RU2784762C1 - Method for reducing vibration level of aircraft gas turbine engine - Google Patents
Method for reducing vibration level of aircraft gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2784762C1 RU2784762C1 RU2022126587A RU2022126587A RU2784762C1 RU 2784762 C1 RU2784762 C1 RU 2784762C1 RU 2022126587 A RU2022126587 A RU 2022126587A RU 2022126587 A RU2022126587 A RU 2022126587A RU 2784762 C1 RU2784762 C1 RU 2784762C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- vibration
- gas turbine
- rotor
- level
- Prior art date
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 2
- 229920000903 Polyhydroxyalkanoate Polymers 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 101700050571 SUOX Proteins 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000032965 negative regulation of cell volume Effects 0.000 description 1
- 230000001052 transient Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности, к способам снижения уровня вибрации, возникающей на резонансных частотах вращения ротора или роторов двухвального ГТД летательного аппарата и может быть использовано в судовой технике и наземных газотурбинных установках.The invention relates to gas turbine engines, in particular, to methods for reducing the level of vibration that occurs at resonant frequencies of rotation of the rotor or rotors of a two-shaft gas turbine engine of an aircraft and can be used in ship technology and ground-based gas turbine installations.
Известен способ снижения уровня вибрации при испытании газотурбинных двигателей, заключающийся в исследовании основных параметров узлов турбокомпрессорной части двигателя, включающих исследования посадки вала компрессора низкого давления (КНД) (патент РФ 2171460, G01M 15/14, G01M 15/00, опубликовано: 27.01.2001). В сборочном цехе при обнаружении отличия диаметров узел дорабатывают, при превышении биения КНД подбирают положение с минимальным биением, при неполучении посадки диска турбовинтового двигателя (ТВД) на вал КВД также производят доработку диска ТВД для обеспечения посадки с определенным натягом, исследуют дисбаланс облопаченных дисков, при этом дополнительно проводят исследования узлов допуска прямолинейности в дисках высокого и низкого давления. Таким образом, за счет исследования дополнительных узлов и устранения в них дефектов, влияющих на снижение вибрации данных узлов и двигателя в целом, существенно снижается уровень вибрации ГТД.There is a known method for reducing the vibration level when testing gas turbine engines, which consists in studying the main parameters of the components of the turbocompressor part of the engine, including studies of the fit of the low-pressure compressor shaft (LPC) (RF patent 2171460, G01M 15/14, G01M 15/00, published: 27.01.2001 ). In the assembly shop, if a difference in diameters is detected, the assembly is finalized, if the LPC runout is exceeded, a position with a minimum runout is selected, if the turboprop engine (HPT) disk does not fit on the HPT shaft, the HPT disk is also modified to ensure a fit with a certain interference, the imbalance of the bladed disks is examined, with In addition, studies of straightness tolerance nodes in high and low pressure disks are additionally carried out. Thus, due to the study of additional nodes and the elimination of defects in them that affect the reduction of vibration of these nodes and the engine as a whole, the vibration level of the gas turbine engine is significantly reduced.
Недостатком аналога является невозможность его применения в эксплуатирующих организациях, а только на заводе-изготовителе при сборке двигателя.The disadvantage of the analogue is the impossibility of its use in operating organizations, but only at the manufacturing plant when assembling the engine.
Известен способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя (патент FR 2447293, F01D 5/16, опубликовано: 10.04.2012), содержащем, по меньшей мере, одно и второе лопаточное колесо, когда эти колеса осуществляют движение по отношению друг к другу вокруг оси вращения и через них проходит газообразная текучая среда.A known method of reducing vibration levels of the blade wheel of a gas turbine engine (patent FR 2447293, F01D 5/16, published: 04/10/2012), containing at least one and the second blade wheel, when these wheels move relative to each other around the axis rotation and a gaseous fluid passes through them.
