RU2041398C1 - Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage - Google Patents

Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage Download PDF

Info

Publication number
RU2041398C1
RU2041398C1 SU4906136A RU2041398C1 RU 2041398 C1 RU2041398 C1 RU 2041398C1 SU 4906136 A SU4906136 A SU 4906136A RU 2041398 C1 RU2041398 C1 RU 2041398C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
air pressure
threshold
group
behind
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Ю.М. Гусев
Р.З. Шаяхметов
М.М. Шакирьянов
Original Assignee
Научное конструкторско-технологическое бюро "Вихрь"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Научное конструкторско-технологическое бюро "Вихрь" filed Critical Научное конструкторско-технологическое бюро "Вихрь"
Priority to SU4906136 priority Critical patent/RU2041398C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2041398C1 publication Critical patent/RU2041398C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: engine engineering. SUBSTANCE: air pressure downstream of the first group of stages of the compressor and gas pressure at the outlet section of the propulsive nozzle are measured and signals of existing pumpage in the case when sum of magnitudes of pressures downstream of compressor exceeds the threshold pressure, air pressure downstream of the first group of the compressor stages, and gas pressure at the end section of the propulsive nozzle or when threshold pressure exceeds speed signal delayed for a given time interval the means of the signal of rate of changing pressure downstream of the compressor are generated. The device is additionally has air pressure gauges mounted downstream of the first group of the compressor stages, gas gauges mounted at the outlet section of the propulsive nozzle, and adder. EFFECT: enhanced reliability. 3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в системах защиты газотурбинных двигателей от помпажа. The invention relates to engine building and can be used in systems for protecting gas turbine engines from surging.

Известны способ защиты турбокомпрессора от помпажа и устройства для его осуществления. Известный способ осуществляется путем измерения давления воздуха за компрессором, определения скорости его изменения, сравнения с пороговым значением, задержки сигнала на заранее определенное время и использования его в качестве первого параметра защиты, измерения второго параметра турбокомпрессора, сравнения с пороговым значением и формирования сигнала наличия помпажа в систему защиты в случае одновременного поступления сигналов, соответствующих первому и второму параметрам турбокомпрессора. Известное устройство содержит датчик давления воздуха за компрессором, выход которого соединен через дифференциатор, пороговый элемент и элемент задержки с первым элементом И, вторые дифференциатор и пороговый элемент. A known method of protecting a turbocharger from surge and devices for its implementation. The known method is carried out by measuring the air pressure behind the compressor, determining the rate of change, comparing it with a threshold value, delaying the signal for a predetermined time and using it as a first protection parameter, measuring the second turbocompressor parameter, comparing it with a threshold value and generating a surge signal in protection system in case of simultaneous receipt of signals corresponding to the first and second parameters of the turbocharger. The known device contains an air pressure sensor behind the compressor, the output of which is connected through a differentiator, a threshold element and a delay element to the first element And, the second differentiator and threshold element.

Недостатками способа и устройства являются низкая надежность распознавания помпажа, обусловленные одновременным отсутствием контроля тяги. The disadvantages of the method and device are the low reliability of surge recognition, due to the simultaneous lack of traction control.

Целью изобретения является повышение надежности. The aim of the invention is to increase reliability.

Поставленная цель достигается способом защиты турбокомпрессора от помпажа путем измерения давления воздуха за компрессором и давления воздуха за первой группой ступеней компрессора и подачи сигнала на клапан перепуска воздуха за компрессором, в котором измеряют давление газа на срезе реактивного сопла и формируют сигналы наличия помпажа в случае превышения пороговым значением суммы значений давления воздуха за компрессором, давления воздуха за первой группой ступеней компрессора и давления газа на срезе реактивного сопла или в случае превышения порогового значения задержанным на определенное время значением сигнала скорости изменения давления воздуха за компрессором. The goal is achieved by protecting the turbocharger from surge by measuring the air pressure behind the compressor and the air pressure behind the first group of compressor stages and signaling the air bypass valve behind the compressor, which measures the gas pressure at the jet nozzle exit and generates surge signals if the threshold is exceeded the value of the sum of the values of the air pressure behind the compressor, the air pressure behind the first group of compressor stages and the gas pressure at the jet nozzle exit or in the case of Exceeding the threshold value by the value of the signal of the rate of change of air pressure behind the compressor, delayed for a certain time.

Поставленная цель достигается также устройством, осуществляющим указанный способ, содержащим датчик давления воздуха за компрессором и последовательно соединенные с ним сумматор и второе пороговое устройство, а также датчик давления воздуха за первой группой ступеней компрессора, выход которого связан с вторым входом сумматора, в которое дополнительно введены дифференциатор и последовательно соединенные с ним элемент задержки, первое пороговое устройство и схема ИЛИ, второй вход которой связан с выходом второго порогового устройства, а также датчик давления газа на срезе реактивного сопла, выход которого связан с третьим входом сумматора, причем выход датчика давления воздуха за компрессором связан со входом дифференциатора. This goal is also achieved by a device that implements the specified method, comprising an air pressure sensor behind the compressor and an adder and a second threshold device connected in series with it, as well as an air pressure sensor behind the first group of compressor stages, the output of which is connected to the second input of the adder, into which a differentiator and a delay element connected in series with it, a first threshold device and an OR circuit, the second input of which is connected to the output of the second threshold device a, as well as a gas pressure sensor at the jet nozzle exit, the output of which is connected to the third input of the adder, and the output of the air pressure sensor behind the compressor is connected to the input of the differentiator.

На фиг. 1 и 2а, б, в представлены структурная схема устройства и его графики. In FIG. 1 and 2a, b, c shows the structural diagram of the device and its graphics.

Устройство содержит датчик 1 давления воздуха за первой группой ступеней компрессора Р2 (I), датчик 2 давления газа на срезе реактивного сопла (Рс), датчик 3 давления воздуха за компрессором Р2, дифференциатор 4, элемент 5 задержки, первое пороговое 6 устройство, сумматор 7, второе пороговое устройство 8, схему ИЛИ 9.The device comprises an air pressure sensor 1 behind the first group of stages of the compressor P 2 (I), a gas pressure sensor 2 at the jet nozzle exit (P c ), an air pressure sensor 3 behind the compressor P 2 , a differentiator 4, a delay element 5, a first threshold device 6 , adder 7, second threshold device 8, OR circuit 9.

Устройство в статическом состоянии. The device is in a static state.

Датчик давления воздуха за первой группой ступеней компрессора Р2 (I) 1 последовательно связан с сумматором 7, вторым пороговым устройством 8 и схемой ИЛИ 9. Датчик давления воздуха за компрессором Р2 3 последовательно связан с дифференциатором 4, элементом задержки 5, первым пороговым устройством 6 и схемой ИЛИ 9. Выход датчика давления газа на срезе реактивного сопла Рс 2 и второй выход датчика давления воздуха за компрессором Р2 3 связаны соответственно с вторым и третьим входами сумматора 7.The air pressure sensor behind the first group of compressor stages P 2 (I) 1 is connected in series with the adder 7, the second threshold device 8 and the OR circuit 9. The air pressure sensor behind the compressor P 2 3 is connected in series with the differentiator 4, delay element 5, the first threshold device 6 and the OR circuit 9. The output of the gas pressure sensor at the exit of the jet nozzle P with 2 and the second output of the air pressure sensor behind the compressor P 2 3 are connected respectively with the second and third inputs of the adder 7.

Способ осуществляется следующим образом. The method is as follows.

Сумматор 7 суммирует значения сигналов, поступающих с выходов датчика давления воздуха за первой группой ступеней компрессора Р2 (I) 1, датчика давления газа на срезе реактивного сопла Рс 2 и датчика давления воздуха за компрессором Р2 3. Далее с выхода сумматора 7 сигнал поступает во второе пороговое устройство 8, где сравнивается с его пороговым значением. Если пороговое значение второго порогового устройства 8 больше этого сигнала, то с выхода последнего выдается сигнал на схему ИЛИ 9.The adder 7 summarizes the values of the signals coming from the outputs of the air pressure sensor behind the first group of compressor stages P 2 (I) 1, the gas pressure sensor at the cut of the jet nozzle P with 2 and the air pressure sensor behind the compressor P 2 3. Then, from the output of the adder 7, the signal enters the second threshold device 8, where it is compared with its threshold value. If the threshold value of the second threshold device 8 is greater than this signal, then the output of the latter gives a signal to the OR circuit 9.

Дифференциатор 4 дифференцирует значения сигнала, поступающего с выхода датчика давления воздуха за компрессором Р2 3. Далее сигнал поступает на вход элемента задержки 5, где он задерживается на определенный промежуток времени, так как даже при частичном помпажном срыве давление Р2 более резко меняется, чем остальные параметры авиадвигателя, т.е. время изменения параметров уравнивается для уменьшения вероятности ложных срабатываний о помпаже.Differentiator 4 differentiates the values of the signal coming from the output of the air pressure sensor behind compressor P 2 3. Then the signal goes to the input of the delay element 5, where it is delayed for a certain period of time, since even with a partial surge failure pressure P 2 changes more sharply than other parameters of the aircraft engine, i.e. parameter change time is equalized to reduce the likelihood of false positives.

В первом пороговом устройстве 6 сигнал, поступающий с выхода элемента задержки 5, сравнивается с его пороговым значением. Если пороговое значение первого порогового устройства 6 меньше этого сигнала, то с выхода последнего выдается сигнал на схему ИЛИ 9. Если на входе схемы ИЛИ 9 появится хотя бы один сигнал, то с ее выхода выдается сигнал на клапан перепуска воздуха за компрессором для устранения помпажного срыва. In the first threshold device 6, the signal coming from the output of the delay element 5 is compared with its threshold value. If the threshold value of the first threshold device 6 is less than this signal, then the output of the last signal is output to the OR 9 circuit. If at least one signal appears at the input of the OR 9 circuit, then a signal is output from its output to the air bypass valve behind the compressor to eliminate surging .

Одним из важных параметров авиадвигателя является его тяга R. One of the important parameters of an aircraft engine is its thrust R.

Очевидно, что при появлении помпажных процессов тяга R будет значительно уменьшаться, поэтому ее можно использовать в качестве критерия устойчивости. Obviously, when surge processes occur, the thrust R will decrease significantly, therefore, it can be used as a stability criterion.

Известно, что составляющей величины тяги R является полный импульс потока Ic=CтсСс+Ст2 (I)C2 (I)+Cт2С2, где Сс, С2, С2 (I) скорости потока соответственно на срезе реактивного сопла, за компрессором и за его первой группой ступеней (этим самым учитывается один из наиважнейших выводов, т.е. в процессе появления и развития помпажа основную роль играет обмен энергией между группами ступеней компрессора); Стс, Ст2, Ст2 (I) массовый расход газа в реактивном сопле, массовый расход воздуха за компрессором и его первой группой ступеней.It is known that the component of the thrust R is the total momentum of the flow I c = C tc C s + C t2 (I) C 2 (I) + C t2 C 2 , where C s , C 2 , C 2 (I) are the flow rates, respectively at the jet nozzle exit, behind the compressor and behind its first group of stages (this takes into account one of the most important conclusions, i.e., in the process of the appearance and development of surge, the main role is played by the energy exchange between the groups of compressor stages); C tc , C t2 , C t2 (I) the mass flow rate of gas in the jet nozzle, the mass flow rate of air behind the compressor and its first group of stages.

После преобразований массовых расходов
Gтc= Qcρc= ScCc·

Figure 00000001
S
Figure 00000002
·
Figure 00000003
Figure 00000004

G2= Q2ρ2= S2C2·
Figure 00000005
S
Figure 00000006
·
Figure 00000007
Figure 00000008

G I 2 Q I 2 ρ I 2 S I 2 C
Figure 00000009
S
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012

где Qc, ρc, Sc, Tc объемный расход газа, плотность, площадь сечения, давление и температура на срезе реактивного сопла соответственно; Q2, ρ2, S2, P2, T2 то же, но для компрессора; Q2 (I), ρ2 (I), S2 (I), P2 (I), T2 (I) то же, но для выхода из первой группы ступеней компрессора: k и R1 коэффициент адиабаты и газовая постоянная соответственно.After mass flow conversions
G tc = Q c ρ c = S c C c
Figure 00000001
S
Figure 00000002
·
Figure 00000003
Figure 00000004

G 2 = Q 2 ρ 2 = S 2 C 2
Figure 00000005
S
Figure 00000006
·
Figure 00000007
Figure 00000008

G I 2 Q I 2 ρ I 2 S I 2 C
Figure 00000009
S
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012

where Q c , ρ c , S c , T c gas volumetric flow rate, density, cross-sectional area, pressure and temperature at the jet nozzle exit, respectively; Q 2 , ρ 2 , S 2 , P 2 , T 2 the same, but for the compressor; Q 2 (I), ρ 2 (I), S 2 (I) , P 2 (I), T 2 (I) the same, but to exit the first group of compressor stages: k and R 1 adiabatic coefficient and gas constant respectively.

