Способ диагностики помпажа компрессора

Изобретение относится к способам диагностики помпажа и может быть использовано в области газотурбинного двигателестроения в системах автоматизированного управления авиационными газотурбинными двигателями для выявления и предупреждения помпажа компрессора. Техническим результатом изобретения является исключение возможности получения ложных выводов о наличии помпажа компрессора авиационного газотурбинного двигателя. Технический результат достигается за счет использования для диагностики помпажа комплекса параметров, одновременное интенсивное изменение которых происходит только в случае помпажа, тогда как при изменении режима работы двигателя комплексного изменения этих параметров не происходит. Способ диагностики помпажа компрессора включает измерение давления за компрессором и частоты вращения ротора компрессора, вычисление значения производной по времени давления за компрессором и сравнение ее с заданным пороговым значением с учетом знака. Новым в заявляемом способе является то, что дополнительно измеряют температуру газов за турбиной, вычисляют значение отношения температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора и сравнивают его с пороговым значением, вывод о наличии помпажа делают в случае одновременного превышения значениями производной по времени давления за компрессором и отношения температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора своих пороговых значений. 5 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к способам диагностики помпажа и может быть использовано в области газотурбинного двигателестроения в системах автоматизированного управления авиационными газотурбинными двигателями для выявления и предупреждения помпажа компрессора.

Известен способ диагностики помпажа компрессора [патент США №4.083.235, апрель, 1978], при котором измеряют температуру газов перед турбиной и частоту вращения ротора компрессора. Поскольку при развитии срыва потока в компрессоре, как предвестника помпажа, возрастает температура газов перед турбиной и снижается частота вращения ротора, то вывод о развитии помпажа в компрессоре делают в случае превышения порогового значения отношения температуры газов перед турбиной к частоте вращения ротора.

Однако измерение температуры газов перед турбиной в большинстве современных авиационных газотурбинных двигателей не представляется возможным из-за высокой температуры газов. Недостатком способа также является то, что отношение температуры газов перед турбиной к частоте вращения ротора может превысить пороговое значение при изменении режима работы двигателя, например, при дросселировании, на основании чего может быть сделан ложный вывод о наличии помпажа.

Известен способ диагностики помпажа компрессора [Чигрин B.C. Конструкция турбовального газотурбинного двигателя Д-136. Харьков: ХВВАИУ, 1989. - 143 с.], при котором измеряют давление за компрессором, вычисляют величину изменения давления за компрессором ГТД, которая определяется как производная давления за компрессором по времени, и, в случае превышения полученной величиной порогового значения, делают вывод о развитии помпажа компрессора.

Недостатком такого способа является то, что он позволяет устанавливать наличие помпажа уже при фактическом наступлении помпажного режима работы компрессора, так как пороговое значение назначают достаточно высоким (в приведенном примере оно составляет 8 с-1). Снижение порогового значения для более ранней диагностики помпажа может привести к получению ложных выводов о наличии помпажа при изменении режимов работы двигателя (например, при сбросе газа тоже происходит уменьшение давления за компрессором).

Также известен способ диагностики помпажа компрессора [патент РФ 2263234 С1, опубл. 27.10.2005, бюл. №30], при котором измеряют давление на входе, давление за компрессором и частоту вращения ротора, 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.

Однако при использовании этого способа для авиационного газотурбинного двигателя в случае изменения режима работы, например, при сбросе газа, производные давления за компрессором и частоты вращения ротора также могут превысить свои пороговые значения. 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. Следовательно, при использовании этого способа для авиационного газотурбинного двигателя также могут быть получены ложные выводы о наличии помпажа.

Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является исключение возможности получения ложных выводов о наличии помпажа компрессора авиационного газотурбинного двигателя. Предполагаемый технический результат достигается за счет использования для диагностики помпажа комплекса параметров, одновременное интенсивное изменение которых происходит только в случае помпажа, тогда как при изменении режима работы двигателя комплексного изменения этих параметров не происходит.

Поставленная задача решается тем, что способ диагностики помпажа компрессора включает измерение давления за компрессором и частоты вращения ротора компрессора, вычисление значения производной по времени давления за компрессором и сравнение ее с заданным пороговым значением с учетом знака.

Новым в заявляемом способе является то, что дополнительно измеряют температуру газов за турбиной, вычисляют значение отношения температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора и сравнивают его с пороговым значением, вывод о наличии помпажа делают в случае одновременного превышения значениями производной по времени давления за компрессором и отношения температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора своих пороговых значений.

На прилагаемых чертежах изображено:

фиг.1 - график изменения частоты вращения ротора компрессора;

фиг.2 - график изменения давления за компрессором;

фиг.3 - график изменения температуры газа за турбиной;

фиг.4 - график изменения производной давления за компрессором;

фиг.5 - график изменения отношения температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора.

Заявляемый способ осуществляется следующим образом.