Способ также имеет аналогичный недостаток, а именно - контроль и снижение уровня вибрации осуществляется на стадии разработки и проектирования двигателя.The method also has a similar disadvantage, namely, the control and reduction of the vibration level is carried out at the stage of development and design of the engine.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является способ снижения вибрации в рабочих лопатках турбомашины (патент РФ 2598985, опубликовано: 10.10.2016), при котором измеряют температуру газа перед или за турбиной, выявляют анализом температурного поля одноименную с резонансной гармонику и уменьшают ее амплитуду, для чего корректируют температурное поле изменением подачи топлива в форсунки камеры сгорания, осуществляют путем прекращения его подачи по меньшей мере в одну из форсунок на резонансном режиме, после прохождения которого подачу топлива восстанавливают.The closest in technical essence and the achieved result is a method for reducing vibration in the rotor blades of a turbomachine (RF patent 2598985, published: 10.10.2016), in which the gas temperature is measured in front of or behind the turbine, the analysis of the temperature field reveals the same name with the resonant harmonic and reduces its amplitude , for which the temperature field is corrected by changing the fuel supply to the combustion chamber injectors, is carried out by stopping its supply to at least one of the injectors in the resonant mode, after which the fuel supply is restored.
Прототип также имеет существенный недостаток - при уменьшении количества подаваемого топлива путем отключения форсунок значительно снижается тяга двигателя, неожиданно для летчика снижается скорость ЛА, что влияет на безопасность полета.The prototype also has a significant drawback - when reducing the amount of fuel supplied by turning off the nozzles, the engine thrust is significantly reduced, unexpectedly for the pilot, the aircraft speed decreases, which affects flight safety.
Цель изобретения заключается в снижении повышенного уровня вибрации двигателя, возникающей на резонансных частотах (NРЕЗ) на установившемся режиме работы двигателя без изменения режима работы и практически неизменной тяге двигателя, причем, снижение уровня вибрации возможно на двигателях, резонансные частоты которого точно не определены.The purpose of the invention is to reduce the increased level of engine vibration that occurs at resonant frequencies (N REZ ) in the steady state of the engine without changing the operating mode and practically unchanged engine thrust, moreover, reducing the vibration level is possible on engines whose resonant frequencies are not precisely defined.
Поставленная цель достигается тем, что снижение уровня вибрации газотурбинного двигателя летательного аппарата на установившемся режиме работы, возникающей на резонансных частотах, достигается изменением частоты вращения ротора двигателя одной или двумя последовательными корректировками αРНА - углов установки лопаток регулируемого направляющего аппарата компрессора.This goal is achieved in that the reduction in the level of vibration of the gas turbine engine of the aircraft in the steady state of operation, which occurs at resonant frequencies, is achieved by changing the engine rotor speed by one or two successive adjustments α RHA - the angles of installation of the blades of the adjustable compressor guide vane.
Согласно изобретению предложен способ снижения уровня вибрации газотурбинного двигателя летательного аппарата, возникающей при работе двигателя на резонансных частотах, заключающийся в изменении частоты вращения ротора двигателя. Изменение частоты вращения ротора двигателя реализуется путем корректировки положения углов установки лопаток регулируемого направляющего аппарата компрессора на несколько градусов, в случае дальнейшего роста вибрации корректировка выполняется в противоположном направлении, корректировку проводит система автоматического управления двигателя при приближении к предельно допустимому уровню вибрации на установившемся режиме работы, при переходе двигателя на другой режим работы система автоматического управления восстанавливает измененные настройки положения углов установки лопаток регулируемого направляющего аппарата компрессора.According to the invention, a method is proposed to reduce the level of vibration of a gas turbine engine of an aircraft that occurs when the engine operates at resonant frequencies, which consists in changing the engine rotor speed. The change in the frequency of rotation of the engine rotor is implemented by adjusting the position of the angles of installation of the blades of the adjustable compressor guide vane by several degrees, in the event of a further increase in vibration, the adjustment is performed in the opposite direction, the adjustment is carried out by the automatic control system of the engine when approaching the maximum permissible level of vibration in steady state operation, when when the engine switches to another operating mode, the automatic control system restores the changed settings for the position of the angles of installation of the blades of the adjustable compressor guide vane.
В рабочем диапазоне частоты вращения роторов встречаются резонансные частоты (рис. 1), которые зависят от множества факторов и часто не могут быть определены заранее. Так, в турбореактивном двухвальном двигателе наиболее опасная резонансная частота (NРЕЗ) ротора высокого давления (РВД) зависит от частоты вращения ротора низкого давления, давления и температуры воздуха на входе в двигатель, конструкции и индивидуальных особенностей двигателя и т.д. Быстрое прохождение резонансной частоты при переходном режиме работы двигателя не представляет опасности, однако, если двигатель работает на резонансной или близкой к ней частоте некоторое время (установившийся режим) - вибрация начинает постепенно расти и превышает допустимую величину.In the operating speed range of the rotors, there are resonant frequencies (Fig. 1), which depend on many factors and often cannot be determined in advance. So, in a two-shaft turbojet engine, the most dangerous resonant frequency (N REZ ) of the high pressure rotor (HPR) depends on the speed of the low pressure rotor, the pressure and temperature of the air at the engine inlet, the design and individual features of the engine, etc. The rapid passage of the resonant frequency during the transient operation of the engine is not dangerous, however, if the engine operates at a resonant frequency or close to it for some time (steady state), the vibration begins to gradually increase and exceeds the permissible value.
При работе двигателя система автоматического управления (САУ) устанавливает заданный угол αРНА в зависимости от частоты вращения ротора высокого давления NРВД (рис. 2).When the engine is running, the automatic control system (ACS) sets a predetermined angle α PHA depending on the rotational speed of the high-pressure rotor N HPH (Fig. 2).
Предлагается в программное обеспечение САУ ввести корректировку αPHA на установившемся режиме работы двигателя при приближении уровня вибрации к предельно допустимому. Указанной корректировкой изменяется частота вращения ротора высокого давления, увеличение угла установки (открытие) приводит к снижению NРВД, уменьшение (закрытие) - к росту NРВД.It is proposed to introduce an adjustment α PHA into the ACS software in the steady state of the engine when the vibration level approaches the maximum allowable. The specified adjustment changes the rotational speed of the high-pressure rotor, an increase in the installation angle (opening) leads to a decrease in N HP , a decrease (closing) - to an increase in N HP .
Корректировка αРНА позволяет незначительно изменить NРВД и уйти с резонансного режима, практически, без изменения тяги двигателя.Correction of α РНА makes it possible to slightly change N HPH and leave the resonant mode, practically without changing the engine thrust.
Если NРЕЗ двигателя известна, изменение величины αРНА выполняют таким образом, чтобы NРВД отдалялась от резонансной частоты (путь А-В на рис. 1 и рис. 2).If N REZ of the engine is known, the change in the value of α RHA is performed in such a way that N RVD moves away from the resonant frequency (path A-B in Fig. 1 and Fig. 2).
Если NРЕЗ точно не определена, изменение αРНА может привести как к снижению (при удалении от пика резонансной частоты), так и к росту (при приближении к пику резонансной частоты) вибрации. САУ изменяет частоту вращения ротора изменением положения αРНА (путь С - Д, рис. 1 и 2) и оценивает рост вибрации. При повышении вибрации САУ изменяет величину αРНА в противоположную сторону (путь С - Е, рис. 1 и 2) для удаления от пика NРЕЗ.If N REZ is not precisely defined, a change in α PHA can lead to both a decrease (when moving away from the peak of the resonant frequency) and an increase (when approaching the peak of the resonant frequency) vibration. ACS changes the rotor speed by changing the position of α RHA (path C - D, Fig. 1 and 2) and evaluates the growth of vibration. With an increase in vibration, the ACS changes the value of α PHA in the opposite direction (path C - E, Fig. 1 and 2) to move away from the peak N REZ .
При переходе двигателя на другой режим работы (для ГТД ЛА -перемещением рычага управления двигателем) САУ автоматически убираетWhen the engine switches to another mode of operation (for GTE aircraft - by moving the engine control lever), the ACS automatically removes
корректировку αРНА.α RHA adjustment.
При последующих приближениях вибрации к максимально допустимому уровню, САУ двигателя повторяет методику по снижению вибрации.With subsequent approximations of vibration to the maximum allowable level, the ACS of the engine repeats the methodology for reducing vibration.
Изобретение может быть применено с наибольшим эффектом при управлении турбореактивными авиационными двигателями, которые согласно ОТТ 4.1.3-86 должны обеспечивать автоматическую защиту двигателя от возникновения аварийных режимов работы.The invention can be applied with the greatest effect when controlling aircraft turbojet engines, which, according to OTT 4.1.3-86, must provide automatic protection of the engine from the occurrence of emergency operation modes.
Таким образом, техническим результатом предлагаемого изобретения является возможность снижения повышенного уровня вибрации, возникающего на резонансных частотах вращения ротора, без изменения режима работы и практически неизменной тяге двигателя.Thus, the technical result of the proposed invention is the possibility of reducing the increased level of vibration that occurs at resonant rotor speeds without changing the operating mode and practically unchanged engine thrust.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2784762C1 true RU2784762C1 (en) | 2022-11-29 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2171460C1 (en) * | 1999-12-02 | 2001-07-27 | ОАО "Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Procedure decreasing vibration level during test of gas- turbine engines |
| US20040175260A1 (en) * | 2001-05-11 | 2004-09-09 | Marc Berthillier | Structure comprising a rotor and fixed perturbation sources and method for reducing vibrations in said structure |
| RU2447293C2 (en) * | 2007-02-27 | 2012-04-10 | Снекма | Method of reducing vibration of gas turbine engine and wheel |
| EP1528223A3 (en) * | 2003-10-29 | 2012-07-11 | Rolls-Royce Plc | Design of vanes for exposure to vibratory loading |
| RU149353U1 (en) * | 2014-07-25 | 2014-12-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Уфа" | DEVICE FOR RELEASING EXHAUST GASES OF GAS-TURBINE ENGINES OF GAS-PUMPING UNITS |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2171460C1 (en) * | 1999-12-02 | 2001-07-27 | ОАО "Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Procedure decreasing vibration level during test of gas- turbine engines |
| US20040175260A1 (en) * | 2001-05-11 | 2004-09-09 | Marc Berthillier | Structure comprising a rotor and fixed perturbation sources and method for reducing vibrations in said structure |
| EP1528223A3 (en) * | 2003-10-29 | 2012-07-11 | Rolls-Royce Plc | Design of vanes for exposure to vibratory loading |
| RU2447293C2 (en) * | 2007-02-27 | 2012-04-10 | Снекма | Method of reducing vibration of gas turbine engine and wheel |
| RU149353U1 (en) * | 2014-07-25 | 2014-12-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Уфа" | DEVICE FOR RELEASING EXHAUST GASES OF GAS-TURBINE ENGINES OF GAS-PUMPING UNITS |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3187722B1 (en) | Nacelle short inlet for fan blade removal | |
| US7341426B2 (en) | Gas turbine engine blade tip clearance apparatus and method | |
| US20060140756A1 (en) | Gas turbine engine blade tip clearance apparatus and method | |
| KR101996685B1 (en) | Variable-pitch nozzle for a radial flow turbine, in particular for a turbine of an auxiliary power source | |
| RU2566510C2 (en) | Method and system for adjustment of clearance at turbine rotor blade edges | |
| EP2990601B1 (en) | Method for improving gas turbine engine performance | |
| US11480063B1 (en) | Gas turbine engine with inlet pre-swirl features | |
| US10683806B2 (en) | Protected core inlet with reduced capture area | |
| CN109715958B (en) | Techniques for controlling rotating stall in a compressor of a gas turbine engine | |
| RU2784762C1 (en) | Method for reducing vibration level of aircraft gas turbine engine | |
| US20230358169A1 (en) | Active compressor stall recovery | |
| RU2651103C2 (en) | Compressor assembly for turbomachine, turbomachine and method for controlling the prewhirl grid of the compressor assembly | |
| Peters et al. | Effects of co-and counter-rotating inlet distortions on a 5-stage HP-compressor | |
| WO2014052043A1 (en) | Variable vane scheduling | |
| US10968771B2 (en) | Method and system for ice tolerant bleed takeoff | |
| RU2779045C1 (en) | Method for regulating an aircraft turbojet engine | |
| CN113544373A (en) | Method for regulating the exhaust gas temperature of a turbomachine | |
| RU2418184C1 (en) | Method of adjusting two-shaft turbojet engine | |
| RU2221157C1 (en) | Method of and device for starting aircraft high-by-pass ratio turbojet engine | |
| US12000290B2 (en) | Control method and unit for controlling the clearance of a high-pressure turbine to reduce the effect of EGT overshoot | |
| US11391288B2 (en) | System and method for operating a compressor assembly | |
| US10066502B2 (en) | Bladed rotor disk including anti-vibratory feature | |
| CN114945734B (en) | Control method and unit for controlling clearance of high pressure turbine to reduce EGT overshoot effect | |
| RU2802908C2 (en) | Method for controlling exhaust gas temperature of gas turbine engine | |
| US11655725B2 (en) | Active clearance control system and method for an aircraft engine |