RU2316678C1 - Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске - Google Patents

Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске Download PDF

Info

Publication number
RU2316678C1
RU2316678C1 RU2006112375/06A RU2006112375A RU2316678C1 RU 2316678 C1 RU2316678 C1 RU 2316678C1 RU 2006112375/06 A RU2006112375/06 A RU 2006112375/06A RU 2006112375 A RU2006112375 A RU 2006112375A RU 2316678 C1 RU2316678 C1 RU 2316678C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
parameter
compressor
gas
derivative
starting
Prior art date
Application number
RU2006112375/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2006112375A (ru
Inventor
Валерий Георгиевич Ипполитов (RU)
Валерий Георгиевич Ипполитов
х Антон Иванович Полул (RU)
Антон Иванович Полулях
Юрий Семенович Савенков (RU)
Юрий Семенович Савенков
Алексей Николаевич Саженков (RU)
Алексей Николаевич Саженков
Юрий Абрамович Трубников (RU)
Юрий Абрамович Трубников
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
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 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2006112375/06A priority Critical patent/RU2316678C1/ru
Publication of RU2006112375A publication Critical patent/RU2006112375A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2316678C1 publication Critical patent/RU2316678C1/ru

Links

Landscapes

  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

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 Ттнд и nвд. Способ диагностики заключается в измерении температуры газов за турбиной низкого давления Ттнд, частоты вращения ротора высокого давления nвд, в определении первой производной по времени параметра
Figure 00000001
и параметра
Figure 00000002
Согласно изобретению дополнительно определяют отношение первой производной параметра Ттнд к первой производной параметра nвд, т.е.
Figure 00000003
на основе заранее установленных запасов газодинамической устойчивости компрессора на запуске формируют предельно допустимое значение
Figure 00000004
сравнивают
Figure 00000005
с
Figure 00000004
и при
Figure 00000006
формируют логический сигнал I о срыве компрессора. Сравнение
Figure 00000005
с
Figure 00000007
осуществляют при изменении частоты вращения nвд от 20% до 38%. Измерение температуры газов за турбиной низкого давления Ттнд осуществляют малоинерционной хромель-алюмелевой термопарой с открытым горячим спаем. В качестве предельно допустимого значения
Figure 00000004
используют числовое значение 50 [°С/%]. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

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 Рк, частота вращения роторов высокого и/или низкого давлений nвд, nнд, температура воздуха за компрессором Тк, температура излучения лопаток турбины Тл. 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 Рк, могут наблюдаться случаи ложного формирования сигнала о срыве, например, при переменном отказе электропроводки датчика или блока обработки параметра Рк. 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 nгг, вычисление второй производной частоты nгг, измерение мощности N на силовом турбинном вале, вычисление первой производной мощности N, формирование положительных и отрицательных предельных значений производных параметров nгг 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 nгг, N и их производных (особую сложность представляет вычисление второй производной параметра nгг), 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 nвд, вычисление первой производной по времени параметра
Figure 00000019
при этом сигнал, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости двигателя, формируют при одновременном снижении параметра
Figure 00000020
и увеличении параметра Ттнд
Figure 00000021
(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 nвд при работе пускового устройства (например, воздушного стартера) в начальной стадии срыва может оставаться положительной
Figure 00000022
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 Ттнд и nвд.
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 Ттнд, частоты вращения ротора высокого давления nвд, определение первой производной по времени параметра
Figure 00000023
и параметра
Figure 00000024
согласно изобретению дополнительно определяют отношение первой производной параметра Ттнд к первой производной параметра nвд, т.е.
Figure 00000025
на основе заранее установленных запасов газодинамической устойчивости компрессора на запуске формируют предельно допустимое значение
Figure 00000026
сравнивают
Figure 00000027
и при
Figure 00000028
формируют логический сигнал I о срыве компрессора.
Для обеспечения разрешения на формирование сигнала "срыв потока", т.е. сигнал на выходе I2=1, осуществляют сравнение
Figure 00000029
при изменении частоты вращения nвд от 20% до 38%. При 20%>nвд>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 Ттнд осуществляют малоинерционной хромель-алюмелевой термопарой с открытым горячим спаем, что повышает надежность (достоверность) определения начала срыва запуска.
При
Figure 00000030
обеспечивается достаточный запас на исключение формирования ложного сигнала "срыв потока", вызванного "шумами" при вычислениях
Figure 00000031
и Ттнд.
На чертеже представлена структурная схема устройства для реализации способа.
Блок 1 представляет собой датчик измерения температуры газов за турбиной низкого давления Ттнд, выход блока 1 соединен с входом блока 2.
Блок 2 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине Ттнд. В блоке 2 осуществляется вычисление первой производной Ттнд по времени
Figure 00000032
Выход блока 2 соединен с первым входом блока 5.
Блок 3 представляет собой датчик измерения параметра nвд, выход блока 3 соединен с входом блока 4 и блока 8. В качестве датчика измерения параметра nвд могут использоваться индукционные датчики типа ДЧВ - 2500 А или любого другого типа, обеспечивающие точность измерения nвд на уровне ±0,1%.
Блок 4 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине nвд. В блоке 4 осуществляется вычисление первой производной nвд по времени
Figure 00000033
Выход блока 4 соединен со вторым входом блока 5.
Блок 5 представляет собой арифметический блок. На его два входа поступают сигналы
Figure 00000034
и
Figure 00000035
и в этом блоке определяется отношение
Figure 00000036
В блоке 6 формируется предельно допустимое значение отношения
Figure 00000037
Величина
Figure 00000038
формируется на основе заранее установленных запасов газодинамической устойчивости компрессора ΔКу и с учетом статистики изменения
Figure 00000039
во всех ожидаемых условиях эксплуатации. В общем случае величина
Figure 00000040
может быть функцией или константой.
В блоке 7 осуществляется сравнение текущего значения
Figure 00000039
с предельно допустимым (пороговым) значением
Figure 00000041
При
Figure 00000042
на выходе блока 7 сигнал отсутствует, I1=0. В случае, если
Figure 00000043
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 nвд в диапазон 20%...38%. Если 20%≤nвд≤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 Ттнд и nвд. В блоках 2 и 4 осуществляется вычисление
Figure 00000044
и
Figure 00000045
Величины
Figure 00000046
и
Figure 00000047
поступают на вход блока 5, где определяется их отношение
Figure 00000048
В блоке 7 осуществляется сравнение
Figure 00000049
с предельно допустимым значением
Figure 00000050
При нормальном запуске газотурбинного двигателя срыв потока отсутствует, отношение
Figure 00000051
логический сигнал на выходе блока 7 отсутствует, I1=0. При возникновении срыва потока в компрессоре газотурбинного двигателя одновременно происходит увеличение градиента роста температуры Ттнд и уменьшение темпа набора оборотов nвд, при этом отношение
Figure 00000052
возрастет. При превышении
Figure 00000053
над
Figure 00000054
на выходе блока 7 формируется логический сигнал I1=1. Если в блоке 8 текущее значение величины nвд 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 nвд от 20% до 38%, численное значение критерия
Figure 00000052
не превышает 35 [°С/%]. Вместе с этим, при потере газодинамической устойчивости, как правило, после розжига КС (nвд>20%), критерий
Figure 00000052
монотонно возрастает, и к моменту достижения предельных температур газов Ттнд, 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 Ттнд 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 Ттнд и nвд.

