RU2272923C1 - Method of control of vibratory combustion in gas-turbine engine combustion chamber - Google Patents
Method of control of vibratory combustion in gas-turbine engine combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2272923C1 RU2272923C1 RU2004125512/06A RU2004125512A RU2272923C1 RU 2272923 C1 RU2272923 C1 RU 2272923C1 RU 2004125512/06 A RU2004125512/06 A RU 2004125512/06A RU 2004125512 A RU2004125512 A RU 2004125512A RU 2272923 C1 RU2272923 C1 RU 2272923C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- combustion
- engine
- signal
- frequency
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности авиационного двигателестроения.The invention relates to the field of aviation technology, in particular aircraft engine manufacturing.
Для надежности эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, контроля за режимами его работы, правильного функционирования автоматики двигателя необходимо иметь объективную информацию для недопущения аномальных режимов работы двигателя. Одним из таких режимов является режим вибрационного горения.For reliable operation of an aircraft gas turbine engine, monitoring of its operation modes, and proper functioning of engine automation, it is necessary to have objective information to prevent abnormal engine operation modes. One of these modes is the vibrational combustion mode.
Известен «Способ регулирования форсажной камеры», авторское свидетельство №1809148 от 30.06.1977 г., основанный на регистрации с помощью датчиков пульсаций давления процессов в камере сгорания для дальнейшего регулирования расхода топлива с целью исключения недопустимых явлений.The well-known "Method of regulating the afterburner", copyright certificate No. 1809148 from 06/30/1977, based on registration with the aid of sensors of pressure pulsations of processes in the combustion chamber to further control fuel consumption in order to eliminate unacceptable phenomena.
Недостатком данного технического решения является необходимость установки датчиков давления в высокотемпературной зоне форсажной камеры сгорания для регистрации акустических колебаний, необходимости сложной обработки информации для нахождения эпюр распределения давления.The disadvantage of this technical solution is the need to install pressure sensors in the high temperature zone of the afterburner to record acoustic vibrations, the need for complex information processing to find pressure distribution diagrams.
Наиболее близким техническим решением к заявляемому и взятым за прототип является «Способ измерения частот колебаний в газе с помощью датчиков давления (микрофонов) и с помощью регистрации излучения от радикалов C2, образующихся при горении топливо-воздушной смеси», материалы из журнала «AIAA Paper 87-0433», G.J.Bloxsidge, A.P.Dowling at al. «Active control of reheat buzz», 1987, pp.1-4. Для этого устанавливается вместе с датчиками давления фотоприемное устройство с фильтром на заданную длину волны, которое регистрирует излучение радикалов С2, коррелирующее по частоте с акустическими возмущениями в газе.The closest technical solution to the claimed one and taken as a prototype is “A method of measuring vibration frequencies in a gas using pressure sensors (microphones) and by detecting radiation from C 2 radicals generated during the combustion of a fuel-air mixture,” materials from AIAA Paper 87-0433 ", GJ Bloxsidge, AP Dowling at al. "Active control of reheat buzz", 1987, pp. 1-4. For this, a photodetector with a filter for a given wavelength is installed together with pressure sensors, which detects the radiation of C 2 radicals, which correlates in frequency with acoustic disturbances in the gas.
Недостатком данного технического решения является необходимость специального окна в камере сгорания двигателя, обеспечения передачи излучения от газа на фотоумножитель, юстировка оптических элементов. Кроме того, этот метод является контактным и требует обеспечения надежной термо- и виброизоляции изоляции используемого оборудования.The disadvantage of this technical solution is the need for a special window in the combustion chamber of the engine, ensuring the transmission of radiation from gas to the photomultiplier, alignment of optical elements. In addition, this method is contact and requires the provision of reliable thermal and vibration isolation of the insulation of the equipment used.
