RU2527850C1 - Method of control over gas turbine engine compressor actuators - Google Patents

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: microprocessor complex processes data supplied by transducers of pressure at compressor inlet and outlet, gas temperature behind the combustion chamber, rotor angular rpm and instantaneous fuel flow rate. First derivatives of measures parameters and their threshold magnitudes are calculated. Majority definition of surging start is carried out by comparison of measured parameter derivatives with their thresholds. Surging start signal is generated and transmitted to blow-in control systems.

EFFECT: improved possibility of valid and fast determination of surging under whatever engine operating conditions.

2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для надежного и своевременного диагностирования помпажа газотурбинного двигателя (ГТД), и позволяет устранить неустойчивый режим работы компрессора путем оперативного воздействия на различные системы регулирования двигателя. Способ диагностирования помпажа включает в себя измерение угловой скорости вращения ротора турбины, измерение давления воздуха на входе и выходе компрессора, измерение мгновенного расхода топлива и измерение цветовой температуры за камерой сгорания.The invention relates to the field of engine engineering and can be used for reliable and timely diagnosis of surging gas turbine engine (GTE), and allows to eliminate the unstable mode of operation of the compressor by the operational impact on various engine control systems. The method for diagnosing surging includes measuring the angular velocity of the turbine rotor, measuring the air pressure at the inlet and outlet of the compressor, measuring the instantaneous fuel consumption and measuring the color temperature behind the combustion chamber.

Известен способ диагностики помпажа компрессора [патент США №25178801, G01M 15/00, апрель, 1978], при котором измеряют температуру газов перед турбиной и частоту вращения ротора компрессора. Поскольку при развитии срыва потока в компрессоре 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.A known method for diagnosing compressor surge [US patent No. 25178801, G01M 15/00, April, 1978], in which the temperature of the gases in front of the turbine and the rotor speed of the compressor rotor are measured. Since when the flow stalls in the compressor, the temperature of the gases in front of the turbine increases and the rotor speed decreases, the conclusion about the development of surge in the compressor is made if the threshold value for the ratio of the gas temperature in front of the turbine to the rotor speed is exceeded.

Недостатком способа 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. Также к недостаткам можно отнести инерционность и уязвимость способа при отказе одного из датчиков.The disadvantage of this method is that the ratio of the temperature of the gases in front of the turbine to the rotational speed of the rotor can exceed the threshold value when changing the operating mode of the engine, for example during throttling, on the basis of which a false conclusion can be made about the presence of surge. The disadvantages include the inertia and vulnerability of the method in case of failure of one of the sensors.

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.A known method for the diagnosis of surge compressor [Chigrin B.C. The design of the turboshaft gas turbine engine D-136. Kharkov: HVVAIU, 1989. - 143 pp.], At which the pressure behind the compressor is measured, the magnitude of the pressure change behind the GTE compressor is calculated, which is determined as the time derivative of the pressure behind the compressor, and if the threshold value is exceeded, a conclusion is drawn about the development of surge compressor.

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).The disadvantage of this method is that it allows you to determine the presence of surge even at the actual onset of surge operation of the compressor, since the threshold value is set high enough (in the example, it is 8 s ^-1 ). Lowering the threshold value for an earlier diagnosis of surging can lead to false conclusions about the presence of surging when changing engine operating modes (for example, when the gas is released, the pressure behind the compressor also decreases).

Также известен способ диагностики помпажа компрессора [патент РФ №2263234 C1, F04D 27/02, опубл. 27.10.2005], 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.Also known is a method for diagnosing compressor surge [RF patent No. 2263234 C1, F04D 27/02, publ. 10.27.2005], in which the inlet pressure, the pressure behind the compressor and the rotor speed are measured, the signs and magnitude of the time derivatives of these parameters are determined, 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.

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.However, when using this method for an aircraft gas turbine engine, in case of a change in the operating mode, for example, during gas discharge, the pressure derivatives behind the compressor and the rotor speed can also exceed their threshold values. 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. Therefore, when using this method for an aircraft gas turbine engine, false conclusions about the presence of surge can also be obtained.