Измеряют давление за компрессором и частоту вращения ротора компрессора. Вычисляют значение производной по времени давления за компрессором. Сравнивают ее с пороговым значением. Измеряют температуру газов за турбиной. Вычисляют отношение температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора. Сравнивают его с пороговым значением. Делают вывод о наличии развития помпажа в случае одновременного превышения величинами производной по времени давления за компрессором и отношения температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора своих пороговых значений.

Пример конкретного выполнения способа.

В рассматриваемом примере работы реального газотурбинного двигателя с заданной периодичностью Δτ измеряют текущие значения параметров: давления за компрессором рk (фиг.1), частоты вращения ротора nТК (фиг.2) и температуры газов за турбиной (фиг.3). Регистрация осуществляется 13 раз в секунду, интервал измерения Δτ=0,077 с. На фиг.1-3 видно одновременное интенсивное изменение всех параметров на 0,5 с после начала измерений, что характерно для начала развития помпажа.

Далее определяют изменение давления Δpk за время Δτ, вычисляют значения производной по времени давления за компрессором (фиг.4) и отношение температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора (фиг.5). На графиках видно, что через 0,16 с после начала изменения всех параметров происходит превышение величинами производной по времени давления за компрессором и отношения температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора заданных пороговых значений. На основании чего делается вывод о наличии помпажа компрессора.

В приведенном примере пороговое значение производной изменения давления ±2,5 c-1, пороговое значение отношения температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора определяется как +5%.

Пороговые значения и определяют и задают при наладке системы по результатам испытаний двигателя. При этом пороговое значение может назначаться сравнительно невысоким, так как ложные сигналы о возникновении помпажа блокируются условием увеличения отношения , которое возникает раньше, чем разовьется помпаж компрессора.

Способ диагностики помпажа турбокомпрессора ГТД, при котором измеряют давление за компрессором, частоту вращения ротора турбокомпрессора, вычисляют значение производной давления за компрессором по времени, сравнивают с заданным пороговым значением с учетом знака, делают вывод о наличии развития помпажа, отличающийся тем, что дополнительно измеряют температуру газов за турбиной, вычисляют значение отношения температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора турбокомпрессора, сравнивают его с пороговым значением, вывод о наличии развития помпажа делают в случае превышения значениями производной давления за компрессором по времени и отношения температуры газов за турбиной к частоте вращения ротора компрессора заданных пороговых значений.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области выявления и предотвращения помпажа компрессора в газотурбинных двигателях (ГТД) и может быть применено в системах управления авиационными ГТД.

Изобретение относится к управлению силовыми установками летательных аппаратов, преимущественно в автоматическом режиме. .

Изобретение относится к области выявления и предотвращения помпажа компрессора в газотурбинных двигателях (ГТД) и может быть применено в системах управления авиационными ГТД.

Изобретение относится к области выявления и предотвращения помпажа компрессора в газотурбинных двигателях (ГТД) и может быть применено в системах управления авиационными ГТД.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, компрессоростроения и эксплуатации компрессорных систем, в частности к их регулированию и защите. .

Изобретение относится к компрессоростроению и насосостроению и предназначено для работы в системах, где необходимо автоматическое регулирование производительности.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей и позволяет повысить КПД и газодинамическую устойчивость компрессора путем улучшения циркуляции воздуха в полости над рабочей лопаткой.

Изобретение относится к области регулирования энергоустановок, в частности газотурбинных установок. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода или для привода электрогенератора, выполненного на базе конвертированного авиационного двигателя

Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода

Изобретение относится к турбореактивным двигателям (ТРД) и газотурбинным двигателям (ГТД), а также газовым осевым компрессорам и паровым турбинам

Изобретение относится к поточному каналу для компрессора, который расположен концентрично вокруг проходящей в осевом направлении оси машины и для направления в осевом направлении основного потока ограничен круглой в поперечном сечении ограничительной стенкой, при этом ограничительная стенка имеет множество распределенных по окружности проходов обратного потока, через которые ответвляемый из основного потока в месте отбора частичный поток направляется обратно в основной поток в лежащем по потоку выше места отбора месте ввода, и который содержит расположенные лучевидно в поточном канале перья лопаток лопаточного венца, при этом вершины перьев лопаток лежат противоположно ограничительной стенке с образованием зазора, при этом перья рабочих лопаток установлены с возможностью движения в заданном направлении вращения вдоль окружности ограничительной стенки, или ограничительная стенка установлена с возможностью движения в заданном направлении вращения относительно перьев направляющих лопаток лопаточного венца

Изобретение относится к области обеспечения надежности защиты компрессора газотурбинного двигателя при неустойчивой работе на режиме запуска

Изобретение относится к испытаниям авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может найти применение в авиационной промышленности

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТУ

Изобретение относится к авиадвигателестроению
Наверх