В настоящее время широко развиваются нетрадиционные способы контроля как состояния, так и режимов работы газотурбинных двигателей. К таким способам относится метод бесконтактной электростатической диагностики газотурбинных двигателей. В основе способа лежит регистрация в авиационных двигательных струях заряженных частиц (электронов, ионов, микрочастиц), которые образуются в камере сгорания, а также при эрозии и разрушении элементов двигателя или попадают в двигатель извне. Заряженные частицы вовлекаются в газодинамическое движение газа по тракту двигателя, создают в пространстве, окружающем газодинамическую двигательную струю, нестационарное электростатическое поле, которое регистрируется специальными зондами-антеннами. На основе полученных сигналов можно получить информацию о режиме работы двигателя и происходящих в нем процессах. Это позволит создать автоматическую систему предотвращения опасного режима вибрационного горения, что повысит безопасность эксплуатации авиационной техники, снизит затраты при обслуживании. Контролировать можно как нормальное состояние двигателя, так и аномальные режимы его работы.Currently, unconventional methods for monitoring both the state and operating modes of gas turbine engines are developing widely. Such methods include the method of non-contact electrostatic diagnostics of gas turbine engines. The method is based on the registration in aircraft engine jets of charged particles (electrons, ions, microparticles) that are formed in the combustion chamber, as well as during erosion and destruction of engine elements or enter the engine from the outside. Charged particles are involved in the gas-dynamic motion of the gas along the engine path, creating an unsteady electrostatic field in the space surrounding the gas-dynamic motor jet, which is detected by special antenna probes. Based on the received signals, you can get information about the engine operating mode and the processes occurring in it. This will make it possible to create an automatic system for preventing a dangerous vibrational combustion regime, which will increase the safety of aircraft operation and reduce maintenance costs. You can monitor both the normal state of the engine and the abnormal modes of its operation.
Технической задачей заявляемого способа контроля вибрационного горения в камере сгорания газотурбинного двигателя является повышение эффективности и надежности определения и предотвращения вибрационного горения на форсированном режиме при работе газотурбинных двигателей при их испытаниях и в эксплуатации.The technical task of the proposed method for controlling vibrational combustion in the combustion chamber of a gas turbine engine is to increase the efficiency and reliability of determining and preventing vibrational combustion in forced mode during operation of gas turbine engines during their testing and operation.
Указанная техническая задача решается в заявляемом способе, где регистрируют изменение частот колебаний параметров газодинамического движения частиц в газе и определяют наличие или отсутствие вибрационного горения, при этом регистрацию изменения параметров газодинамического движения производят электростатическими антеннами без контакта с двигателем и его газодинамической струей, фиксируют временную реализацию сигнала колебаний электростатического поля, определяют спектральную плотность в спектре мощности временной реализации этого сигнала, сравнивают с эталонным значением спектральной плотности и, в случае превышения определяемого параметра заданного эталонного значения, определяют частоту, на которой произошло превышение, сравнивают эту частоту со значениями частот вибрационного горения данной камеры сгорания и вырабатывают сигнал в систему контроля двигателя о наличии вибрационного горения.The specified technical problem is solved in the claimed method, where the change in the frequency of oscillation of the parameters of the gas-dynamic motion of particles in the gas is detected and the presence or absence of vibrational combustion is determined, while the change in the parameters of the gas-dynamic motion is recorded by electrostatic antennas without contact with the engine and its gas-dynamic jet, and the temporal implementation of the signal is recorded oscillations of the electrostatic field, determine the spectral density in the power spectrum of the temporary implementation of this signal is compared with the reference value of the spectral density and, if the specified parameter exceeds the specified reference value, the frequency at which the excess occurred is compared, this frequency is compared with the values of the vibrational frequencies of the given combustion chamber and a signal is generated in the engine monitoring system about the presence of vibrational combustion .
Статистическая обработка позволяет, анализируя величину спектральной плотности в спектре мощности временной реализации процесса, найти характерные частоты зарегистрированного электростатического сигнала и, следовательно, газодинамического движения газа по тракту двигателя. При возникновении режима вибрационного горения в высокочастотной и низкочастотной областях спектра появляются частоты, характерные для данного режима. Контроль заданных спектральных диапазонов электростатического сигнала дает возможность зафиксировать начало появления известных аномальных частот в спектре электростатического сигнала, т.е. начало вибрационного горения, что позволяет заблаговременно изменить режим работы двигателя с помощью системы автоматического управления или рычага управления двигателем. Таким образом, искомый результат обуславливается появлением в газодинамическом движении заряженных частиц и, следовательно, в генерируемом ими электростатическом поле частот, характерных для вибрационного горения.Statistical processing allows, by analyzing the spectral density in the power spectrum of the temporal implementation of the process, to find the characteristic frequencies of the detected electrostatic signal and, therefore, the gas-dynamic gas movement along the engine path. When a vibrational combustion mode occurs in the high-frequency and low-frequency regions of the spectrum, frequencies characteristic of this mode appear. Monitoring the specified spectral ranges of the electrostatic signal makes it possible to fix the beginning of the appearance of known abnormal frequencies in the spectrum of the electrostatic signal, i.e. the beginning of vibrational combustion, which allows you to change the engine operating mode in advance using the automatic control system or the engine control lever. Thus, the desired result is caused by the appearance of charged particles in the gas-dynamic motion and, therefore, in the electrostatic field generated by them, of the frequencies characteristic of vibrational combustion.