Наиболее близким к предполагаемому способу является способ [патент РФ №2187711, МПК F04D 27/02, опубл. 20.08.2002 / Иноземцев А.А. и др. Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя], заключающийся в измерении яркостной температуры поверхности роторной лопатки турбины и ее первых двух производных яркостным пирометром, сравнении температурных параметров с их пороговыми значениями, дополнительном измерении давления за компрессором и его первой производной, сравнении параметров давления с их пороговыми значениями и формированием сигнала о начале помпажа, при одновременном выходе первых производных яркостной температуры и давления за компрессором за их пороговые значения.Closest to the proposed method is the method [RF patent No. 2187711, IPC F04D 27/02, publ. 08/20/2002 / Inozemtsev A.A. etc. A method for diagnosing surging of a compressor of a gas turbine engine], which consists in measuring the brightness temperature of the surface of the turbine rotor blade and its first two derivatives with a brightness pyrometer, comparing temperature parameters with their threshold values, additional measuring pressure behind the compressor and its first derivative, comparing pressure parameters with their threshold values and the formation of a signal about the onset of surge, with the simultaneous output of the first derivatives of brightness temperature and pressure beyond the compress rum for their threshold values.

К недостаткам этого способа 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 include the inertia of the temperature measurement associated with the time delay of heating the surface of the rotor blades; the possibility of generating a false signal about the onset of surge during non-stationary operating modes, for example, when switching from the nominal mode to the “low gas” mode; the possibility of generating a false signal about the onset of surge due to a failure of the cooling system of the working surfaces of the gas turbine engine.

Задача, решаемая данным изобретением, заключается в повышении надежности определения начала помпажа на всех режимах работы.The problem solved by this invention is to increase the reliability of determining the onset of surge in all modes of operation.

Техническим результатом данного изобретения является повышение достоверности определения начала помпажа на всех режимах работы.The technical result of this invention is to increase the reliability of determining the onset of surge in all modes of operation.

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 давления воздуха в компрессоре и вычислении 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 дополнительно измеряют разницу давления на выходе и входе компрессора двигателя и вычисляют ее первую производную, измеряют мгновенный расход топлива и вычисляют его первую производную, измеряют угловую скорость вращения ротора турбины двигателя и вычисляют ее первую производную, вычисляют пороговые значения первых производных температуры камеры сгорания, разницы давления на выходе и входе компрессора двигателя, угловой скорости вращения ротора турбины двигателя и путем сравнения первых производных температуры камеры сгорания, разницы давления на выходе и входе компрессора двигателя, угловой скорости вращения ротора турбины двигателя с их пороговыми значениями, производят мажоритарное голосование по которому судят о начале помпажа.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 air pressure in the compressor and calculating its first derivative, comparing the derivatives of the measured parameters with their threshold values and determining the surge, when several derivatives go beyond threshold values, in contrast to the prototype, they additionally measure the pressure difference at the outlet and inlet of the comp the engine spring and calculate its first derivative, measure the instantaneous fuel consumption and calculate its first derivative, measure the angular velocity of the rotor of the engine turbine and calculate its first derivative, calculate the threshold values of the first derivatives of the temperature of the combustion chamber, the pressure difference at the outlet and inlet of the engine compressor, angular the rotational speed of the rotor of the engine turbine and by comparing the first derivatives of the temperature of the combustion chamber, the pressure difference at the outlet and inlet of the engine compressor, angular the rotational speed of the rotor of the engine turbine with their threshold values, produce a majority vote by which the surge is judged.