Claims (4)

1. Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске, включающий измерение температуры газов за турбиной низкого давления Ттнд, частоты вращения ротора высокого давления nвд, определение первой производной по времени параметра
Figure 00000055
и параметра
Figure 00000056
отличающийся тем, что дополнительно определяют отношение первой производной параметра Ттнд к первой производной параметра nвд, т.е.
Figure 00000057
на основе заранее установленных запасов газодинамической устойчивости компрессора на запуске формируют предельно допустимое значение сравнивают
Figure 00000059
c и при
Figure 00000060
формируют логический сигнал I о срыве компрессора.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что сравнение
Figure 00000061
с
Figure 00000062
осуществляют при изменении частоты вращения nвд от 20 до 38%.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерение температуры газов за турбиной низкого давления Ттнд осуществляют малоинерционной хромель-алюмелевой термопарой с открытым горячим спаем.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве предельно допустимого значения
Figure 00000062
используют числовое значение 50 [°С/%].
RU2006112375/06A 2006-04-13 2006-04-13 Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске RU2316678C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006112375/06A RU2316678C1 (ru) 2006-04-13 2006-04-13 Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006112375/06A RU2316678C1 (ru) 2006-04-13 2006-04-13 Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006112375A RU2006112375A (ru) 2007-10-20
RU2316678C1 true RU2316678C1 (ru) 2008-02-10

Family

ID=38925133

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006112375/06A RU2316678C1 (ru) 2006-04-13 2006-04-13 Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2316678C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2607433C2 (ru) * 2010-08-25 2017-01-10 Турбомека Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения
RU2747542C1 (ru) * 2020-09-10 2021-05-06 Акционерное общество"ОДК-Авиадвигатель" Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103216461B (zh) * 2013-04-17 2016-01-13 南京航空航天大学 轴流式压气机的失速先兆识别方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1989, с.102. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2607433C2 (ru) * 2010-08-25 2017-01-10 Турбомека Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения
RU2747542C1 (ru) * 2020-09-10 2021-05-06 Акционерное общество"ОДК-Авиадвигатель" Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа

Also Published As

Publication number Publication date
RU2006112375A (ru) 2007-10-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9818242B2 (en) Gas turbine engine anomaly detections and fault identifications
US6502085B1 (en) Methods and systems for estimating engine faults
US10196928B2 (en) Method and system for piping failure detection in a gas turbine bleeding air system
US20140007591A1 (en) Advanced tip-timing measurement blade mode identification
CN111664009B (zh) 机器学习在处理涡轮发动机的高频传感器信号中的应用
EP3409927B1 (en) Transient control to extend part life in gas turbine engine
US20100290906A1 (en) Plasma sensor stall control system and turbomachinery diagnostics
Christensen et al. Development and demonstration of a stability management system for gas turbine engines
WO2015031318A1 (en) Gas turbine flameout detection
US9695752B2 (en) Engine-induced aircraft cabin resonance reduction system and method
RU2316678C1 (ru) Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске
Lim et al. Stall inception and warning in a single-stage transonic axial compressor with axial skewed slot casing treatment
Christensen et al. Development and demonstration of a stability management system for gas turbine engines
Binder et al. Dynamic response in transient operation of a variable geometry turbine stage: Influence of the aerodynamic performance
RU2187711C1 (ru) Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя
Peters et al. Effects of rotating inlet distortion on a 5-stage HP-compressor
EP3531094A1 (en) Method of temperature error detection
Stößel et al. Rotating stall inception inside the low pressure compressor of a twin-spool turbofan engine
RU2255247C1 (ru) Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя
RU2403548C1 (ru) Способ контроля технического состояния газотурбинной установки
Tu et al. Analysis Methods for Aerodynamic Instability Detection on a Multistage Axial Compressor
RU2310100C2 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора
Rozman et al. Characterizing Flow Instabilities During Transient Events in the Turbine Rim Seal Cavity
CN114608833B (zh) 涡扇发动机低压轴断裂检测方法及系统、涡扇发动机
US11391288B2 (en) System and method for operating a compressor assembly

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Effective date: 20101007

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007

Effective date: 20110826

PD4A Correction of name of patent owner