Способ диагностирования авиационного газотурбинного двигателя со свободной турбиной

Способ диагностирования авиационного газотурбинного двигателя со свободной турбиной

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

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, развиваемуюсвободной 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

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУ6ЛИК

<я>ю G 01 М 15/00

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ай

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ " ", К ПАТЕНТУ

00 ос

О

О (21) 4955033/23 (22) 10.06.91 (46) 23.04.93. Бюл. N- 15 (71) Киевский институт инженеров гражданской авиации им. 60-летия СССР (72) П.И.Денисюк и П.В.Королев (73) Киевский институт инженеров гражданской авиации (56) Авиационный турбовинтовой двигатель

ТВ2-117 и редуктор ВР 8. Руководство по эксплуатации и техническому обслуживанию. М.: Машиностроение, с. 63-68, 1976. (54) СПОСОБ ДИАГНОСТИРОВАНИЯ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ (57) 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 сокраИзобретение 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 торможе„, Я „„1811600 А3 тить 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, развиваемуюсвободной 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. ния и давления рабочего тела перед свободной турбиной и частоты вращения ротора свободной 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.

1811600 (3) развиваемую свободной турбиной, а также состояние отдельных элементов проточной части двигателя, полученные текущие значения критериев состояния двигателя сравнивают с заданными граничными 5 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 могут использоваться для оценки мощности, развиваемой свободной турбиной и определяющей тяговооруженность летательного аппарата.

Известно, что. мощность, развиваемая 20 турбиной газотурбинного двигателя, с достаточной точностью может быть представлена следующей математической формулой (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей, /Под ред. С.M,Øëÿõòåíêo, M.: Ма- 25 шиностраение, 1987, 568 с.):

N=CpT<*(1- ) " ) )*-, (1)

Р1 где Ср и К вЂ” теплоемкость при постоянном 30 давлении и показатель адиабаты рабочего тела; Т1* и P> — температура торможения . и давление торможения рабочего тела перед турбиной; Рг — давление рабочего тела за турбиной; у и А — внутренний КПД па

:)Ф параметрам торможения и параметр расхода турбины, Всваю очередь,,величины ц и

А могут быть представлены как зависящие от изменяющихся в процессе эксплуатации 40 геометрических характеристик протачнойчасти функции критериев, определяющих режим работы турбины: ч =fi (Р VT*) (2) 45

Т1

А =12 (—., }, Р1 и

Р2 Т1 где и — частота вращения ротора.

С учетом (2) и (3) формула (1) может быть 50 записана в виде:

К-1

N=Cp1 ф Р1(1 (— ) ) х х f)(—, )fz(—, =), (4)

Выполним анализ выражения (4) с целью поиска возможности оценки в условиях эксплуатации мощности, развиваемой 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 турбакомпрессора," 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 T> *.

2, Частота вращения ротора свободной турбины и.

3. Давление торможения перед свободной турбиной Р1*.

4, Давление за свободной турбиной Pz, 5. Состояние проточной части свободной турбины, определяющие вид функций тг и тг.

Предлагаемый способ диагностирования предусматривает определение первых двух отмеченнйх 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 свободной турбиной Р1. Действительно, приведенная скорость потока в сечении перед турбиной, характеризующая связь между Pi и Р1*, и относительный перепад давлений в выходной устройстве двигателя, характеризующий связь между Р) и Рг, 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 зйачений параметра Р1, обеспечивает оценку 3-ro и 4-ro 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), 1811 60О (4) Ра ения воздуха; скорость полета летательного апТаким образом, на основе вы аж ни может быть пост оена ф нк р фу ция приве- парата,... Тогда приведенное к стандартноденных к стандартным контрольным режи- му контрольному режиму работы н ч оты значение метров 1*, 1 и и, любого из рзссматриваемых параметров характеризующая мощность, развиваемую должно, строго говоря, рассчитываться по на этих режимах свободной турбиной. Оче- 5 формуле: видно, что такая функция представляет со- Пуд У пР = П11У1,". Уп/, (5) бои эффективный критерий состояния авиационного газотурб т р инного двигателя со я где 1п ((у1...„V ) — относящаяся к параметру свободной турбиной.

П на j-м контрольном режиме нелинейная функция режимных параметров, задаваемая аналитически, графически или таблично . метров Т1*, Р1 и и могут быть использованы исследований или (и) математического мопроточной части двигателя в соответствии с 15 тистического дви а еля рассариваемо о ния газотурбинных двигателей по парамет раМ pa6osего npoqecca (Axvapaasoa А М дубравский Н Г Тунако А П д зменяться лишь в относительно малых аи вание состояния ВРД по термогазодинами- 20 в этОм случае дл Определения приведенного энзчени параметра может использоваться более простая, чем (5) зависимость приведенных значений параметров Т1*, Р1 ои структуры: и л, характеризующие состояние отдельных 25 П - П (1 f ть — 11 ), элементов проточной части, например, так, nP= + ЗП1 (У1 1i чтобы заданные граничные значения этих где у 1" — значение l-m режимного параметфункций соответствовали границам между ра íà j-м стандартном контрольном режиме; классами состояний элементов. ад 1 — i-я компонента а ф

При конкретной реализации предлагае- 30 f гр диента ункции мого способа

П ((У1,.-..",Vл) В ТОЧКЕ ПРОСтРаНСтВа РЕЖИМНЫХ со а диагностирования измерение p po соответствующеи j-му андр турбины Т P 1 и и может производиться а сво одной тному контрольному режиму.

П иконк при помощи обычных систем изме ри конкретной реализации предлагаевыпускаемых промышленностью . 35 измеРениЯ, мого способа и ь сериино. 35 и иве ен диагностирования функции

35 р д ных значений параметров Т1, Р1* измерена при помощи одной или нескольких термопар или гребенок термопар положенных в конт пар, рас- от онтрольном поперечном гателя, мог пар - о дельных элементов проточной части двиа еы, огут быть заданы а ели инес и, граф ес (апр ер де но Огрзм )

° величина 1 пУтем или таблично, дренирования наружной поверхности про- Использование предлагаемого способа при помощи тахометрической измерительдиагности ования авиа бинного двигателя со свободной турбиной и

45 позволит м работы двигателя (такими режимами могут ния связанные с этим зкономические пор, взлетныи, номинальный, + тер, поз олит повысить эксплуатационную

Р1 и и должны быть приведены к стандарт- 59 . ным контрольным режимам. При этом долб Формула изобретения рассматриваемые параметры б ур, ключающии измерение парау = (уь I =1,п) режимных парамет и множества 55 мет ов его р рабочего процесса на контрольх паРаметРов, в со- ных режимах аботы а ч став которого, как уже указывалось, могут гут результатов измерений значений критериев ю тоя ю, сравнение е ущих значе ий ра дееление и теыоературе атыосферно

1811600

Составитель П. Королев

Редактор А. Купрякова Техред М.Моргентал Корректор Н. Ревская

Заказ 1466 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035,1фосква,Ж-35, Раушская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул.Гагарина, 101 с ниями и отнесение на основе результатов сравнения текущего состояния двигателя к одному из установленных классов состояний, отличающийся тем, что, с целью повышения точности, измеряют температуру торможения и давление рабочего тела перед свободной турбиной и частоту вращения ротора свободной турбины, а в качестве критериев состояния используют приведенные к стандартным контрольным режимам функции значений этих параметров, харак5 теризующие мощность, развиваемую свободной турбиной, и состояние отдельных элементов проточной части двигателя.