за другим в направлении потока воздуха и замещающих единственное отверстие. Распределение всасывания на несколько отверстий позволяет исключить рециркуляцию, которая происходила бы в единственном отверстии. Достигается уменьшение вторичных потерь в лопаточном колесе, предупреждение отрывов потока. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Согласно изобретению, способ обнаружения вращающегося срыва потока в компрессоре газотурбинного двигателя содержит следующие этапы: обнаруживают (Е40) аномальное ускорение газотурбинного двигателя или рабочую кривую компрессора, характерную для нарушения в работе газотурбинного двигателя; сохраняют в памяти (Е50) контрольную температуру (EGTref), измеренную на выходе турбины газотурбинного двигателя в момент обнаружения; сравнивают (E60) с определенным температурным порогом (SEGT) разность между текущей температурой (EGT), измеренной после обнаружения на выходе турбины, и контрольной температурой (EGTref); и в случае превышения порога идентифицируют (E70) присутствие вращающегося срыва потока. Технический результат изобретения - повышение быстродействия и надежности описываемого способа. 3 н. и 8 з. п. ф-лы, 7ил.

Изобретение касается способа устранения вращающегося срыва в компрессоре газотурбинного двигателя, который включает в себя следующие этапы: этап, на котором осуществляют автоматическое обнаружение помпажа в газотурбинном двигателе; этап, на котором осуществляют автоматический останов газотурбинного двигателя; в случае обнаружения помпажа этап, на котором осуществляют автоматическое восстановление запаса по помпажу; этап, на котором осуществляют автоматическое повторное зажигание газотурбинного двигателя. Технический результат изобретения - эффективное устранение вращающегося срыва. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх