ДВС РОТОРНЫЙ EMDRIVE РАСКОКСОВКА HONDAВИДЫ
Главная Двигатель Помпаж двигателей

Авиация Помпаж (авиация). Помпаж двигателей


Помпаж (авиация)

30 марта 2011

Оглавление:1. Помпаж (авиация)2. Причины возникновения

Помпаж двигателя

Помпаж — срывной режим работы авиационного турбореактивного двигателя, нарушение газодинамической устойчивости его работы, сопровождающийся хлопками в воздухозаборнике из-за противотока газов, дымлением выхлопа двигателя, резким падением тяги и мощной вибрацией, которая способна разрушить двигатель. Воздушный поток, обтекающий лопатки рабочего колеса, резко меняет направление, и внутри турбины возникают турбулентные завихрения, а давление на входе компрессора становится равным или большим, чем на его выходе.

В зависимости от типа компрессора помпаж может возникать вследствие мощных срывов потоков воздуха с передних кромок лопаток рабочего колеса и лопаточного диффузора или же срыва потока с лопаток рабочего колеса и спрямляющего аппарата.

Основным способом борьбы с помпажем является применение нескольких соосных валов в двигателе, вращающихся независимо друг от друга с различными скоростями вращения. Каждый из валов несет часть компрессора и часть турбины. Первая часть компрессора соединяется с последней частью турбины. Современные двигатели имеют в среднем около трёх валов. Валы более высокого давления вращаются с более высокими скоростями. Кроме этого для предупреждения помпажа в авиационных реактивных двигателях предусматривают поворотные лопатки спрямляющего аппарата компрессора и перепускные воздушные клапаны, которые сбрасывают избыточное давление на промежуточных ступенях компрессора двигателя.

Работа двигателя в режиме помпажа быстро приводит к его разрушению из-за недопустимого повышения температуры газов перед турбиной и потери прочности ее лопаток, поэтому при его возникновении двигатель должен быть переведен в режим «малый газ» или отключен. Рост температуры газов может достигать нескольких сот градусов в секунду, и время принятия решения экипажем ограничено. На современных двигателях предусмотрена противопомпажная автоматика, обеспечивающая автоматическое, без участия экипажа, устранение помпажа путем обнаружения помпажных явлений через измерение давления и пульсаций давления на разных участках газовоздушного тракта; кратковременного снижения или прерывания подачи топлива, открытия перепускных заслонок и клапанов, включения аппаратуры зажигания двигателя, восстановления подачи топлива и восстановления режима работы двигателя. Устанавливается сигнализация на приборных досках экипажа и производится запись в бортовых регистраторах параметров полета.

Просмотров: 2672

www.vonovke.ru

Помпаж двигателя — с русского

См. также в других словарях:

translate.academic.ru

Помпаж двигателя — с русского на английский

См. также в других словарях:

translate.academic.ru

ПОМПАЖ ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА — еще один самолет «Трансаэро

Основным способом борьбы с помпажом является применение нескольких соосных валов в двигателе, вращающихся независимо друг от друга с различными скоростями вращения. В самолётах с несколько двигателями помпаж одного из них может приводить к потере управляемости самолётом. Был помпаж левого двигателя, вспышки пламени действительно вырывались. Современные двигатели имеют обычно 2-3 вала. Валы более высокого давления вращаются с более высокими скоростями.

Первая (от воздухозаборника) часть компрессора (компрессор низкого давления, КНД) соединяется с последней частью турбины (турбина низкого давления). Сбрасывали топливо над морем, левый двигатель работал либо на малую мощность либо вообще не работал.

Все это длилось секунд 30 сразу после того, как самолет оторвался от взлетной полосы. 2). Скачкообразное уменьшение расхода воздуха и напора компрессора вследствие потери статической устойчивости течения в компрессоре, которое иногда происходит на пусковых режимах работы двигателя. Каждый из валов несёт часть компрессора и часть турбины. Одновальные двигатели оснащаются более мощной механизацией компрессора, многовальные имеют простую механизацию.