Таким образом, импульсы равны
CcS

Figure 00000013
Figure 00000014
·
Figure 00000015
μ1Pc
C2S
Figure 00000016
Figure 00000017
·
Figure 00000018
μ2P2
C I 2 S
Figure 00000019
Figure 00000020
·
Figure 00000021
μ3P I 2 где
μ1= S
Figure 00000022

μ2= S
Figure 00000023

μ3= S
Figure 00000024

Cледовательно, полный импульс равен
Ic= μ1Pc+ μ2P2+ μ3P3 (I) Cравнение его с порогом позволяет записать изобретение, т.е.Thus, the momenta are equal
C c s
Figure 00000013
Figure 00000014
·
Figure 00000015
μ 1 P c
C 2 S
Figure 00000016
Figure 00000017
·
Figure 00000018
μ 2 P 2
C I 2 S
Figure 00000019
Figure 00000020
·
Figure 00000021
μ 3 P I 2 Where
μ 1 = S
Figure 00000022

μ 2 = S
Figure 00000023

μ 3 = S
Figure 00000024

Consequently, the total momentum is
I c = μ 1 P c + μ 2 P 2 + μ 3 P 3 (I) Comparing it with a threshold allows you to record an invention, i.e.

P2≥Спор.1,
μ1Pc+ μ2P2+ μ3P3 (I)≥ Спор.2, где Спор.1, Спор.2 заранее заданные пороговые значения. Причем канал Р2 введен с элементом задержки, так как Р2 быстрее меняется при помпаже, чем остальные параметры (см. фиг. 2а, б и в).P 2 ≥C por 1 ,
μ 1 P c + μ 2 P 2 + μ 3 P 3 (I) ≥ С por.2 , where С por.1 , С por.2 predetermined threshold values. Moreover, the channel P 2 is introduced with a delay element, since P 2 changes more quickly during surge than other parameters (see Fig. 2a, b and c).

Эффект распознавания помпажа заключается в вычислении и контроле тяги двигателя (в виде суммы параметров Р2, Р2 (I) и Рс) и одновременном контроле "задержанного" значения сигнала Р2, так как изменение последнего более значительно, чем остальных параметров. Причем с порогом сравнивается скорость изменения dP2/dt, исключая вероятность ложного срабатывания (возможные малые колебания давления, которые всегда имеют место) о помпажных явлениях.The surge recognition effect consists in calculating and controlling the engine thrust (as a sum of the parameters Р 2 , Р 2 (I) and Р с ) and at the same time monitoring the “delayed” value of the signal Р 2 , since the change in the latter is more significant than the other parameters. Moreover, the rate of change dP 2 / dt is compared with the threshold, excluding the possibility of false alarms (possible small pressure fluctuations that always occur) about surge phenomena.

По сравнению с прототипом способы и устройство обладают более высокой точностью распознавания помпажа. Устройство не требует создания уникальной аппаратуры, может быть выполнено на базе обычных серийных элементов. Увеличение числа элементов ведет к незначительному увеличению стоимости устройства. Экономический эффект от использования изобретения достигается за счет увеличения ресурса силовой установки. Compared with the prototype, the methods and device have a higher accuracy of surge recognition. The device does not require the creation of unique equipment; it can be performed on the basis of ordinary serial elements. An increase in the number of elements leads to a slight increase in the cost of the device. The economic effect of the use of the invention is achieved by increasing the resource of the power plant.

Claims (2)

