UA156377U

UA156377U - Спосіб діагностування авіаційного двоконтурного газотурбінного двигуна за параметрами робочого процесу, що реєструються у експлуатації

Info

Publication number: UA156377U
Application number: UAU202300922U
Authority: UA
Inventors: Микола Сергійович Кулик; Олександр Сергійович Якушенко; Азер Джаваншір огли Мірзоєв; Парвіз Шахмурад огли Абдуллаєв; Володимир Євгенійович Мільцов; Олег Іванович Чумак
Original assignee: Микола Сергійович Кулик; Олександр Сергійович Якушенко; Володимир Євгенійович Мільцов; Олег Іванович Чумак
Priority date: 2023-03-07
Filing date: 2023-03-07
Publication date: 2024-06-19

Abstract

Спосіб діагностування авіаційного двоконтурного газотурбінного двигуна за параметрами робочого процесу, що реєструються у експлуатації, дозволяє проводити визначення технічного стану проточної частини двигуна за діагностичними відхиленнями зареєстрованих значень параметрів двигуна, зведених до стандартних атмосферних умов, від їхніх еталонних значень. Діагностування виконують за параметрами, які реєструються в умовах крейсерського польоту при роботі двигуна на зльоті та на крейсерському режимі. Як діагностичні параметри використовують такі діагностичні відхилення; частота обертання ротора низького тиску; тиск за компресором високого тиску; витрата палива; повна температура на виході з турбіни високого тиску; повна температура на виході з турбіни низького тиску; ковзання роторів високого та низького тиску.

Description

Корисна модель належить до авіаційної галузі і забезпечує проведення діагностування проточної частини авіаційних двоконтурних газотурбінних двигунів за параметрами, що реєструються у експлуатації.

Для забезпечення, високої економічної ефективності використання авіаційної техніки, при виконанні обов'язкової умови забезпечення необхідного рівня безпеки польотів, необхідно переходити до нових методів експлуатації повітряних суден, у тому числі і до нових методів технічного обслуговування.

На сьогодні одним з перспективних напрямків розвитку системи технічного обслуговування авіаційної техніки є перехід до її експлуатації "за станом".

В основу корисної моделі поставлена задача - підвищення ефективності процесу визначення поточного технічного стану силових установок повітряних суден та прогнозування перспектив зміни у часі параметрів, що характеризують цей стан.

Використання методів моніторингу технічного стану техніки дозволяє максимально використовувати ресурсні можливості техніки та мінімізувати експлуатаційні витрати. При цьому, з'являється можливість формування керуючих впливів на об'єкт контролю з метою недопущення виходу значень його, характеристик за дозволені межі проведення регулювань, заміна вузлів та агрегатів, очищення проточної частини тощо.

Одним з важливих напрямів діагностування є визначення технічного стану проточної частини двигуна за параметрами його проточної частини, які вимірюються у процесі експлуатації штатними засобами літака або двигуна.

Деякі розробники двигунів, такі як, наприклад, ЗМКБ "Прогрес" ім. академіка О.Г. Івченка, створюють методики діагностування своєї продукції. Інші розробники, такі, як наприклад,

Нопеумжеї| Аегозрасе, не проводять таких розробок, дозволяючи стороннім розробникам створювати свої методики та автоматизовані системи діагностування. В цьому випадку розробники, як правило, проводять сертифікацію таких методик.

В останньому випадку при проведенні діагностування двигунів встає питання розробки відповідної методики. На сьогодні існує значна кількість підходів до питання діагностики газотурбінних двигунів, але більшість з них у своїй суті спирається на порівняння поточних параметрів робочого процесу двигуна з деякими еталонними значеннями (з еталонною моделлю). Одним з найбільш відомих підходів є діагностування за діагностичними відхиленнями зареєстрованого значення параметра двигуна від його еталонного значення.

Використовувана при цьому еталонна модель робочого процесу може бути побудована: за інформацією, наведеною у керівництві з технічної експлуатації двигуна; за інформацією з формулярів двигунів, що діагностуються; за польотною інформацією, яка зареєстрована штатними системами літака або двигуна.

На сьогодні розробники діагностичних систем, при відсутності стандартної методики діагностування або в доповнення до неї, самостійно розробляють та отримують такі еталонні моделі для подальшого використання у своїх розробках (у методиках діагностування, автоматизованих чи експертних комп'ютерних системах). При цьому, такі моделі відрізняють за рівнем складності та вихідною інформацією, на базі якої їх було створено. В більшості випадків такі моделі є ноу-хау розробників, а їх деталі не розголошують або захищають відповідним чином.

Як вказано вище, розробник НопеумеїЇ Аегозрасе не надає стандартної методики діагностування проточної частини двигунів, зокрема двигуна А5Б-907-2-0, за параметрами робочого процесу, що вимірюють у експлуатації. У зв'язку з цим, було проведено розробку метода діагностування цього двигуна.