Смотреть что такое «Помпаж двигателя» в других словарях:

Устанавливается сигнализация на приборных досках экипажа и производится запись в бортовых регистраторах параметров полета. После истории с екатеринбургским самолетом выяснилось, что такое же ЧП произошло с лайнером, выполнявшим рейс Рига — Москва.

Взорвался двигатель как раз со стороны, где я сидел, я уже засыпал и проснулся от взрыва. В аэропорту самолет встретили спецслужбы. Сейчас часть из них вылетела в Москву самолетом «Трансаэро», еще 18 человек — рейcом Air Baltic. Сопровождается громкими хлопками, дымом и мощной вибрацией, которая способна разрушить двигатель.

Раз помпаж, два помпаж: еще один самолет «Трансаэро» не смог улететь из аэропорта

Двигатель начинает дымить, сильно вибрировать и грозит развалиться прямо в воздухе. Именно такая критическая ситуация складывается сейчас в российской авиации: много шума, «дыма» и суеты, а «движок не тянет». Получается, что именно по таким законопослушным «пассажирам» ударят меры, предпринимаемые «капитанами» российской авиации в последние месяцы.

Yanis Lu, пассажир самолета:

Вспомнить, хотя бы, авиакатастрофу Ту-154 с президентом Польши в Смоленске. В том числе и системой предупреждения столкновения с землей. У иностранца была установлена система предупреждения столкновения с другими самолетами. Так, с момента заказа и оплаты отечественного самолета (в данном случае «регионалов» интересуют Ан-140 и Ил-114) до его поставки авиакомпании проходит от 15 до 18 месяцев.

В последующее мгновение происходит смывание вихревой пелены, при этом возможен выброс воздуха на вход в компрессор. КВС попросил одного из членов экипажа срочно войти в кабину командира. Стюарты и стюардессы вели себя уверенно, народ пил, то что купил в дюти фри. После того как вернулись обратно и получили багаж поехали в отель BCN events, что в городе Кастельдефельс. Помимо ужина, кстати, был еще и завтрак.

Причины возникновения

При этом в салоне не было никакой паники , стояла полная тишина, и только громкие хлопки, сопровождаемые толчками. Номер первый срочно в кабину пилотов!». Спустя еще минут 10 командир объявил для пассажиров: «Принято решение вернуться в аэропорт вылета. В течение 50-60ти минут мы будем маневрировать для выработки топлива. Появление вращающегося срыва приводит к падению напора ступеней в области малых расходов воздуха, а также возникновению вибраций лопаток.

Авиация: Энциклопедия. М.: Большая Российская Энциклопедия. Характеристика компрессора. Вредное явление, которое наблюдается при работе лопастных компрессоров, вентиляторов и насосов и заключается в возникновении пульсации подачи и давления в трубопроводной системе. В понедельник, 8 сентября, очередное ЧП произошло с самолетом авиакомпании «Трансаэро»: лайнер, который летел рейсом Рига — Москва, вернулся в аэропорт.

Помпаж (авиация) — У этого термина существуют и другие значения, см. Помпаж. Рост температуры газов может достигать нескольких сот градусов в секунду, и время принятия решения экипажем ограничено. Пилоты отключили левый двигатель, взлетали на одном правом. На современных двигателях предусмотрена противопомпажная автоматика. Все пассажиры понимали, что взлет идет нештатно, а те, кто сидел в задней половине самолета по левому борту — те просто видели этот огромный страшный факел пламени из двигателя.

mariantas.ru

Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно для идентификации состояния помпажа компрессора анализируют частоту вращения вентилятора двигателя, температуру и давление на входе в двигатель, если наблюдаются одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора, падение давления воздуха на входе в двигатель и увеличение температуры воздуха на входе в двигатель с градиентом, превышающим максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета, в 2-3 раза, формируют сигнал «Помпаж». Технический результат изобретения - повышение надежности работы двигателя и безопасности ЛА за счет повышения достоверности оценки состояния двигателя и качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА. 1 ил.