Отличительными признаками способа являются измерение первых производных температуры газа ∂Т/∂t, разницы давления на входе и выходе компрессора ∂ΔР/∂t, угловой скорости вращения вала ротора турбины ∂ω/∂t и сравнение их с их пороговыми значениями: [∂T/∂t], [∂ΔР/∂t], [∂ω/∂t] соответственно, функционально зависящими от мгновенного расхода топлива G. Во время начала помпажа первые производные этих параметров выйдут за пороговое значение. Для мажоритарного голосования используются условия выхода первых производных за их пороговые значения. (∂T/∂t>[∂T/∂t], ∂ΔР/∂t<[∂ΔР/∂t], ∂ω/∂t<[∂ω/∂t].) Для формирования сигнала о начале помпажа достаточно выхода за пороговые значения производных двух параметров. При отказе одного из датчиков информации от оставшихся достаточно для формирования сигнала начала помпажа, что повышает надежность способа. При ложном срабатывании одного из датчиков его информации недостаточно для формирования сигнала начала помпажа, что повышает достоверность сигнала способа. При росте мгновенного расхода топлива в безпомпажном состоянии ГТД характерны рост температуры газа Т, увеличение угловой скорости вращения ротора турбины ГТД ω и рост разницы давления на входе и выходе компрессора ΔР.Distinctive features of the method are the measurement of the first derivatives of the gas temperature ∂Т / ∂t, the pressure difference at the compressor inlet and outlet ∂ΔР / ∂t, the angular velocity of the turbine rotor shaft ∂ω / ∂t and their comparison with their threshold values: [∂T / ∂t], [∂ΔР / ∂t], [∂ω / ∂t], respectively, functionally dependent on the instantaneous fuel consumption G. During the start of surge, the first derivatives of these parameters go beyond the threshold value. For a majority vote, the conditions for the first derivatives to exceed their threshold values are used. (∂T / ∂t> [∂T / ∂t], ∂ΔР / ∂t <[∂ΔР / ∂t], ∂ω / ∂t <[∂ω / ∂t].) To generate a signal about the beginning of surge it is enough to go beyond the threshold values of the derivatives of two parameters. If one of the sensors fails, the information remaining is sufficient to generate a surge onset signal, which increases the reliability of the method. If one of the sensors fails, its information is not enough to generate a surge onset signal, which increases the reliability of the method signal. With an increase in the instantaneous fuel consumption in the safe condition of the gas turbine engine, an increase in the gas temperature T, an increase in the angular velocity of the rotor of the gas turbine turbine ω, and an increase in the pressure difference at the compressor inlet and outlet ΔР increase.

Существо изобретения поясняется на чертеже. На фиг. показано устройство, реализующее способ.The invention is illustrated in the drawing. In FIG. shows a device that implements the method.

Пример конкретной реализацииConcrete implementation example

Заявляемый способ реализуется устройством диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя. Устройство 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, подключенные к микропроцессорной системе 6, связанной с противопомпажной система регулирования 7. Пирометр спектрального отношения 5 расположен таким образом, чтобы измерять температуру газа за камерой сгорания.The inventive method is implemented by the diagnostic device surge surge compressor of a gas turbine engine. The device comprises: an instantaneous fuel consumption sensor 1, a pressure sensor at the inlet of the compressor 2, a pressure sensor at the outlet of the compressor 3, an angular rotational speed sensor for the turbine turbine engine 4, a spectral ratio pyrometer 5 connected to a microprocessor system 6 connected to an anti-surge control system 7. The pyrometer of the spectral ratio 5 is positioned so as to measure the temperature of the gas behind the combustion chamber.

