Способ диагностирования авиационного газотурбинного двигателя со свободной турбиной Советский патент 1993 года по МПК G01M15/00 

- Изобретение относится к эксплуатации авиационной техники и может быть использовано при диагностировании газотурбинных двигателей со свободной турбиной (турбовинтовых и турбовальных).

Целью изобретения является повышение точности диагноза авиационного газотурбинного двигателя со свободной турбиной.

Поставленная цель достигается тем, что предлагаемый способ диагностирования предусматривает использование в качестве критериев состояния двигателя тех функций приведенных к стандартным контрольным режимам значений температуры торможения и давления рабочего тела перед свободной турбиной и частоты вращения ротора свобод ной турбины, которые характеризуют мощность, развиваемую свободной турбиной, а также состояние отдельных элементов проточной части двигателя. Согласно этому способу, на контрольных режимах работы двигателя измеряют температуру торможения и давление рабочего тела перед свободной турбиной и частоту вращения ротора свободной турбины, результаты измерений приводят к соответствующим стандартным контрольным режимам, вычисляют функции приведенных значений параметров, характеризующие мощность.

00

Оч

о о

со

развиваемую свободной турбиной, а также состояние отдельных элементов проточной части двигателя, полученные текущие значения критериев состояния двигателя сравнивают с заданными граничными значениями, результаты сравнения используют при выработке решения об отнесении текущего состояния двигателя к одному из установленных классов состояний.

Приведенные к стандартным контрольным режимам значения температуры торможения и давления рабочего тела перед свободной турбиной и частоты вращения ротора свободной турбины образуют эффективную совокупность признаков состояния двигателя. В частности, они мог/тиспользоваться для оценки мощности, развиваемой свободной турбиной и определяющей тяго- вооруженность летательного аппарата.

Известно, что мощность, развиваемая турбиной газотурбинного двигателя, с до- статоМной точностью может быть представлена следующей математической формулой {Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. /Под ред. С.М.Шляхтенко, М.: Ма- шиностроение, 1987, 568 с.):

-rfbf in-.W

N - CpTi 1

(w

И

где Ср и К - теплоёмкость при постоянном давлении и показатель адиабаты рабочего тела; тГ и Pi - температура торможения и давление торможения рабочего тела перед турбиной; 2 - давление рабочего тела

за турбиной; у и А - внутренний КПД по

параметрам торможения и параметр расхода турбины. В свою очередь, величины г и

А могут быть представлены как зависящие от изменяющихся в процессе эксплуатации геометрических характеристик проточной части функции критериев, определяющих режим работы турбины:

где п - частота вращения ротора.

С учетом (2) и (3) формула (1) может быть записана в виде:

р Лг1

N CP1- VffPTn-й) К х

Pi ,

Crevfr TTTfr)-. м

Выполним анализ выражения (4) с

целью поиска возможности оценки в условиях эксплуатации мощности, развиваемой

25

10.

15

20

30

35

40

45

50

55

свободной турбиной авиационного газотурбинного двигателя на стандартных контрольных режимах его работы, характеризуемых установленными фиксированными значениями элементов множества режимных параметров, в состав которого могут, например, входить: частота вращения ротора или одного из роторов турбокомпрессора; давление и температура атмосферного давления воздуха; скорость полета летательного аппарата;... Выделим факторы, определяющие мощность свободной турбины диагностируемого двигателя на стандартных контрольных режимах его работы и изменяющиеся в процессе эксплуатации:

1. Температура торможения перед свободной турбиной Ti ..

2. Частота вращения ротора свободной турбины п.

3. Давление торможения перед свободной турбиной PI . .

4. Давление за свободной турбиной Рг.

5. Состояние проточной части свободной турбины, определяющие вид функций fa и fa.

Предлагаемый способ диагностирования предусматривает определение первых двух отмеченных пяти факторов путем прямых измерений.

3-й и 4-й факторы, как это нетрудно показать, являются на каждом из стандартных контрольных режимов практически неизменяющимися в процессе эксплуатации двигателя функциями приведенного к этому режиму значения давления перед свобод ной турбиной Pi. Действительно, приведенная скорость потока в сечении перед турбиной, характеризующая связь между Pi и PI , и относительный перепад давлений в выходной устройстве двигателя, характеризующий связь между PI и Р2, достаточно точно определяются значениями режимных параметров двигателя и зависят от состояния его проточной части пренебрежимо мало. Следовательно, предлагаемый способ диагностирования, предусматривающий определение путем прямых измерений приведенных к стандартным контрольным режимам значений параметра PI, обеспечивает оценку 3-го и 4-го факторов.

Изменением в процессе эксплуатации 5-го фактора допустимо пренебречь, что проточная часть свободной турбины повреждается обычно значительно слабее, чем проточные части компрессора (забоины, пылевая эрозия и загрязнение деталей) и турбины компрессора (прогары, коробления и высокотемпературная коррозия деталей).

Таким образом, на основе выражения (4) может быть построена функция приведенных к стандартным контрольным режимам значений параметров TI , PI и п, характеризующая мощность, развиваемую на этих режимах.свободной турбиной. Очевидно, что такая функция представляет собой эффективный критерий состояния авиационного газотурбинного двигателя со свободной турбиной.