 

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

Известен способ защиты ГТД от помпажа, реализованный в гидромеханической САУ с электронным сигнализатором помпажа [1]. Способ заключается в том, что по сигналу от сигнализатора помпажа выключают двигатель.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность и невозможность использования на одномоторных летательных аппаратах (ЛА).

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ защиты ГТД, реализуемый, например, в электронно-гидромеханических САУ [2].

САУ содержит последовательно соединенные блок датчиков (БД), включающий в себя сигнализатор помпажа, электронный регулятор (ЭР), дозатор топлива (ДТ), клапан останова (КО).

Способ заключается в том, что с помощью сигнализатора помпажа определяют начало помпажа компрессора, включают КО и прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД.

Недостатком известного способа является следующее. Сигнализатор помпажа идентифицирует помпаж на основе анализа одного параметра двигателя - давления воздуха за компрессором (Рк). Анализируется относительный уровень пульсации Рк, и, если относительный уровень пульсации превышает наперед заданный порог в течение определенного промежутка времени, формируют сигнал «Помпаж». Вся надежность этого метода «висит» на надежности канала измерения Рк (датчик - линия связи - преобразователь - вычислитель). Известны случаи ложных срабатываний сигнализатора помпажа из-за возникновения в канале измерения Рк отказов типа «переменный контакт» и «параметрический отказ». Такие срабатывания приводят к необоснованным отсечкам подачи топлива в КС ГТД, что снижает надежность работы ГТД и, как следствие, безопасность ЛА.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ в части защиты ГТД от помпажа и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в способе защиты ГТД от помпажа, заключающемся в том, что при возникновении помпажа включают КО и прекращают подачу топлива в КС ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД, дополнительно для идентификации состояния помпажа компрессора анализируют частоту вращения вентилятора двигателя, температуру и давление на входе в двигатель, если наблюдается одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора, падение давления воздуха на входе в двигатель и увеличение температуры воздуха на входе в двигатель с градиентом, превышающий максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета в 2-3 раза, формируют сигнал «Помпаж».

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные БД 1, ЭР 2, ДТ 3, КО 4, причем ДТ 3 подключен к БД 1, а КО 4 - к ЭР 2.

Устройство работает следующим образом. Электронный регулятор 2 по сигналам датчиков из блока 1 по известным зависимостям (см., например, [2]) формирует управляющее воздействие на ДГ 3, который осуществляет требуемые изменения расхода топлива в КС двигателя. При нормальной работе ГТД КО 4 выключен.

Одновременно с этим дополнительно электронный регулятор 2 по сигналам датчиков из блока 1 анализирует частоту Nв вращения вентилятора двигателя, температуру Твх и давление Рвх на входе в двигатель. Если наблюдается одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора и давления воздуха на входе в двигатель, а увеличение температуры воздуха на входе в двигатель при этом происходит с градиентом, превышающим максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета в 2 - 3 раза, ЭР 2 формирует сигнал «Помпаж».

Это позволяет идентифицировать помпаж компрессора не по одному, а нескольким, в том числе независимым друг от друга, параметрам, что подтверждается фактическими данными из опыта эксплуатации самолета Ту-204 с двигателями ПС-90А. При реальном помпаже двигателя второй силовой установки за 0,5 с до срабатывания сигнализатора помпажа (по провалу Рк) наблюдалось резкое падение Рвх (с 1,01 до 0,96 кгс/см2), раскрутка Nв (с 86 до 93%), рост Твх (с 16 С до 29 С с градиентом 12 С в секунду при норме не более 4 С/с).

По сигналу «Помпаж» ЭР 2 формирует команду на включение КО 4. КО 4 прекращает подачу топлива в КС. Одновременно по команде ЭР 2 ДТ 3 устанавливается в положение, соответствующее расходу топлива на режиме МГ.

После истечении наперед заданного времени, необходимого для ликвидации помпажа (для двигателя ПС-90А это время составляет 0,3 с), ЭР 2 выключает КО 4. Через ДТ 3 в КС начинает поступать расход топлива, соответствующий режиму работы двигателя.