Согласно способу датчик мгновенного расхода топлива 1, датчики давления на выходе и входе компрессорам 2 и 3, датчик угловой скорости вращения ротора турбины 4 и пирометр спектрального отношения 5 передают результаты измерения микропроцессорной системе 6, которая вычисляет разницу давления на входе и выходе ΔР, первые производные измеряемых параметров ∂Т/∂t, ∂ΔР/∂t, ∂ω/∂t, ∂G/∂t. 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 безпомпажных режимах работы двигателя, параметры Т, ΔР и ω соответственно растут (падают) и остаются неизменными при постоянном мгновенном расходе топлива. Возникновение помпажа определяется различным внешними факторами и не зависит от текущего расхода топлива, и сопровождается ростом температуры и снижением угловой скорости вращения ротора турбины и разницы давления на входе и выходе компрессора. 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. Пороговые значения [∂Т/∂t], [∂ΔР/∂t], [∂ω/∂t] зависят от высоты, скорости полета, мгновенного расхода топлива, геометрических характеристик двигателя и рассчитываются программно по функциональным зависимостям, полученными опытным путем. Для мажоритарного голосования используются условия выхода первых производных за их пороговые значения. (∂T/∂t>[∂T/∂t], ∂ΔP/∂t<[∂ΔP/∂t], ∂ω/∂t<[∂ω/∂t].) Для формирования сигнала о начале помпажа достаточно выхода за пороговые значения производных двух параметров.According to the method, the sensor of instantaneous fuel consumption 1, pressure sensors at the outlet and inlet to compressors 2 and 3, the angular velocity sensor of the turbine rotor 4 and the spectral ratio pyrometer 5 transmit the measurement results to the microprocessor system 6, which calculates the pressure difference at the inlet and outlet ΔР, the first derivatives measured parameters ∂Т / ∂t, ∂ΔР / ∂t, ∂ω / ∂t, ∂G / ∂t. Based on the sign of the derivative of the instantaneous fuel consumption, the current engine operation mode is determined: an increase in fuel consumption, a constant fuel consumption and a decrease in fuel consumption. With an increase (decrease) in instantaneous fuel consumption in non-surge modes of engine operation, 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 and does not depend on the current fuel consumption, and is accompanied by an increase in temperature and a decrease in the angular velocity of rotation of the turbine rotor and the pressure difference at the inlet and outlet of the compressor. 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 in connection with the practical inertia of the gas, compared with the design elements of the 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 threshold values [∂Т / ∂t], [∂ΔР / ∂t], [∂ω / ∂t] depend on altitude, flight speed, instantaneous fuel consumption, and geometric characteristics of the engine and are calculated programmatically from functional dependences obtained experimentally. For a majority vote, the conditions for the first derivatives to exceed their threshold values are used. (∂T / ∂t> [∂T / ∂t], ∂ΔP / ∂t <[∂ΔP / ∂t], ∂ω / ∂t <[∂ω / ∂t].) To generate a signal about the beginning of surge it is enough to go beyond the threshold values of the derivatives of two parameters.

Claims (2)

1. Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя, заключающийся в измерении температуры за камерой сгорания и вычислении ее первой производной, измерении давления воздуха в компрессоре и вычислении ее первой производной, сравнении производных измеряемых параметров с их пороговыми значениями и определении помпажа при выходе нескольких производных за пороговые значения, отличающийся тем, что дополнительно измеряют разницу давления на выходе и входе компрессора двигателя и вычисляют ее первую производную, измеряют мгновенный расход топлива и вычисляют его первую производную, измеряют угловую скорость вращения ротора турбины двигателя и вычисляют ее первую производную, вычисляют пороговые значения первых производных температуры камеры сгорания, разницы давления на выходе и входе компрессора двигателя, угловой скорости вращения ротора турбины двигателя и путем сравнения первых производных температуры камеры сгорания, разницы давления на выходе и входе компрессора двигателя, угловой скорости вращения ротора турбины двигателя с их пороговыми значениями производят мажоритарное голосование, по которому судят о начале помпажа.1. A method for diagnosing a surge of a compressor of a gas turbine engine, which consists in measuring the temperature behind the combustion chamber and calculating its first derivative, measuring the air pressure in the compressor and calculating 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, characterized in that they additionally measure the pressure difference at the outlet and inlet of the engine compressor and calculate its first derivative, measure mg new fuel consumption and calculate its first derivative, measure the angular velocity of the rotor of the engine turbine and calculate its first derivative, calculate the threshold values of the first derivatives of the temperature of the combustion chamber, the pressure difference at the outlet and inlet of the engine compressor, the angular velocity of rotation of the rotor of the engine turbine and by comparing the first derivatives of the temperature of the combustion chamber, the pressure difference at the outlet and inlet of the engine compressor, the angular velocity of rotation of the rotor of the engine turbine with their threshold values niyami make majority voting on which is judged on the early surge. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что измеряют цветовую температуру газа за камерой сгорания. 2. The method according to claim 1, characterized in that the color temperature of the gas is measured behind the combustion chamber.

Images