устройство защиты компрессора гтд от помпажа

Формула изобретения

Устройство защиты компрессора газотурбинного двигателя от помпажа, содержащее датчик давления воздуха за компрессором Р ₂, датчик давления воздуха на входе в компрессор P ₁, датчик температуры воздуха на входе в компрессор T ₁, первое делительное устройство, первое пороговое устройство, отличающееся тем, что в него дополнительно введены множительное устройство и последовательно соединенные с ним второе делительное устройство, второй интегратор, второе пороговое устройство и схема «ИЛИ», другой вход которой связан с выходом первого порогового устройства, а также первый интегратор, выход которого связан со входом первого порогового устройства, а вход - с выходом первого делительного устройства, вход которого связан с выходом датчика давления воздуха за компрессором Р₂, причем второй выход датчика давления воздуха за компрессором Р₂ связан со вторым входом множительного устройства, другой вход которого связан с выходом датчика давления воздуха на входе в компрессор P₁, причем выход датчика температуры воздуха на входе в компрессор T₁ связан со вторым входом второго делительного устройства, причем на входы первого и второго делительного устройства подключены сигналы К₂, характеризующие класс критических ситуаций.

Описание изобретения к патенту

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

Известно устройство (Хоэлл А.Р., Калверт В.К. Новый метод оценки характеристик осевого компрессора по характеристикам его ступеней. Энергетические машины и установки, 1978. Т.100-М4 - Изд-во «Мир» - с.240-247), контролирующее устойчивую работу компрессорного агрегата с помощью датчиков давления на входе и выходе из компрессора, подключенных к блоку вычисления степени сжатия, датчиков оборотов и температуры воздуха на входе в компрессор, присоединенных к формирователю приведенной скорости, блока воспроизведения расходной газодинамической характеристики и электронно-лучевого индикатора.

Недостатком устройства является низкие достоверность и точность распознавания помпажа, обусловленные отсутствием контроля комплекса параметров двигателя, наиболее достоверно характеризующих границу его газодинамической устойчивости.

Известны методы и устройства (Шакирьянов М.М. Решающая таблица по устранению различных видов газодинамической неустойчивости в системах, содержащих лопаточные машины. Изд. Вузов «Авиационная техника», № 1, 2000, с.80), контролирующие газодинамическое состояние ГТД с помощью комплекса его параметров. Однако они не проводят контроль функции риска комплекса параметров двигателя.

Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, являются способ и устройство (Шакирьянов М.М. Решающая таблица по устранению различных видов газодинамической неустойчивости в системах, содержащих лопаточные машины. Изв. Вузов «Авиационная техника», № 1, 2000, с.80) защиты турбокомпрессора от помпажа. В этом изобретении вычисляется адиабатический к.п.д. компрессора при известных параметрах: давления воздуха за компрессором и на его входе, температуры воздуха за компрессором и на его входе, и далее он сравнивается с соответствующим порогом. Устройство реализации содержит датчики давления воздуха за компрессором и на его входе, датчики температуры воздуха за компрессором и на его входе, два делительных устройства, а также блоки сравнения и пороговое устройство.

Недостатком способа и устройства является низкие достоверность и точность распознавания помпажа, обусловленные отсутствием контроля функции риска комплекса параметров двигателя.

Задачей изобретения является повышение достоверности и точности распознавания помпажа компрессора ГТД.