Таким образом, обеспечивается диагностирование помпажа компрессора двигателя по комплексу параметров: температуре и давлению воздуха на входе в двигатель, частоте вращения вентилятора методом анализа динамики изменения параметров, что обеспечивает повышение достоверности оценки состояния двигателя и качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Источники информации

1. Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г.

2. Черкасов Б.А. «Автоматика и регулирование ВРД», М., «Машиностроение», 1988 г.

Способ защиты газотурбинного двигателя (ГТД) от помпажа, заключающийся в том, что при возникновении помпажа включают клапан останова (КО) и прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД, отличающийся тем, что дополнительно для идентификации состояния помпажа компрессора анализируют частоту вращения вентилятора двигателя, температуру и давление на входе в двигатель, если наблюдается одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора, падение давления воздуха на входе в двигатель и увеличение температуры воздуха на входе в двигатель с градиентом, превышающим максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета, в 2-3 раза, формируют сигнал «Помпаж».

www.findpatent.ru

помпаж двигателя - это... Что такое помпаж двигателя?

 помпаж двигателя

Aviation: engine stall, engine surge, engine surging

Универсальный русско-английский словарь. Академик.ру. 2011.

Смотреть что такое "помпаж двигателя" в других словарях:

universal_ru_en.academic.ru

Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области раннего обнаружения неустойчивой работы газотурбинного двигателя (ГТД), в частности помпажа компрессора, характеризуемого сильными низкочастотными колебаниями параметров потока в проточной части ГТД, и позволяет повысить быстродействие и достоверность диагностики помпажа компрессора ГТД за счет более раннего определения начальной стадии помпажа на основе информации о динамике изменения контролируемых параметров. В способе диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя, включающем измерение яркостной температуры Т излучения поверхностей элементов конструкции газотурбинного двигателя, сравнение величины Т с ее пороговым параметром Тпорог, согласно изобретению дополнительно определяют величину производной первого порядка по времени яркостной температуры излучения dТ/dτ, сравнивают ее с пороговым параметром А и при превышении величин Т и dТ/dτ над Тпорог и А соответственно формируют сигнал о начале помпажа компрессора. 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