На фиг.1 представлена схема установки электростатической антенны на самолете.Figure 1 presents the installation diagram of an electrostatic antenna on an airplane.
На фиг.2 представлена временная развертка регистрируемого электростатического сигнала при наличии вибрационного горения.Figure 2 presents a temporary scan of the recorded electrostatic signal in the presence of vibrational combustion.
На фиг.3 представлена спектральная реализация сигнала при наличии вибрационного горения в форсажной камере сгорания газотурбинного двигателя.Figure 3 presents the spectral implementation of the signal in the presence of vibrational combustion in the afterburner of the combustion chamber of a gas turbine engine.
На фиг.4 представлен алгоритм анализа электростатического сигнала для выявления режима вибрационного горения в камере сгорания газотурбинного двигателя.Figure 4 presents the algorithm for analyzing the electrostatic signal to detect vibrational combustion in the combustion chamber of a gas turbine engine.
На фиг.1, где показана схема установки электростатической антенны на самолете, антенну 1 устанавливают в районе среза сопла 2 газотурбинного двигателя без контакта с двигателем и его газодинамической реактивной струей 3.Figure 1, which shows the installation diagram of the electrostatic antenna on an airplane, the
Типичная временная развертка сигнала, зарегистрированного с помощью электростатической антенны, показана на фиг.2, где представлен электростатический сигнал, зарегистрированный на форсированном режиме работы двигателя и на временной развертке показан промежуток времени, в ходе которого наблюдалось вибрационное горение.A typical time scan of a signal recorded with an electrostatic antenna is shown in FIG. 2, which shows an electrostatic signal recorded in a forced engine mode and a time scan shows the time period during which vibrational combustion was observed.
На фиг.3 представлена спектральная реализация участка вибрационного горения, который показан на фиг.2. В спектре отчетливо заметна частота (470 Гц), соответствующая одной из мод вибрационного горения.Figure 3 presents the spectral implementation of the section of vibrational combustion, which is shown in figure 2. The frequency (470 Hz) corresponding to one of the modes of vibrational combustion is clearly visible in the spectrum.
Заявляемый способ контроля вибрационного горения в камере сгорания газотурбинного двигателя осуществляют следующим образом.The inventive method of controlling vibrational combustion in the combustion chamber of a gas turbine engine is as follows.
Изменение частот колебаний параметров газодинамического движения частиц в струе регистрируют электростатической антенной 1, которая установлена согласно фиг.1 в районе среза сопла 2 газотурбинного двигателя без контакта с двигателем и его газодинамической струей 3, проводят статистический анализ зарегистрированных пульсаций (фиг.2) электростатического излучения ионов, электронов, заряженных микрочастиц, а именно проводят преобразование Фурье временной реализации зарегистрированного электростатического сигнала по выборке из N точек на заданном интервале времени τ, определяют спектральную плотность (фиг.3) сигнала Si в спектре мощности на частоте ωi и сравнивают спектральную плотность сигнала Si с заданной эталонной величиной S*. В случае превышения Si эталонной величины S* проводится выделение частоты ωi, соответствующей частоте вибрационного горения ωjвг.The change in the frequency of oscillations of the parameters of the gas-dynamic motion of particles in the jet is recorded by an
Анализ электростатического сигнала для выявления режима вибрационного горения в камере сгорания газотурбинного двигателя осуществляют по схеме, представленной на фиг.4, где:The analysis of the electrostatic signal to detect vibrational combustion in the combustion chamber of a gas turbine engine is carried out according to the scheme shown in figure 4, where:
1. Проверяют наличие параметров системы автоматического управления двигателя, свидетельствующих о включении форсажа или наличии пламени в форсажной камере.1. Check the availability of the parameters of the automatic engine control system, indicating the inclusion of afterburner or the presence of flame in the afterburner.