Розроблений метод діагностування використовує, як еталон, модель робочого процесу першого рівня складності, коли двигун представлено у вигляді "чорної скрині", і яка є набором регресійних рівнянь, що пов'язують режимний параметр (частота обертання ротора низького тиску) з іншими параметрами робочого процесу двигуна. Така модель дозволяє розраховувати еталонні значення реєстрованих параметрів робочого процесу, які зведені до стандартних атмосферних умов (повна температура дорівнює 288,15 К, повний тиск дорівнює 101,325 кПа).

Модель складається з регресійних рівнянь та дозволяє за значенням частоти обертання ротора низького тиску, зведеним до стандартних атмосферних умов, розрахувати наступні зведені еталонні параметри робочого процесу газотурбінного двигуна, зокрема двигуна АЗ-907- 2-п: - тиск за компресором високого тиску; - частота обертання ротора високого тиску; - витрата палива; бо - ковзання роторів високого та низького тиску;

- повна температура на виході з турбіни високого тиску; - повна температура на виході з турбіни низького тиску.

Процес діагностування авіаційного двоконтурного газотурбінного двигуна виконується. у відповідності до загальних рекомендацій, наведених у роботі: Ахмедзянов А.М.,

Дубравский Н.Г., Тунаков А.П. "Диагностика состояния ВРД по термогазодинамическим параметрам", і полягає в порівнянні його зареєстрованих параметрів, зведених до стандартних атмосферних умов, з аналогічними параметрами.

Поставлена задача вирішується тим, що спосіб діагностування авіаційного двоконтурного газотурбінного двигуна полягає в порівнянні його зареєстрованих параметрів, які зводять до стандартних атмосферних умов, з аналогічними параметрами, що отримані за математичною моделлю еталонного двигуна, при цьому вхідною інформацією для діагностування є параметри, що реєструють в експлуатації штатною системою контролю літака в умовах зльоту та крейсерського польоту: статичний тиск атмосферного повітря Рн, фунт/дм2, повна температура на вході до двигуна Т"н, "С; число Маха польоту М частота обертання ротора низького тиску п1, оберти/хв; частота обертання ротора високого тиску п2, оберти/хв.; повний тиск на виході компресора Р"к, фунт/дм-, повна температура на виході з турбіни високого тиску ТТВТ, с; повна температура на виході з турбіни низького тиску ТТНТ, "С; витрата палива СП, кг/год., проводять розрахунок значення повного тиску на вході в двигун, кПа:

Р"н - 6,8947-Рн/(1-0,2М2)-9,5; та зведення режимного параметру еталонної математичної моделі (частоти обертання ротора низького тиску) до стандартних атмосферних умов, 9б: пІзв-(п1-(288,15/Т"ні273,153)0,5)/101,56, зведення діагностичних параметрів до стандартних атмосферних умов: частоти обертання ротора високого тиску, 90: пгзв-(п2-(288,15/Т"ні273,1530,53/281; повної температури за турбіною високого тиску, К:

ТТВТз-(ТВТ273,15)-(288,15//Т"ні273,15)); повної температури за турбіною низького тиску, К:

ТТНТз-(ТНТ273,15)(288,15//Т"н273,15)); витрати палива, кг/год:

ОПзве-ОП-(101,325/Р"н)-(288,15//Т"н273,15))0,5; проводять обчислення додаткового діагностичного параметру - ковзання роторів високого та низького тиску, згідно з корисною моделлю, використовують оригінальні залежності для обчислення еталонних значень діагностичних параметрів для злітного режиму, таких як: зведена частота обертання ротора низького тиску, 90: пе2зв-262,40716794-4,34495219-п1зв840,02748677-пе1 зв; зведений повний тиск на виході компресора, кПа:

Р"екзв-(-2263810,399--51155,7 7464-п1з8в)/1000; повна зведена температура на виході з турбіни високого тиску, К: тТетВтТзв--3,43582-12,37921-п11ззв; повна температура на виході з турбіни низького тиску, К: тТетНтТзв-178,59947017--7,64693334.-п1зв; зведена витрата палива кг/год:

ОПзв-15490,7839172-367,6891335:п1зв42,3501498:п21ззв; ковзання роторів: 5-1,681195695-0,007106781.п1зв; та для крейсерського режиму таких як: зведена частота обертання ротора низького тиску, 90: пе2зв-48,873452--0,6471494-п1з6-0,0014858-121зв; зведений повний тиск на виході компресора, кПа: 5О0 Р"екзв-(942591,943-27413,571-п1звн478,714-п21зв)/1000; повна зведена температура на виході з турбіни високого тиску, К: тТетВтТзв-975,42345-6,83348-п1зв40,10654-п21зв-2,1641.Р"н; повна температура на виході з турбіни низького тиску, К: тТетНтТ:в-962,65671-7,90121-п1зв-0,0868-п21з3в-1,73291.Р"н; зведена витрата палива кг/год:

