RU2638896C1 - Method for diagnosing surging of gas turbine engine compressor and device for its implementation - Google Patents
Method for diagnosing surging of gas turbine engine compressor and device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2638896C1 RU2638896C1 RU2017108553A RU2017108553A RU2638896C1 RU 2638896 C1 RU2638896 C1 RU 2638896C1 RU 2017108553 A RU2017108553 A RU 2017108553A RU 2017108553 A RU2017108553 A RU 2017108553A RU 2638896 C1 RU2638896 C1 RU 2638896C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- behind
- rotor
- vibration
- surge
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
Landscapes
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области двигателестроения, может быть использовано для надежного и своевременного диагностирования помпажа газотурбинного двигателя (ГТД) и позволяет диагностировать неустойчивый режим работы компрессора путем измерения рабочих параметров ГТД, вычисления границы устойчивости и определения местоположения операционной точки относительно линии помпажа.The invention relates to the field of engine building, can be used for reliable and timely diagnosis of surge of a gas turbine engine (GTE) and allows to diagnose an unstable mode of operation of a compressor by measuring the operating parameters of a turbine engine, calculating the stability boundary and determining the location of the operating point relative to the surge line.
Известен способ диагностики помпажа компрессора [патент РФ №2263234 C1, F04D 27/02, опубл. 27.10.2005], в котором микроконтроллером 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. Способ реализуется устройством, содержащим датчик давления на входе, датчик давления за компрессором, датчик частоты вращения ротора и микроконтроллер, который определяет знаки и величину производных по времени от этих параметров, сравнивает каждую производную со своим пороговым значением.A known method for the diagnosis of surge compressor [RF patent No. 2263234 C1, F04D 27/02, publ. 10.27.2005], in which the signs and magnitude of the time derivatives of these parameters are determined by the microcontroller, each derivative is compared with its threshold value. The conclusion about the presence of surge development is made if the derivatives exceed their threshold values. Since the change in parameters can occur with a time shift, when the threshold value of one derivative is exceeded, they are expected when the values of the other derivatives exceed their threshold values, and only then do they conclude that there is a surge. This method allows to make a conclusion about the development of surge during the first surge fluctuation. The method is implemented by a device containing an inlet pressure sensor, a pressure sensor behind the compressor, a rotor speed sensor and a microcontroller that determines the signs and magnitude of the time derivatives of these parameters, compares each derivative with its threshold value.
Недостатком данного способа и устройства, его реализующего, является ложное положительное срабатывание устройства в случае изменения режима работы, например, при сбросе газа, при котором производные давления за компрессором и частоты вращения ротора также могут превысить свои пороговые значения без возникновения помпажа. 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.The disadvantage of this method and the device that implements it is a false positive response of the device in the event of a change in the operating mode, for example, when a gas is released, in which the derivatives of the pressure behind the compressor and the rotor speed can also exceed their threshold values without causing a surge. The third parameter - the pressure at the inlet to the compressor, is not indicative, since it depends not only on the operating mode of the engine, but also on a large number of factors determined by the altitude and speed of the aircraft.
Известен способ [патент РФ №2187711, МПК F04D 27/02, опубл. 20.08.2002], в котором микроконтроллером вычисляют две первые производные яркостной температуры роторной лопатки турбины и первую производную давления, сравнивают температурные параметры и давление с их пороговыми значениями и формируют сигнал о начале помпажа, при одновременном выходе первых производных яркостной температуры и давления за компрессором за их пороговые значения. Способ реализуется устройством, в котором используется яркостной пирометр для измерения яркостной температуры поверхности роторной лопатки турбины, датчик давления на выходе компрессора, микроконтроллер, измеряющий две первые производные яркостной температуры роторной лопатки турбины и первую производную давления, сравнивающий температурные параметры и давление с их пороговыми значениями и формирующий сигнал о начале помпажа, при одновременном выходе первых производных яркостной температуры и давления за компрессором за их пороговые значения.The known method [RF patent No. 2187711, IPC F04D 27/02, publ. 08/20/2002], in which the first two derivatives of the brightness temperature of the turbine rotor blade and the first derivative of the pressure are calculated by the microcontroller, the temperature parameters and pressure are compared with their threshold values and a signal is generated about the onset of surge, while the first derivatives of the brightness temperature and pressure behind the compressor exit their threshold values. The method is implemented by a device that uses a brightness pyrometer for measuring the brightness temperature of the surface of a turbine rotor blade, a pressure sensor at the outlet of the compressor, a microcontroller measuring the first two derivatives of the brightness temperature of the turbine rotor blade and the first derivative of pressure comparing temperature parameters and pressure with their threshold values and generating a signal about the beginning of surge, with the simultaneous output of the first derivatives of the brightness temperature and pressure behind the compressor beyond their threshold numerical values of.
К недостаткам этого способа и устройства 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.The disadvantages of this method and device include the inertia of the temperature measurement associated with the time delay of heating the surface of the rotor blade, the possibility of generating a false signal about the onset of surge during non-stationary operation modes, for example, when switching from the nominal mode to the “low gas” mode, the possibility of generating a false signal about early surge due to failure of the cooling system of the working surfaces of the gas turbine engine.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ [патент РФ №2527850, МПК F04D 27/02, опубл. 10.09.2014], заключающийся в измерении температуры за камерой сгорания и вычислении ее первой производной, измерении разницы давления воздуха на входе и выходе компрессора двигателя и вычислении ее первой производной, измерении расхода топлива и вычислении ее первой производной, измерении угловой скорости вращения ротора и ее первой производной, сравнении производных измеряемых параметров с их пороговыми значениями и определении помпажа при выходе нескольких производных за пороговые значения. Способ реализуется устройством, включающим в себя датчик мгновенного расхода топлива, датчики давления на входе и выходе компрессора, датчик угловой скорости ротора турбины ГТД, пирометр спектрального отношения с возможностью измерения температуры газа за камерой сгорания, подключенные к микроконтроллеру, соединенным с выводом к противопомпажной системе.Closest to the proposed invention is a method [RF patent No. 2527850, IPC F04D 27/02, publ. 09/10/2014], which consists in measuring the temperature behind the combustion chamber and calculating its first derivative, measuring the difference in air pressure at the inlet and outlet of the engine compressor and calculating its first derivative, measuring fuel consumption and calculating its first derivative, measuring the angular speed of rotation of the rotor and its the first derivative, comparing the derivatives of the measured parameters with their threshold values and determining the surge when several derivatives go beyond the threshold values. The method is implemented by a device that includes an instantaneous fuel consumption sensor, pressure sensors at the compressor inlet and outlet, a turbine engine turbine rotor angular velocity sensor, a spectral ratio pyrometer with the ability to measure the gas temperature behind the combustion chamber, connected to a microcontroller connected to the output to the anti-surge system.
К недостаткам этого устройства относятся недостаточная неравномерная точность на разных режимах работы ГТД, линейная зависимость пороговых значений от мгновенного расхода топлива, а также недостаточная точность диагностирования помпажа на режимах работы, близких к граничным условиям двигателя.The disadvantages of this device include insufficient uneven accuracy at different GTE operating modes, a linear dependence of threshold values on instantaneous fuel consumption, as well as insufficient accuracy of diagnosing surging in operating modes close to the boundary conditions of the engine.
Задача изобретения заключается в повышении точности и надежности определения начала помпажа на всех режимах работы.The objective of the invention is to improve the accuracy and reliability of determining the onset of surge in all modes of operation.
Техническим результатом данного изобретения является повышение точности, быстродействия и достоверности определения начала помпажа на всех режимах работы ГТД.The technical result of this invention is to increase the accuracy, speed and reliability of determining the onset of surge in all modes of operation of a gas turbine engine.
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 разницы давления воздуха на входе и выходе компрессора двигателя и вычислении ее первой производной, измерении расхода топлива и вычислении ее первой производной, измерении угловой скорости вращения ротора и 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 измеряют вибрацию ротора за компрессором низкого давления и за компрессором высокого давления, вычисляют среднеквадратичное отклонение вибраций и сравнивают с его пороговым значением, вычисляют вейвлет-преобразование Койфлета вибрации и сравнивают частоты экстремумов с эталонными значениями, корректируют пороговые значения рабочих параметров при совпадении частот экстремумов вейвлет-преобразования Койфлета вибраций с эталонными значениями.The problem is solved, and the technical result is achieved by the fact that in the method for diagnosing surging compressor of a gas turbine engine, which consists in measuring the temperature behind the combustion chamber and calculating its first derivative, measuring the difference in air pressure at the inlet and outlet of the engine compressor and calculating its first derivative, measuring fuel consumption and calculating its first derivative, measuring the angular velocity of the rotor and its first derivative, comparing the derivatives of the measured parameters with their threshold values and determining the surge when several derivatives exceed the threshold values, in contrast to the prototype, measure the rotor vibration behind the low-pressure compressor and behind the high-pressure compressor, calculate the standard deviation of the vibrations and compare with its threshold value, calculate the Koiflet vibration wavelet transform and compare the frequency of the extrema with the reference values, adjust the threshold values of the operating parameters when the frequencies of the extrema of the Koiflet wavelet transform of the vibrations coincide with the reference The values.
Задача решается, а технический результат достигается также тем, что в устройстве для диагностики помпажа компрессора газотрубинного двигателя, включающем датчик мгновенного расхода топлива, датчики давления на входе и выходе компрессора, датчик угловой скорости ротора турбины ГТД, пирометр спектрального отношения с возможностью измерения температуры газа за камерой сгорания, подключенные к микроконтроллеру, соединенному с выводом к противопомпажной системе, в отличие от прототипа содержит датчик вибрации ротора за компрессором низкого давления и датчик вибрации ротора за компрессором высокого давления, подключенные к микроконтроллеру, соединенному с выводом к противопомпажной системе.The problem is solved, and the technical result is also achieved by the fact that in the device for diagnosing surging of the compressor of the gas-turbine engine, including an instantaneous fuel consumption sensor, pressure sensors at the inlet and outlet of the compressor, the angular velocity sensor of the turbine engine turbine rotor, a spectrometer pyrometer with the possibility of measuring gas temperature for the combustion chamber connected to the microcontroller connected to the output to the anti-surge system, in contrast to the prototype contains a rotor vibration sensor behind the compressor is low pressure and the rotor vibration sensor behind the high-pressure compressor, connected to a microcontroller connected to the output to the anti-surge system.
Отличительными признаками способа являются измерение вибрации ротора газотурбинного двигателя за компрессором низкого давления и за компрессором высокого давления, вейвлет-преобразование вибраций ротора, а также сравнение вейвлет-преобразований с характерными паттернами предпомпажного состояния. Сравнение вибрации с соответствующим пороговым значением включается в мажоритарное голосование о наличии помпажа, что повышает надежность и точность изобретения. При совпадении вейвлет-преобразования вибрации с паттерном предпомпажного состояния, результаты измерения рабочих параметров и их первых производных подвергаются фильтрации для избегания срабатывания системы в случае единичного выхода измеряемых параметров за пороговое значение, что позволяет избежать ложного положительного срабатывания устройства близ границы устойчивости газотурбинного двигателя.Distinctive features of the method are the measurement of the rotor vibration of a gas turbine engine behind a low-pressure compressor and behind a high-pressure compressor, the wavelet transform of the rotor vibrations, as well as a comparison of wavelet transforms with characteristic patterns of the pre-surge state. Comparison of vibration with the corresponding threshold value is included in the majority vote on the presence of surge, which increases the reliability and accuracy of the invention. If the wavelet transform of vibration coincides with the pattern of the pre-surge state, the measurement results of the operating parameters and their first derivatives are filtered to avoid triggering the system in the case of a single output of the measured parameters beyond the threshold value, which avoids false positive response of the device near the stability boundary of the gas turbine engine.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображена структурная схема устройства диагностики помпажа газотурбинного двигателя.The invention is illustrated by the drawing, which shows a structural diagram of a device for diagnosing surging gas turbine engine.
Устройство для диагностики помпажа компрессора газотрубинного двигателя 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, датчики вибрации 6 и 7, подключенные к микроконтроллеру 8, связанному с выходом к противопомпажной системе 9. Пирометр спектрального отношения 5 расположен таким образом, чтобы измерять температуру газа за камерой сгорания. Датчик вибрации ротора за компрессором низкого давления 6 и датчик вибрации ротора за компрессором высокого давления 7 измеряют вибрацию ротора за компрессором низкого и высокого давления соответственно.A device for diagnosing surging compressor of a gas-turbine engine contains an instantaneous fuel consumption sensor 1, a pressure sensor at the inlet of the compressor 2, a pressure sensor at the output of the compressor 3, an angular velocity sensor for turbine rotor rotor GTD 4, a spectrometer pyrometer 5, vibration sensors 6 and 7 connected to the
Устройство для диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя работает следующим образом: датчик мгновенного расхода топлива 1, датчики давления на выходе и входе компрессорам 2 и 3, датчик угловой скорости вращения ротора турбины 4, пирометр спектрального отношения 5, датчик вибрации ротора за компрессором низкого давления 6 и датчик вибрации ротора за компрессором высокого давления 7 передают результаты измерения микроконтроллеру 8, который вычисляет разницу давления на входе и выходе ΔР, среднеквадратичное отклонение вибраций, первые производные измеряемых параметров ∂Т/∂t, ∂ΔP/∂t, ∂ω/∂t, ∂G/∂t, а также дискретное вейвлет-преобразование Койфлета для вибрации ротора за компрессором низкого давления и вибрации ротора за компрессором высокого давления.A device for diagnosing surging compressor of a gas turbine engine operates as follows: instantaneous fuel consumption sensor 1, pressure sensors at the outlet and inlet to compressors 2 and 3, angular rotation speed sensor of the turbine rotor 4, spectral ratio pyrometer 5, rotor vibration sensor behind the low pressure compressor 6 and the rotor vibration sensor behind the high-pressure compressor 7 transmit the measurement results to the
Пример конкретной реализации способаAn example of a specific implementation of the method
Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя реализуется следующим образом. 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 беспомпажных режимах работы двигателя параметры Т, ΔР и ω соответственно растут (падают) и остаются неизменными при постоянном мгновенном расходе топлива. Возникновение помпажа определяют различным внешними факторами, что не зависит от текущего расхода топлива и сопровождается ростом температуры, снижением угловой скорости вращения ротора турбины и разницы давления на входе и выходе компрессора, а также повышением вибрации и возникновением автоколебаний. 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. Использование датчиков вибрации позволяет отследить момент возникновения предвестников помпажа, при которых на короткое время резко уменьшается среднеквадратичное отклонение вибрации, а вейвлет-преобразование Койфлета позволит отследить появление характерных для помпажа автоколебаний, передающихся от воздушного тракта на рабочие элементы двигателя. Пороговые значения [∂Т/∂t], [∂ΔP/∂t], [∂ω/∂t] зависят от высоты, скорости полета, мгновенного расхода топлива, геометрических характеристик двигателя и рассчитываются микроконтроллером по функциональным зависимостям, полученными опытным путем. Пороговое значение среднеквадратичного отклонения вибрации не зависит от расхода топлива, но рассчитывается микроконтроллером на основании результатов измерений за последний отрезок времени. Также микроконтроллером определяют экстремумы койфлетов вибрации, частоты которых сравниваются с частотой экстремумов койфлетами вибрации, характерных при помпаже. Для мажоритарного голосования используют условия выхода первых производных за их пороговые значения (∂T/∂t>[∂T/∂t], ∂ΔP/∂t<[∂ΔP/∂t], ∂ω/∂t<[∂ω/∂t]), а также условие выхода среднеквадратичного отклонения вибрации за соответствующее пороговое значение. Для формирования сигнала о начале помпажа достаточно выхода за пороговые значения производных двух параметров.A method for diagnosing surging compressor of a gas turbine engine is implemented as follows. Based on the sign of the derivative of the instantaneous fuel consumption, the current engine operation mode is determined: increase in fuel consumption, constant fuel consumption and a decrease in fuel consumption. With an increase (decrease) in instantaneous fuel consumption in non-surge engine operating modes, the parameters T, ΔР and ω respectively increase (fall) and remain unchanged at a constant instantaneous fuel consumption. The occurrence of surging is determined by various external factors, which is independent of the current fuel consumption and is accompanied by an increase in temperature, a decrease in the angular velocity of rotation of the turbine rotor and a difference in pressure at the inlet and outlet of the compressor, as well as an increase in vibration and the occurrence of self-oscillations. The use of the color temperature of the gas in the combustion chamber can significantly reduce the time delay of the temperature measurement behind the combustion chamber, due to the practical inertia of the gas, in comparison with the structural elements of a gas turbine engine. The use of the difference in pressure at the inlet and outlet of the compressor is a more indicative parameter than the pressure at the outlet of the compressor, since it allows you to take into account atmospheric pressure and avoid introducing additional errors associated with threshold values and atmospheric pressure. The use of vibration sensors makes it possible to track the moment of occurrence of the precursors of surge, during which the rms deviation of the vibration sharply decreases for a short time, and the Koiflet wavelet transform allows you to track the appearance of self-oscillations characteristic of the surge, transmitted from the air duct to the working elements of the engine. The threshold values [∂Т / ∂t], [∂ΔP / ∂t], [∂ω / ∂t] depend on altitude, flight speed, instantaneous fuel consumption, geometric characteristics of the engine and are calculated by the microcontroller according to the functional dependences obtained experimentally. The threshold value of the standard deviation of vibration does not depend on fuel consumption, but is calculated by the microcontroller based on the measurement results for the last period of time. The microcontroller also determines the extremes of vibration coiflets, the frequencies of which are compared with the frequency of extremes of vibration coiflets, characteristic of surge. For a majority vote, the conditions for the first derivatives to exceed their threshold values (∂T / ∂t> [∂T / ∂t], ∂ΔP / ∂t <[∂ΔP / ∂t], ∂ω / ∂t <[∂ω / ∂t]), as well as the condition that the standard deviation of vibration exceeds the corresponding threshold value. To generate a signal about the beginning of a surge, it is enough to go beyond the threshold values of the derivatives of two parameters.
Заявленное изобретение позволяет добиться повышения быстродействия и достоверности определения начала помпажа на всех режимах работы.The claimed invention allows to increase the speed and reliability of determining the onset of surge in all modes of operation.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017108553A RU2638896C1 (en) | 2017-03-14 | 2017-03-14 | Method for diagnosing surging of gas turbine engine compressor and device for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017108553A RU2638896C1 (en) | 2017-03-14 | 2017-03-14 | Method for diagnosing surging of gas turbine engine compressor and device for its implementation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2638896C1 true RU2638896C1 (en) | 2017-12-18 |
Family
ID=60718935
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017108553A RU2638896C1 (en) | 2017-03-14 | 2017-03-14 | Method for diagnosing surging of gas turbine engine compressor and device for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2638896C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2691273C1 (en) * | 2018-08-15 | 2019-06-11 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Turbocharger control system |
| RU2702714C1 (en) * | 2018-08-15 | 2019-10-09 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Control method of turbo-compressor unit |
| RU2769990C1 (en) * | 2021-05-26 | 2022-04-12 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-Морского Флота "Военно-морская академия им. Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова" | Method for vibration diagnostics of dc electric motors using the wavelet analysis method |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3544822A1 (en) * | 1985-12-18 | 1987-06-19 | Gutehoffnungshuette Man | METHOD FOR CONTROLLING PUMP LIMITS OF TURBO COMPRESSORS |
| EP0500195A2 (en) * | 1988-10-26 | 1992-08-26 | Compressor Controls Corporation | Method and apparatus for preventing surge in a dynamic compressor |
| RU2187711C1 (en) * | 2000-11-22 | 2002-08-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Method of diagnosis of stalling and surging of compressor of gas-turbine engine |
