RU2041398C1 - Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage - Google Patents
Method and device for protecting turbo-compressor against pumpage Download PDFInfo
- 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
Links
Images
Landscapes
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
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
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
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
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.
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
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· S ·
G2= Q2ρ2= S2C2· S ·
G
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 S ·
G 2 = Q 2 ρ 2 = S 2 C 2 S ·
G
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 · μ1Pc
C2S · μ2P2
C
μ1= S
μ2= S
μ3= S
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 · μ 1 P c
C 2 S · μ 2 P 2
C
μ 1 = S
μ 2 = S
μ 3 = S
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)
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)
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 |
-
1990
- 1990-12-04 RU SU4906136 patent/RU2041398C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Авторское свидетельство СССР N 985450, кл. F 04D 27/02, 1982. * |
Cited By (1)
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 |
---|---|---|
US3935558A (en) | Surge detector for turbine engines | |
Doorly et al. | Simulation of the effects of shock wave passing on a turbine rotor blade | |
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 | |
Hodson | Boundary-layer transition and separation near the leading edge of a high-speed turbine blade | |
JPS6314167B2 (en) | ||
JP2695929B2 (en) | How to determine surge condition | |
KR890000888A (en) | Turbine impulse room temperature measurement method and apparatus | |
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 | |
JP2002131172A (en) | Method for detecting leakage of gas in pipeline | |
RU2374498C1 (en) | Anti-surge device for gas turbine engine compressor | |
RU2254499C1 (en) | Turbocompressor stall-and-surge protection device | |
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 |