ОПзв-1721,84796-58,13916-п1зв40,61148-п21зв; ковзання роторів: 5З-2,754376444-0,030817834.-п1з8-0,000132802-п21зв, проводять обчислення діагностичних відхилень зведених параметрів від еталонних значень, 60 таких як діагностичне відхилення зведеної частоти обертання ротора високого тиску, 90:

Ап2зв- пП2зв-Пег зв; діагностичне відхилення зведеного повного тиску на виході компресора, кПа:

АР"юв: Р"ТВТзв-Р"еТВТ зв; діагностичне відхилення зведеної повної температури за турбіною високого тиску, К:

АТТВТзв- ТВТ:зв-ГетТВт зв; діагностичне відхилення зведеної повної температури за турбіною низького тиску, К:

АТТНТз- ГГ ТНТ:в- ГеТНтззв; діагностичне відхилення зведеної витрати палива, кг/год:

АОПзв-:ОПзв-СепПзв; діагностичне відхилення ковзання роторів високого та низького тиску:

А5-5-56, які розраховують з урахуванням режиму роботи двигуна (злітний або крейсерський) і для яких на початковому етапі експлуатації методики діагностування двигуна рекомендується використовувати наступні граничні значення діагностичних відхилень для обох режимів: діагностичне відхилення зведеної частоти обертання ротора високого тиску, 90:

Апгр2зв-0,025; діагностичне відхилення зведеного повного тиску на виході компресора, кПа:

АР"тркзв-9,5; діагностичне відхилення зведеної повної температури за турбіною високого тиску, К:

АТ"грТВ'зв-3; діагностичне відхилення зведеної повної температури за турбіною низького тиску, К:

АТ"трТНтТзв-2,5; діагностичне відхилення зведеної витрати палива, кг/год:

ДОогрПзв-7; діагностичне відхилення ковзання роторів високого та низького тиску:

А5-0,0004, які уточнюються у процесі використання методики діагностування, при отриманні діагностичного відхилення, яке за абсолютним значенням перевищує граничне, у відповідності до Інструкції з технічної експлуатації двигуна, проводять такі роботи для з'ясування причин зміни технічного стану: - повторне вимірювання діагностичних параметрів за допомогою зовнішніх засобів вимірювання; - перевірку і градуювання сенсорів та приладів системи реєстрації параметрів функціонування; - огляд вхідного пристрою та вентилятора на наявність забруднень, корозії та пошкоджень сторонніми предметами; - бороскопічне обстеження першого ступеня турбіни високого тиску; - візуальна дефектація турбіни низького тиску; - ендоскопічне обстеження лабіринтних ущільнень турбіни високого тиску з вимірюванням зазорів між лабіринтним ущільненням та статором; - бороскопічне обстеження камери згоряння; - огляд вихідного сопла та камери змішування.

У випадку, коли тільки діагностичне відхилення зведеної витрати палива перевищує граничне значення, додатково проводять: - промивку форсунок першого контуру; - промивку форсунок другого контуру.

Еталонна модель отримана винахідниками за даними, які були зареєстровані протягом 2015-2016 років при виконанні польотів літаків 5-280. Загальний обсяг оброблених польотів - 91 політ. Статичний тиск навколишнього повітря на злітному режимі був в межах 88,46--102,04 кПа, на крейсерському - в межах 18-44,95 кПа. Реєстрація виконувалася штатним обладнанням літака.

Обробка включала зведення зареєстрованих у польоті параметрів двигуна до стандартних атмосферних умов та апроксимацію отриманих даних регресійними залежностями з використанням методу найменших квадратів.

При створенні моделі як внутрішній режимний параметр було обрано частоту обертання ротора низького тиску. Використання цього параметру забезпечило мінімізацію середньоквадратичної похибки апроксимації даних для всіх перелічених параметрів.