| RU2263234C1 (en) * | 2004-12-16 | 2005-10-27 | Закрытое Акционерное Общество "Система Комплекс" | Turbocompressor surge signal forming method |
| RU2503940C1 (en) * | 2012-09-06 | 2014-01-10 | Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой" | Method of determination of gas turbine intake area stability margin |
| RU2527850C1 (en) * | 2013-07-29 | 2014-09-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Method of control over gas turbine engine compressor actuators |
-
2017
- 2017-03-14 RU RU2017108553A patent/RU2638896C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3544822A1 (en) * | 1985-12-18 | 1987-06-19 | Gutehoffnungshuette Man | METHOD FOR CONTROLLING PUMP LIMITS OF TURBO COMPRESSORS |
| EP0500195A2 (en) * | 1988-10-26 | 1992-08-26 | Compressor Controls Corporation | Method and apparatus for preventing surge in a dynamic compressor |
| RU2187711C1 (en) * | 2000-11-22 | 2002-08-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Method of diagnosis of stalling and surging of compressor of gas-turbine engine |
| RU2263234C1 (en) * | 2004-12-16 | 2005-10-27 | Закрытое Акционерное Общество "Система Комплекс" | Turbocompressor surge signal forming method |
| RU2503940C1 (en) * | 2012-09-06 | 2014-01-10 | Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой" | Method of determination of gas turbine intake area stability margin |
| RU2527850C1 (en) * | 2013-07-29 | 2014-09-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Method of control over gas turbine engine compressor actuators |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2691273C1 (en) * | 2018-08-15 | 2019-06-11 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Turbocharger control system |
| RU2702714C1 (en) * | 2018-08-15 | 2019-10-09 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Control method of turbo-compressor unit |
| RU2769990C1 (en) * | 2021-05-26 | 2022-04-12 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-Морского Флота "Военно-морская академия им. Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова" | Method for vibration diagnostics of dc electric motors using the wavelet analysis method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6231306B1 (en) | Control system for preventing compressor stall | |
| RU2638896C1 (en) | Method for diagnosing surging of gas turbine engine compressor and device for its implementation | |
| US4622808A (en) | Surge/stall cessation detection system | |
| JP5144998B2 (en) | Aerodynamic stability management system and its controller | |
| US9556798B2 (en) | Systems and methods for measuring a flow profile in a turbine engine flow path | |
| US20130091940A1 (en) | Method and System for Determining Gas Turbine Tip Clearance | |
| US20080034753A1 (en) | Turbocharger Systems and Methods for Operating the Same | |
| US11242766B2 (en) | Method and device for measuring the flow rate of cooling air in a turbomachine casing | |
| JP2015098788A5 (en) | ||
| US9617931B2 (en) | Method to control a supercharged internal combustion engine provided with a turbocharger by means of an estimation of the average power delivered by the turbine of the turbocharger | |
| EP3882449A1 (en) | Method and system for determining an engine temperature | |
| RU2636602C2 (en) | Method for monitoring engine start cycle of gas-turbine plant | |
| JP2014231830A (en) | Engine control device | |
| RU2354851C1 (en) | Method of controlling compressor operating conditions and device to this end | |
| US10071820B2 (en) | Inclement weather detection for aircraft engines | |
| RU2527850C1 (en) | Method of control over gas turbine engine compressor actuators | |
| Lin et al. | A novel experimental method to evaluate the impact of volute’s asymmetry on the performance of a high pressure ratio turbocharger compressor | |
| RU2578012C1 (en) | Method for determining extinction turbomachine combustion chamber | |
| RU2649171C1 (en) | Testing method of the aero engine when checking for the absence of self-oscillations of the working blades of a low pressure compressor | |
| US11047309B2 (en) | Method and system for detecting an abnormal engine start | |
| RU2316678C1 (en) | Method of diagnosing unstable operation of gas-turbine engine compressor at starting | |
| RU2680019C1 (en) | Method for determining extinction turbomachine combustion chamber | |
| RU2351807C2 (en) | Method of protecting gas turbine engine against surge | |
| CN114207288A (en) | Anti-surge regulation for a charge compressor with which an auxiliary power unit is equipped | |
| RU2789169C1 (en) | Method for detecting surging and rotating stall of a compressor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200315 |