Поставленная задача достигается устройством, содержащим датчик давления воздуха за компрессором Р₂, датчик давления воздуха на входе в компрессор Р₁, датчик температуры воздуха на входе в компрессор Т₁, первое делительное устройство, первое пороговое устройство, в которое дополнительно введены множительное устройство и последовательно соединенные с ним второе делительное устройство, второй интегратор, второе пороговое устройство и схема «ИЛИ», другой вход которой связан с выходом первого порогового устройства, а также первый интегратор, выход которого связан со входом первого порогового устройства, а вход - с выходом первого делительного устройства, вход которого связан с выходом датчика давления воздуха за компрессором Р₂, причем второй выход датчика давления воздуха за компрессором Р₂, связан со вторым входом множительного устройства, другой вход которого связан с выходом датчика давления воздуха на входе в компрессор P₁, причем выход датчика температуры воздуха на входе в компрессор T₁ связан со вторым входом второго делительного устройства, причем на входы первого и второго делительного устройства подключены сигналы К₂, характеризующие класс критических ситуаций.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображена блок-схема устройства. Устройство содержит: датчик 1 давления воздуха Р₂ за компрессором, датчик 2 давления воздуха P₁ на входе в компрессор, датчик 3 температуры воздуха T₁ на входе в компрессор, множительное устройство 4, первое делительное устройство 5, второе делительное устройство 6, первый интегратор 7, второй интегратор 8, первое пороговое устройство 9, второе пороговое устройство 10, схему «ИЛИ» 11. Принцип работы устройства заключается в следующем. Множительное устройство 4 формирует произведение значений сигналов, поступающих с выходов датчиков давления воздуха за компрессором Р₂ 1 и давления воздуха на входе в компрессор P₂ 2. На выходе второго делительного устройства 6 формируется сигнал с учетом сигналов, поступающих с выхода множительного устройства 4 и датчика температуры воздуха на входе в компрессор T₁ 3. Первое делительное устройство 5 формирует f(x)/K₂ с сигналов, поступающих с выхода датчика давления воздуха за компрессором P₂ 1 и коэффициента К₂. Первый интегратор 7 интегрирует значения сигналов, поступающих с выхода первого делительного устройства 5. Второй интегратор 8 интегрирует значения сигналов, поступающих со второго делительного устройства 6. Далее в первом пороговом устройстве 9 и втором пороговом устройстве 10 производится сравнение значений сигналов, поступающих с выходов первого интегратора 7 и второго интегратора 8, соответственно, с данными пороговыми значениями, при превышении которых далее сигналы поступают на вход схемы «ИЛИ» 11 (это означает появление помпажных колебаний, помпажного срыва или вращающегося срыва).

С выхода схемы «ИЛИ» 11 сигналы поступают на ИМ РО ГТД (исполнительные механизмы регулирующих органов газотурбинных двигателей - например, окно перепуска, клапан отсечки топлива и т.д.) для устранения помпажа.

Существенные отличия данного изобретения заключаются в том, что здесь производится контроль функции риска, содержащей классы нормальных режимов и критических ситуаций, и сравнения их с соответствующими порогами, т.е. реализуется выражение Экономически эффект заключается в том, что данное устройство позволяют повысить достоверность и точность распознавания помпажа, а значит, и надежность работы двигателей, а следовательно, обеспечивают безопасность полета летательных аппаратов.

Изобретение подтверждается следующими теоретическими выкладками.

Вполне приемлемым при исследовании различных зависимостей и процессов является также и применение методов теории вероятностей.

Для оценки информативности и достоверности полученных критериев устойчивости с существующими (эталоном является сигнализатор помпажа с измерением давления воздуха за компрессором Р₂ ), можно использовать функцию риска для комплекса параметров двигателя.

Функция риска R(x) равна

где К₂ - коэффициент, характеризующий класс критических ситуаций; K₁ - коэффициент, характеризующий класс нормальных режимов; х₀, ,х_n - параметр (комплекс параметров) авиационного двигателя.

В более упрощенной форме R(x) выглядит так

m₁, m₂ - математическое ожидание при нормальном и критическом режимах, соответственно; ₁, ₂ - дисперсия при нормальном и критическом режимах, соответственно; х₀ - (m₁+m₂)/2 - порог.

Обоснование технического эффекта.

При наступлении помпажных явлений происходит резкое понижение давления воздуха по тракту компрессора и повышение температуры воздуха по всему газовоздушному тракту двигателя. Поэтому все критерии устойчивости (1), (2), (3), (4) резко падают, а данное устройство позволяет быстрее фиксировать резкие уменьшения этих критериев. Вследствие этого происходит резкое повышение надежности распознавания, а значит, и ликвидации помпажа, следовательно, увеличивается безопасность полетов.

Таким образом, предложенное изобретение позволяет повысить надежность распознавания за счет увеличения достоверности и точности распознавания помпажа.