,

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ

Изобретение относится к области раннего обнаружения неустойчивой работы газотурбинного двигателя (ГТД), в частности помпажа компрессора, характеризуемого сильными низкочастотными колебаниями параметров потока в проточной части ГТД. Широко известны способы диагностики помпажа компрессоров ГТД, в которых контролируемыми параметрами служат, например, полное давление воздуха за компрессором высокого давления (Рквд), частоты вращения роторов высокого и низкого давлений (nвд, nнд) либо температура торможения газов за турбиной низкого давления (Ттнд) [1, 2, 3, 4]. В известных способах использован принцип измерения контролируемого параметра и/или его производных, относительной величины, сравнения фактической величины параметра и/или производных относительной величины с их предельно допустимыми (пороговыми) значениями, при превышении фактической величины над соответствующими пороговыми значениями подается сигнал критической ситуации, свидетельствующий о потере газодинамической устойчивости. Однако известные способы не обеспечивают достаточно точное и своевременное обнаружение помпажа и необходимую достоверность выявления ранних стадий помпажа компрессора ГТД. В ряде случаев наблюдались ложные срабатывания противопомпажной системы (например, при отказах электропроводки датчиков двигателя, сбоев вычислительных устройств, работающих по однопараметрическим критериям выявления помпажа, поломки трубопровода подвода воздуха). Кроме того, как указано в [5], "момент времени, соответствующий началу регистрации падения полного давления неподвижным (типовым) датчиком давления, запаздывает по сравнению с моментом начала срыва на время, равное длительности провала" давления при срыве. Наиболее близким к заявляемому является способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя НК-8-2У с использованием методов оптической пирометрии с фиксацией текущей яркостной температуры излучения нагретой поверхности роторных лопаток турбины ГТД [6]. В известном способе диагностики с помощью оптического пирометра измеряли яркостную температуру излучения Т, сравнивали ее текущее значение с пороговым для заданной поверхности роторных лопаток турбины Тпорог, выше которого эксплуатация двигателя запрещена, тем самым подтверждали помпаж компрессора ГТД. В основе этого способа лежит чувствительность оптического пирометра к излучению высокотемпературных сажистых образований, неизбежно образующихся при помпаже и имеющих непрерывный спектр излучения, включая диапазон рабочих волн фотоприемника оптического пирометра. Однако известный способ также не обладает достаточным быстродействием и достоверностью диагностики процесса помпажа из-за недостаточной динамики изменения параметра Т и возможного превышения Т над Тпорог в ситуациях, не связанных с помпажем компрессора (например, при кратковременном тепловом перегреве турбины из-за неудовлетворительной работы системы защиты турбины от перегрева). В ряде случаев, например, при помпаже на режиме "малый газ" параметр Т не достигает Тпорог при первом помпажном колебании, что приводит к несрабатыванию противопомпажной системы, а следовательно - к продолжению помпажа и возможной поломке компрессора, перегреву турбины, отказу двигателя в целом. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении быстродействия и достоверности диагностики помпажа компрессора ГТД за счет более раннего определения начальной стадии помпажа на основе информации о динамике изменения контролируемых параметров. Сущность изобретения заключается в том, что в способе диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя, включающем измерение яркостной температуры Т излучения поверхностей элементов конструкции газотурбинного двигателя, сравнение величины Т с ее пороговым параметром Тпорог, согласно изобретению, дополнительно определяют величину производной первого порядка по времени яркостной температуры излучения dT/dτ, сравнивают ее с пороговым параметром А, и при превышении величин Т и dT/dτ над Тпорог и А соответственно, формируют сигнал о начале помпажа компрессора. Как следует из графиков а и б на фиг.1 к моменту достижения параметра ΔРк/ΔРк, по которому ранее определяли помпажное состояние двигателя ПС-90А (точка D на графике 1а), параметр Т увеличивался на величину ~130oС за Δτ≅0,07 с и был равным ~1060oС. Значение Т превысило Тпорог, при этом величина производной первого порядка по времени dT/dτ достигло значений ≈1770oС/сек. Как видно из графика 1в, динамика изменения параметра dT/dτ являлась более показательной. Величина dT/dτ для начального этапа помпажа составляет ≤1000oС/сек, что на порядок превосходит значение dT/dτ≤100oС/сек, обычно наблюдаемое при штатных (беспомпажных) режимах работы ГТД, например, после резких увеличений режима работы, в том числе