Кроме этого приведенные к стандартным контрольным режимам значения параметров Тч , PI и п могут быть использованы для оценки состояния отдельных элементов проточной части двигателя в соответствии с существующими методами диагностирования газотурбинных двигателей по параметрам рабочего процесса (Ахмадаянов A.M., Дубравский Н. Г., Тунаков А.П. Диагностирование состояния ВРД по термогазодинамическим параметрам; М.: Машиностроение, 1983, 208 с,). С этой целью на базе указанных методов могут быть построены функции приведенных значений параметров TI , Pi и п, характеризующие состояние отдельных элементов проточной части, например, так, чтобы заданные граничные значения этих функций соответствовали границам между классами состояний элементов.

При конкретной реализации предлагаемого способа диагностирования измерение параметров рабочего процесса свободной турбины TI , PI и п может производиться при помощи обычных систем измерения, выпускаемых промышленностью серийно. Так, например, величина TI может быть измерена при помощи одной или нескольких термопар или гребенок термопар, расположенных в контрольном поперечном сечении проточной части двигателя перед свободной турбиной, величина PI - путем дренирования наружной поверхности проточной части в этом сечении, величина п - при помощи тахометрической измерительной аппаратуры.

Измеренные на контрольных режимах работы двигателя (такими режимами могут быть, например, взлетный, номинальный, крейсерский,...) значения параметров TI , Pi и п должны быть приведены к стандартным контрольным режимам. При этом должно быть принято во внимание, что рассматриваемые параметры являются наряду с другими параметрами рабочего процесса двигателя функциями множества У {yi, i 17п} режимных параметров, в состав которого, как уже указывалось, могут, например, входить частота вращения ротора или одного из роторов турбокомпрессора; давление и температура атмосферного

воздуха; скорость полета летательного аппарата,... Тогда приведенное к стандартному контрольному режиму работы значение любого из рассматриваемых параметров должно, строго говоря, рассчитываться по

формуле:

Ппр nfrij(yt,...,yn),(5) где fnj((yi,...,yn) относящаяся к параметру П на j-м контрольном режиме нелинейная функция режимных параметров, зздаваемая аналитически, графически или таблично и полученная на основе экспериментальных .исследований или (и) математического моделирования рабочего процесса среднестатистического двигателя рассматриваемого типа. Если на контрольных режимах работы двигателя его режимные параметры могут изменяться лишь в относительно малых диапазонах, что чаще всего и имеет место, то

в этом случае для определения приведенного значения параметра может использоваться более простая, чем (5) зависимость линейной структуры:

1+ Ј anj, (yi-yji ) .

i 1

ст

где yji значение 1-го режимного параметра на j-м стандартном контрольном режиме; anji - 1-я компонента градиента функции

fnjf(yi,....yn) в точке пространства режимных параметров, соответствующей j-му стандартному контрольному режиму.

При конкретной реализации предлагаемого способа диагностирования функции

приведенных значений параметров TI . Pi- И п, характеризующие мощность, развиваемую свободной турбиной, а также состояние отдельных элементов проточной части двигателя, могут быть заданы аналитически,

графически (например, в виде номограмм) или таблично.

Использование предлагаемого способа диагностирования авиационного газотурбинного двигателя со свободной турбиной

позволит уменьшить количество ошибок первого и второго рода при оценке состояния и связанные с этим экономические потери, позволит повысить эксплуатационную надежность авиационной техники.

Формула изобретения Способ диагностирования авиационного газотурбинного двигателя со свободной турбиной, включающий измерение параметров его рабочего процесса на контрольных режимах работы, расчет на основе результатов измерений значений критериев состояния, сравнение текущих значений критериев с заданными граничными значе

ниями и отнесение на основе результатовния ротора свободной турбины, а в качестве сравнения текущего состояния двигателя ккритериев состояния используют приведен- одному из установленных классов состоя-ные к стандартным контрольным режимам ний, отличающийся тем, что, с цельюфункции значений этих параметров, харак- повышения точности, измеряют температу-5 теризующие мощность, развиваемую свору торможения и давление рабочего телабодной турбиной, и состояние отдельных перед свободной турбиной и частоту враще-элементов проточной части двигателя.

Изобретение относится к эксплуатации авиационной техники и может быть использовано при диагностировании газотурбинных двигателей со свободной турбиной. Целью изобретения является повышение точности диагностики. Он позволяет сократить времяпотери, связанные с ошибками распознавания классов состояний авиационных двигателей. Способ включает в себя измерение на контрольных режимах работы двигателя температуры торможения и давления рабочего тела перед свободной турбиной и частоты вращения ротора свободной турбины, приведение результатов измерений к соответствующим стандартным контрольным режимам, вычисление функций, приведенных значений параметров характеризующих мощность, развивае- муюсвободной турбиной, а также состояние отдельных элементов проточной части двигателя, сравнение полученных текущих значений критериев состояния двигателя с заданными граничными значениями, использование результатов сравнения при вы-- работке решения об отнесении текущего состояния двигателя к одному из установленных классов состояний. у I