The identification of compressors’ pre-surge effects for use in an adaptive gas-turbine engine control system

Abstract

Исследуется проблема управления режимами работы авиационного газотурбинного дви-гателя (ГТД), адаптированного к границам устойчивости работы двигателя. Проведено экспери-ментальное исследование нестационарных процессов в восьмиступенчатом осевом высокона-груженном компрессоре. С помощью датчиков пульсаций давления, установленных на корпусе компрессора, получены временные реализации пульсаций при различных положениях дросселя на выходе -от открытого, соответствующего нормальной работе, до закрытого, инициирующего помпаж. Целью этого исследования было получение информации о поведении течения в сверх-звуковой ступени компрессора при различных степенях дросселирования на выходе и формиро-вание критерия идентификации предсрывного режима работы. Этот критерий может быть ис-пользован в адаптивной системе управления двигателем (САУ ГТД). Для этого предложен и раз-работан полосовой цифровой фильтр, который строится на объединении рекурсивных фильтров низких и высоких частот с бесконечной импульсной характеристикой. Произведенная в рамках полунатурного эксперимента апробация фильтра в условиях приближения к границе устойчиво-сти показала эффективность применения разработанного критерия идентификации для выявле-ния пиков пульсаций давления под лопаткой, характеризующих предсрывные режимы работы компрессора. Предложенное расширение функций САУ ГТД позволит в значительной степени повысить надежность двигателя и безопасность полета.Ключевые слова: газотурбинный двигатель, устойчивость, компрессор, пульсации дав-ления, предсрывный режим, помпаж, адаптивная система автоматического управления, критерий идентификации, полосовой фильтр, надежность.