приемистостях "Малый газ - Максимальный режим" или иных динамических процессов, связанных с организацией максимальных избытков топлива в камеру сгорания. Такое различие в динамике позволяет безошибочно диагностировать начальный этап помпажа компрессора. Таким образом, критерий dT/dτ является более показательным, чем Т. Элементами конструкции ГТД, с поверхности которых осуществляют измерение яркостной температуры Т, могут служить детали компрессора, камеры сгорания, а также турбины, а именно роторные лопатки турбины, и более конкретно - роторные лопатки турбины первой по потоку от камеры сгорания ступени компрессора. Дополнительно, с целью повышения достоверности диагностики целесообразно осуществлять измерение параметра Т по меньшей мере на двух участках поверхности элемента ГТД, что исключает ложные срабатывания, например, при локальной неисправности камеры сгорания. С целью еще большего повышения быстродействия дополнительно после определения величины dT/dτ осуществляют вычисление производной второго порядка d2T/dτ2 (фиг.1г), сравнивают ее значение с соответствующим пороговым параметром В, а сигнал о начале помпажа формируют в случае, когда dT/dτ>А, и/или d2T/dτ2>В, и/или Т>Тпорог, тем самым обеспечивая диагностику не только самого помпажа, но и предпомпажного состояния компрессора ГТД. С целью выявления факта начала помпажа в более широком диапазоне режимов и для различных типов ГТД величину яркостной температуры излучения с поверхностей элементов конструкции газотурбинного двигателя корректируют согласно формуле: Тr=аТ+bdT/dτ, где Tr - скорректированная величина яркостной температуры; a, b - весовые коэффициенты, зависящие от типа двигателя, затем величину Tr сравнивают с соответствующим пороговым параметром С, при Тr>С формируют сигнал о начале помпажа. Представленные на фиг.1а, в графики показывают, что для дополнительного повышения быстродействия и достоверности диагностики помпажа целесообразно дополнительно осуществлять измерение величины давления воздуха за компрессором Рк и величины производной первого порядка по времени dPк/dτ, сравнивать значение Рк с соответствующим пороговым параметром Е, а сигнал о начале помпажа формировать в случае, когда dPк/dτ>E и dT/dτ>A. При этом величина Е меньше, чем величина D на 30...70%. Учет теплонапряженности ГТД при диагностике двигателя необходим также для повышения достоверности информации, для чего производные по времени и пороговые параметры корректируют в зависимости от теплонапряженности двигателя. Наиболее точные результаты измерения яркостной температуры Т поверхностей элементов конструкции могут быть получены в случае использования фотоэлектрического приемника излучения, работающего в диапазоне волн излучения 0,2. . . 1,2 мкм, в котором чувствительным элементом служит преимущественно кремниевый фотодиод. Предлагаемый способ позволяет диагностировать помпаж раньше на 0,02-0,06 сек, чем по известным способам. Этот фактор является решающим при помпажных частотах 8...20 Гц, как обеспечивающий более раннюю диагностику помпажа компрессора. Изобретение иллюстрируется следующими фигурами. На фиг. 1 а, б, в, г, представлены графики зависимости величин контролируемых параметров соответственно Рк, Т, dT/dτ, d2Т/dτ2 от времени (τ) для двигателя ПС-90А. На фиг. 2 показана структурная схема, реализующая предлагаемый способ диагностики согласно п.1 формулы изобретения. Блок 1 представляет собой дифференцирующий блок, на вход которого поступает сигнал о величине параметра Т, измеряемого оптическим пирометром. В блоке 1 осуществляется вычисление первой производной по времени параметра Т (dT/dτ). Блок 2 представляет собой блок сравнения, который осуществляет сравнение текущего значения Т с его пороговым параметром Тпорог. В блоке 3 осуществляется сравнение текущего значения dT/dτ с параметром А, представляющим собой пороговое значение параметра dT/dτ при помпаже двигателя. Логический блок 3 работает по схеме "И". При одновременном наличии на двух входах блока 4 сигналов, поступающих с блоков 2 и 3, на выходе блока 4 формируется сигнал, соответствующий состоянию помпажа компрессора двигателя. Способ диагностики помпажа компрессора ГТД осуществляется следующим образом. Диагностику проводили на двухроторном газотурбинном авиационном двигателе ПС-90А в натурных условиях (R=16000 кгс; πк=32; Tсa=1640 К; m=5,2). Двигатель был оборудован двумя оптическими пирометрами типа ОПП-94К-1,25. Принцип и технология работы пирометра на двигателе ПС-90А основаны на восприятии и преобразовании теплового излучения нагретых лопаток первой ступени ротора турбины высокого давления в электрический сигнал. Область спектральной чувствительности фотоприемника (кремниевого фотодиода типа ФД-8К) пирометра составляет 0,4...1,1 мкм. Помпажи задавались: - перепуском воздуха на вход в одну из промежуточных ступеней компрессора, - при ветре в сопло со скоростью, превышающей допустимые эксплутационные нормы и т.