2. При отсутствии указанных сигналов программа не загружается (нефорсированный режим работы двигателя).2. In the absence of the indicated signals, the program does not load (un-accelerated engine operation mode).
3. При наличии команды системы автоматического управления на включение форсажной камеры (αруд в зоне форсированных режимов и присутствует сигнал о наличии пламени в форсажной камере) вводится программа контроля спектра электростатического сигнала. Вводят эталонную величину максимально допустимой спектральной плотности S* и значения частот вибрационного горения ωjвг для данного типа двигателя.3. If there is a command of the automatic control system to turn on the afterburner (α ores in the forced mode zone and there is a signal about the presence of flame in the afterburner), a program for controlling the spectrum of the electrostatic signal is introduced. Enter the reference value of the maximum permissible spectral density S * and the values of the vibrational combustion frequencies ω jvg for this type of engine.
4. Производят ввод электростатического сигнала для вычисления его спектра. С заданной частотой ввода N точек в секунду на участке времени с заданной длительностью τ.4. Enter the electrostatic signal to calculate its spectrum. With a given input frequency of N points per second in a time interval with a given duration τ.
5. Выполняют вычисление спектра по быстрому преобразованию Фурье и для каждой частоты ωi=i·Δω определяют спектральную плотность Si, где i=1...N/2; Δω - частота сканирования спектра.5. The spectrum is calculated by the fast Fourier transform and, for each frequency ω i = i · Δω, the spectral density S i is determined, where i = 1 ... N / 2; Δω is the scanning frequency of the spectrum.
6. Производят сравнение значений Si с пороговым уровнем спектральной плотности сигнала S*.6. Compare the values of S i with the threshold level of spectral density of the signal S * .
7. Если Si<S*, то, по завершению сканирования всего спектрального диапазона, вводят следующие значения сигнала согласно п.4.7. If S i <S * , then, upon completion of the scan of the entire spectral range, enter the following signal values according to paragraph 4.
8. В случае превышения Si>S* выполняют выделение частоты, на которой было зафиксировано превышение значения сигнала.8. In case of exceeding S i > S * , the frequency is selected at which the excess of the signal value was recorded.
9. Если значение частоты, на которой произошло превышение значения сигнала по п.7, совпадает с одной или несколькими частотами вибрационного горения ωjвг, то идентифицируют процесс вибрационного горения,9. If the value of the frequency at which the excess of the signal value according to claim 7 occurs, coincides with one or more frequencies of vibrational combustion ω jvg , then the process of vibrational combustion is identified,
при этом nвд - частота вращения ротора высокого давления;wherein n vd is the rotational speed of the high pressure rotor;
tт * - температура газа за турбиной;t t * - gas temperature behind the turbine;
αруд - угол поворота рычага управления двигателем;α ores - angle of rotation of the engine control lever;
τ - время регистрации сигнала;τ is the signal recording time;
S* - допустимое значение спектральной плотности сигнала;S * is the allowable value of the spectral density of the signal;
ωjвг - частоты вибрационного горения для данного типа двигателя;ω jvg - vibrational combustion frequencies for a given type of engine;
N - количество точек, по которым производится расчет спектра;N is the number of points by which the spectrum is calculated;
Фi - амплитуда сигнала в i-й точке;F i is the signal amplitude at the i-th point;
Si - величина спектральной плотности на частоте ωi.S i is the spectral density at the frequency ω i .