1. Способ защиты турбокомпрессора от помпажа путем измерения давления воздуха за компрессором, определения скорости его изменения, сравнения с пороговым значением, задержки сигнала на заранее определенное время и использования его в качестве первого параметра защиты, измерения второго параметра турбокомпрессора, сравнения с пороговым значением и формирования сигнала наличия помпажа в систему защиты в случае одновременного поступления сигналов, соответствующих первому и второму параметрам турбокомпрессора, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности, измеряют давление воздуха за первой группой ступеней компрессора и давление газа на срезе реактивного сопла, определяют скорости их изменений, сравнивают с пороговыми значениями и формируют сигнал, соответствующий второму параметру турбокомпрессора, в случае превышения скоростями изменения давления воздуха за первой группой ступени компрессора и давления газа на срезе реактивного сопла соответствующих пороговых значений. 1. A method of protecting a turbocharger from surge by measuring the air pressure behind the compressor, determining its rate of change, comparing it with a threshold value, delaying the signal for a predetermined time, and using it as a first protection parameter, measuring the second turbocompressor parameter, comparing it with a threshold value, and generating surge signal in the protection system in case of simultaneous receipt of signals corresponding to the first and second parameters of the turbocharger, characterized in that, with In order to increase reliability, measure the air pressure behind the first group of compressor stages and the gas pressure at the jet nozzle exit, determine the rate of change, compare with threshold values and generate a signal corresponding to the second parameter of the turbocompressor, if the air pressure exceeds the first group of compressor stages and gas pressure at the nozzle exit of the corresponding threshold values. 2. Устройство защиты турбокомпрессора от помпажа, содержащее датчик давления воздуха за компрессором, выход которого соединен через дифференциатор, пороговый элемент и элемент задержки с первым элементом И, вторые дифференциатор и пороговый элемент, отличающееся тем, что, с целью повышения надежности, оно содержит датчик давления воздуха за первой группой ступеней компрессора, датчик давления газа на срезе реактивного сопла, сумматор, третьи дифференциатор и пороговый элемент и второй элемент И, причем выходы всех датчиков давления подсоединены к сумматору, выход которого через первый пороговый элемент подсоединен к элементу ИЛИ, к второму входу которого подсоединен выход второго порогового элемента, вход которого через элемент задержки связан с выходом дифференциатора. 2. Device for protecting the turbocharger from surge, comprising an air pressure sensor behind the compressor, the output of which is connected through a differentiator, a threshold element and a delay element to the first element And, the second differentiator and threshold element, characterized in that, in order to increase reliability, it contains a sensor air pressure behind the first group of compressor stages, a gas pressure sensor at the jet nozzle exit, an adder, a third differentiator and a threshold element and a second element And, the outputs of all pressure sensors connected to the adder, the output of which through the first threshold element is connected to the OR element, the second input of which is connected to the output of the second threshold element, the input of which through the delay element is connected to the output of the differentiator.
SU4906136 1990-12-04 1990-12-04 Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage RU2041398C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU4906136 RU2041398C1 (en) 1990-12-04 1990-12-04 Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU4906136 RU2041398C1 (en) 1990-12-04 1990-12-04 Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2041398C1 true RU2041398C1 (en) 1995-08-09

Family

ID=21557659

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU4906136 RU2041398C1 (en) 1990-12-04 1990-12-04 Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2041398C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2453733C2 (en) * 2010-04-23 2012-06-20 Закрытое акционерное общество "Научно-производственная фирма "Система-Сервис" Compressor antisurge protection

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Авторское свидетельство СССР N 985450, кл. F 04D 27/02, 1982. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2453733C2 (en) * 2010-04-23 2012-06-20 Закрытое акционерное общество "Научно-производственная фирма "Система-Сервис" Compressor antisurge protection

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5752379A (en) Non-recoverable surge and blowout detection in gas turbine engines
Ashworth et al. Unsteady aerodynamic and heat transfer processes in a transonic turbine stage
KR850004830A (en) Compressor Rotation Stall Detection and Alarm System
JPS6314167B2 (en)
Hodson Boundary-layer transition and separation near the leading edge of a high-speed turbine blade
Bremhorst et al. Spectral measurements of turbulent momentum transfer in fully developed pipe flow
KR890000888A (en) Turbine impulse room temperature measurement method and apparatus
JP2695929B2 (en) How to determine surge condition
EP1548285A2 (en) Method and apparatus for detecting compressor stall precursors
US20100158670A1 (en) Combustor rumble
RU2041399C1 (en) Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage
RU2041398C1 (en) Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage
KR890013471A (en) Flow Meter Control of Air Leak Monitor
Christensen et al. Development and demonstration of a stability management system for gas turbine engines
EP3814739B1 (en) System and method for predetermining the onset of impending oscillatory instabilities
RU2054132C1 (en) Method and device for protecting turbo-compressor against surging
US3671134A (en) Fluidic signal detection and prevention of stall in compressors for gas turbine engines
RU2066854C1 (en) Device measuring temperature of gas-of gas-turbine engine
Friedland Maximum likelihood failure detection of aircraft flight control sensors
RU2374498C1 (en) Anti-surge device for gas turbine engine compressor
RU2254499C1 (en) Turbocompressor stall-and-surge protection device
RU2372526C1 (en) Protection method of turbine compressor against stalling and surging and device for its implementation
RU2149438C1 (en) Method for automatic control of operations of engine
Paniagua et al. Steady-unsteady measurements of the flow field downstream of a transonic high-pressure turbine stage
RU2373434C1 (en) Device to protect gas turbine unit against surge