д. При резком изменении режима работы двигателя оптический пирометр фиксирует яркостную температуру излучения Т, сигнал о величине Т из блока 1 поступает на вход блока 2, где осуществляется сравнение текущего значения Т с параметром Тпорог. Дифференцирующий блок 1 осуществляет вычисление производной первого порядка dT/dτ и выдает сигнал на вход блока сравнения 3, в котором идет сравнение текущего значения dT/dτ с пороговым параметром А, определенным для данного типа двигателя ПС-90А (≈1700oС/сек). В случае превышения текущих значений параметров Т и dT/dτ над их пороговыми параметрами сигналы поступают на вход логического блока 4 "И", который при их наличии посылает сигнал, соответствующий состоянию помпажа компрессора двигателя. Эта операция осуществляется за время ~0,02...0,04 сек, что является достаточным для принятия решений о предотвращении помпажа компрессора. Источники информации 1. Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов, Москва. "Машиностроение", 1989, стр. 102. 2. Патент РФ 2098668, F 04 D 27/02, 1998 г. 3. Патент WО 9634207, F 04 D 27/02, 1996 г. 4. Патент US 5402632, F 02 С 9/16, 1995 г. 5. Нестационарные явления в турбомашинах (численное моделирование и эксперимент). Под общей редакцией д.т.н., профессора В.Г. Августиновича, Екатеринбург, 1999, стр. 242. 6. Тезисы докладов всесоюзной научной конференции. Методы и средства машинной диагностики газотурбинных двигателей и их элементов, т. 2, Харьков, октябрь, 1980, стр. 221.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Способ диагностики помпажа компрессора газотурбинного двигателя, включающий измерение яркостной температуры Т излучения поверхностей элементов конструкции газотурбинного двигателя, сравнение величины Т с ее пороговым параметром Тпорог, отличающийся тем, что дополнительно определяют величину производной первого порядка по времени яркостной температуры излучения dT/dτ, сравнивают ее с пороговым параметром А и при превышении величин Т и dT/dτ над Тпорог и А соответственно формируют сигнал о начале помпажа компрессора. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерение яркостной температуры излучения Т осуществляют с поверхностей деталей турбины. 3. Способ по п.2, отличающийся тем, что измерение яркостной температуры осуществляют с поверхности роторной лопатки турбины. 4. Способ по п.3, отличающийся тем, что измерение яркостной температуры осуществляют с поверхности роторной лопатки первой по потоку от камеры сгорания ступени турбины. 5. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерение яркостной температуры осуществляют с поверхностей деталей камеры сгорания. 6. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерение яркостной температуры осуществляют с поверхностей деталей компрессора. 7. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерение яркостной температуры излучения осуществляют с двух и более участков поверхности элемента конструкции газотурбинного двигателя. 8. Способ по п.1, отличающийся тем, что дополнительно после определения величины dT/dτ осуществляют вычисление производной второго порядка d2T/dτ2, сравнивают ее значение с соответствующим пороговым параметром В, а сигнал о начале помпажа формируют в случае, когда dT/dτ>A, и/или d2T/dτ2>B, и/или Т>Тпорог. 9. Способ по п.1, отличающийся тем, что величину яркостной температуры излучения с поверхностей элементов конструкции газотурбинного двигателя корректируют согласно формуле Тr=aT+bdT/dτ, где Тr - скорректированная величина яркостной температуры; а, b - весовые коэффициенты, зависящие от типа двигателя, затем величину Tr сравнивают с соответствующим пороговым параметром С, при Tr>C формируют сигнал о начале помпажа. 10. Способ по п. 1, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют измерение величины давления воздуха за компрессором Рк, определяют величину производной первого порядка по времени dPк/dτ, сравнивают ее значение с соответствующим пороговым параметром Е, а сигнал о начале помпажа формируют в случае, когда dPк/dτ>Е и dТ/dτ>A. 11. Способ по пп.1-10, отличающийся тем, что весовые коэффициенты, производные по времени и/или пороговые параметры корректируют в зависимости от теплонапряженности двигателя. 12. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерение яркостной температуры излучения осуществляют в диапазоне волн излучения 0,2-1,2 мкм. 13. Способ по п.12, отличающийся тем, что измерение яркостной температуры излучения осуществляют фотоэлектрическим или тепловым приемником излучения. 14. Способ по п.13, отличающийся тем, что в качестве чувствительного элемента фотоэлектрического приемника излучения используют преимущественно кремниевый фотодиод.

bankpatentov.ru

Смотрите также