Применение заявляемого способа контроля вибрационного горения в камере сгорания газотурбинных двигателей позволит повысить эффективность и надежность контроля начала вибрационного горения по сравнению с предшествующими методами контроля, повышая тем самым безопасность при испытаниях и летной эксплуатации газотурбинных двигателей.The use of the proposed method for controlling vibrational combustion in the combustion chamber of gas turbine engines will improve the efficiency and reliability of controlling the onset of vibrational combustion compared to previous control methods, thereby increasing safety during testing and flight operation of gas turbine engines.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004125512/06A RU2272923C1 (en) | 2004-08-23 | 2004-08-23 | Method of control of vibratory combustion in gas-turbine engine combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004125512/06A RU2272923C1 (en) | 2004-08-23 | 2004-08-23 | Method of control of vibratory combustion in gas-turbine engine combustion chamber |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2272923C1 true RU2272923C1 (en) | 2006-03-27 |
Family
ID=36388933
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004125512/06A RU2272923C1 (en) | 2004-08-23 | 2004-08-23 | Method of control of vibratory combustion in gas-turbine engine combustion chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2272923C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2618774C1 (en) * | 2016-01-11 | 2017-05-11 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Method for controlling vibration combustion in combustion chamber of gas turbine engine |
| RU2639597C2 (en) * | 2016-03-02 | 2017-12-21 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Method for diagnostics of vibrating combustion in combustion chamber of gas turbine engine |
| RU2663311C1 (en) * | 2017-10-05 | 2018-08-03 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method of the non-contact early burnout diagnostics of the rocket chamber on the self-magnetic field intensity of combustion products |
-
2004
- 2004-08-23 RU RU2004125512/06A patent/RU2272923C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| G.J. BLOXSIDGE at al. Active control of reheat buzz, AIAA Paper 87-0433, Whittle Laboratory, University Engineering Department, 1987, c.1-4. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2618774C1 (en) * | 2016-01-11 | 2017-05-11 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Method for controlling vibration combustion in combustion chamber of gas turbine engine |
| RU2639597C2 (en) * | 2016-03-02 | 2017-12-21 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Method for diagnostics of vibrating combustion in combustion chamber of gas turbine engine |
| RU2663311C1 (en) * | 2017-10-05 | 2018-08-03 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method of the non-contact early burnout diagnostics of the rocket chamber on the self-magnetic field intensity of combustion products |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9989424B2 (en) | Multi-functional sensor system for gas turbine combustion monitoring and control | |
| US10962448B2 (en) | Method for monitoring the engines of an aircraft | |
| US9612016B2 (en) | Flame monitoring of a gas turbine combustor using multiple dynamic pressure sensors in multiple combustors | |
| US9453767B2 (en) | Active temperature monitoring in gas turbine combustors | |
| JP4801452B2 (en) | Abnormality monitoring method and apparatus for gas turbine | |
| US10254199B2 (en) | Method for monitoring the engines of an aircraft | |
| US9068512B2 (en) | Method for protecting a gas turbine engine against high dynamical process values and gas turbine engine for conducting the method | |
| US9494493B2 (en) | Single dynamic pressure sensor based flame monitoring of a gas turbine combustor | |
| CN101782234A (en) | Systems and methods of monitoring acoustic pressure to detect a flame condition in a gas turbine | |
| US9989253B2 (en) | Combustion instability control method | |
| US9599527B2 (en) | Dynamic pressure method of detecting flame on/off in gas turbine combustion cans for engine protection | |
| RU2310180C1 (en) | Method of testing gas turbine engines | |
| RU2272923C1 (en) | Method of control of vibratory combustion in gas-turbine engine combustion chamber | |
| RU2245491C2 (en) | Method and device for monitoring combustion conditions in gas-turbine power unit | |
| CN103998750B (en) | Detect method and the gas-turbine installation of fault in the combustor of gas-turbine installation | |
| Hultgren et al. | Noise-source separation using internal and far-field sensors for a full-scale turbofan engine | |
| RU2258923C1 (en) | Method of diagnosing gas turbine engines at steady and non-steady states of operation | |
| WO2008112220A1 (en) | Apparatus and methods for monitoring combustion dynamics in a gas turbine engine | |
| JP2011157976A (en) | Failure monitoring method and device in gas turbine | |
| RU2663311C1 (en) | Method of the non-contact early burnout diagnostics of the rocket chamber on the self-magnetic field intensity of combustion products | |
| RU2618774C1 (en) | Method for controlling vibration combustion in combustion chamber of gas turbine engine | |
| US20230076221A1 (en) | Method for monitoring elements in a turbine engine combustion chamber | |
| RU2474806C1 (en) | Method of multi-antenna electrostatic diagnostics of gas turbine engines in steady-state and transient operating conditions | |
| Cocking | A prediction method for the effects of flight on subsonic jet noise | |
| WO2015138383A1 (en) | Flame monitoring of a gas turbine combustor using a characteristic spectral pattern from a dynamic pressure sensor in the combustor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150824 |