Діагностування двигуна виконують за обчисленими відхиленнями значень зведених параметрів газотурбінного двигуна від еталонних значень. 60

Claims

ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ Спосіб діагностування авіаційного двоконтурного газотурбінного двигуна, що полягає в порівнянні його зареєстрованих параметрів, які зводять до стандартних атмосферних умов, з аналогічними параметрами, що отримані за математичною моделлю еталонного двигуна, при цьому вхідною інформацією для діагностування є параметри, що реєструють в експлуатації штатною системою контролю літака в умовах зльоту та крейсерського польоту: статичний тиск атмосферного повітря Р, фунт/дм", повна температура на вході до двигуна Т»н,"С; число Маха польоту М частота обертання ротора низького тиску пі, об./хв; частота обертання ротора високого тиску пг, об./хв; повний тиск на виході компресора Р'к, фунт/дме; повна температура на виході з турбіни високого тиску Ттвт, "С; повна температура на виході з турбіни низького тиску Ттнт, "С; витрата палива Сп, кг/год, при цьому здійснюють розрахунок значення повного тиску на вході в двигун, кПа: Р'н-6,8947-Ри/(140,2М2) 35; та зведення режимного параметру еталонної математичної моделі (частоти обертання ротора низького тиску) до стандартних атмосферних умов, 96: Пізв-(пі:(288,15/Т ні273,15))253/101,56, зведення діагностичних параметрів до стандартних атмосферних умов: частоти обертання ротора високого тиску, 90: Позв-(пг(288,15/Т на273,15))053/281; повної температури за турбіною високого тиску, К: Ттвтзви(Т твтк273,15)-(288,15//Т"нь273,15)); повної температури за турбіною низького тиску, К: Ттнтзв:(ТГтнтв273,15)-(288,15/ (Тня273,15)); витрати палива, кг/год: Спзв-Сп(101,325/Р'в)-(288,15/ (Тн273,15))05; проводять обчислення додаткового діагностичного параметру - ковзання роторів високого та низького тиску, який відрізняється тим, що використовують оригінальні залежності, а саме: для обчислення еталонних значень діагностичних параметрів для злітного режиму, таких як: зведена частота обертання ротора низького тиску, 90: пегзв-262,40716794-4,34495219. п1зв40,02748677 Печ4зв; зведений повний тиск на виході компресора, кПа: Р'еюв-(-2263810,39951155,77464.-п1зв)/1000; повна зведена температура на виході з турбіни високого тиску, К: Тетвтзв--3,43582412,37921:-П1зв; повна температура на виході з турбіни низького тиску, К: Тетнтзва-178,59947017--7,64693334. п зв; зведена витрата палива кг/год: Спзв-15490,7839172-367,6891335- п1зв2,3501498-п24зв; ковзання роторів: З-1,681195695-0,007106781:п1зв; та для крейсерського режиму, таких як: зведена частота обертання ротора низького тиску, 90: Пе2зв-48,873452--0,6471494.п1з6-0,0014858:-пП24зв; зведений повний тиск на виході компресора, кПа: Р'еюв-(942591,943-27413,571:-Ппізв--478,714-п21зв)/1000; повна зведена температура на виході з турбіни високого тиску, К: Тетвтзва-975,42345-6,83348: п1зв-0,10654.п21з36-2,1641. Р"; повна температура на виході з турбіни низького тиску, К: Тетнтзв-962,65671-7,90121.-п1зв4-0.0868:п21зв-1,73291.-Р'к; зведена витрата палива кг/год: Спзв-1721,84796-58,13916: пізв-0,61148-п24зв; ковзання роторів: 5-2,754376444-0,030817834-п1з834-0,000132802- п24зв, проводять обчислення діагностичних відхилень зведених параметрів від еталонних значень, таких як діагностичне відхилення зведеної частоти обертання ротора високого тиску, 95: Дпгзв-Позв-Пе2зв; діагностичне відхилення зведеного повного тиску на виході компресора, кПа: АР звеР'твтзв-Р о етвтзв; діагностичне відхилення зведеної повної температури за турбіною високого тиску, К: 60 ДТ твтзв-Ї твтзв- Т твтзв;

діагностичне відхилення зведеної повної температури за турбіною низького тиску, К: АТ тнтзв- Т тнтазв- Т Утнтав; діагностичне відхилення зведеної витрати палива, кг/год: ДоОпзв-Сіпзв-Сепзв; діагностичне відхилення ковзання роторів високого та низького тиску: дБ-5-52, які розраховують з урахуванням режиму роботи двигуна (злітний або крейсерський) і для яких на початковому етапі експлуатації методики діагностування двигуна рекомендується використовувати наступні граничні значення діагностичних відхилень для обох режимів: діагностичне відхилення зведеної частоти обертання ротора високого тиску, Фо: АпгРозв-0,025; діагностичне відхилення зведеного повного тиску на виході компресора, кПа: ДР Резв-5,5; діагностичне відхилення зведеної повної температури за турбіною високого тиску, К: АТ Ртвтзв-3; діагностичне відхилення зведеної повної температури за турбіною низького тиску, К: АТ Ртнтзв-2,5; діагностичне відхилення зведеної витрати палива, кг/год: ДО пзв-7; діагностичне відхилення ковзання роторів високого та низького тиску: д5-0,0004, які уточнюють у процесі використання методики діагностування.