×
04.07.2020
220.018.2efb

Способ оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к способам оценки технического состояния лопаток турбин газотурбинных двигателей в процессе их эксплуатации. Способ заключается в том, что предварительно определяют предельно допустимые значения повреждаемости лопаток турбины по результатам испытаний, рассеяние критических размеров лопаток по результатам их обмера, зоны лопаток турбины с наибольшей повреждаемостью, рассчитывают значения повреждаемости каждой из определенных зон лопаток турбины с учетом рассеяния в зависимости от значений параметров цикла двигателя и обучают нейросеть для каждой зоны лопаток турбины на основе рассчитанных значений их повреждаемости. В качестве входных величин каждая нейросеть имеет значения параметров цикла двигателя, а в качестве выходных величин - значения повреждаемости соответствующей зоны лопаток турбины. В процессе эксплуатации двигателя измеряют его основные параметры, включающие температуру и давление воздуха на входе в двигатель, по их значениям определяют и фиксируют текущие значения параметров цикла двигателя, с учетом которых определяют значения накопленной повреждаемости зон лопаток турбины с использованием обученных нейросетей. Значения накопленной повреждаемости зон лопаток турбины сравнивают с предельно допустимыми значениями повреждаемости лопаток турбины и по результатам сравнения делают вывод о техническом состоянии лопаток турбины. Технический результат - повышение достоверности оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя. 4 ил., 1 табл.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, а именно к способам оценки технического состояния лопаток турбин газотурбинных двигателей.

Известен способ оценки технического состояния газовой турбины (RU 2480806, 2013 г.), характеризующийся тем, что в процессе эксплуатации турбины измеряют ее основные параметры и обучают нейросеть, которая в качестве входных величин имеет значения параметров цикла двигателя, а в качестве выходных величин -значения повреждаемости турбины.

Известный способ предназначен для диагностики технического состояния газовой турбины в целом и не позволяет оценить техническое состояние лопаток.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является способ оценки технического состояния газотурбинного двигателя (RU 2389998, 2010 г.), характеризующийся тем, что предварительно определяют предельно допустимые значения повреждаемости деталей двигателя по результатам испытаний, рассчитывают значения повреждаемости деталей двигателя в зависимости от значений параметров цикла двигателя, включающих температуру газа за турбиной, частоту вращения двигателя и температуру воздуха за компрессором, в процессе эксплуатации двигателя измеряют его основные параметры, включающие температуру и давление воздуха на входе в двигатель, по их значениям определяют и фиксируют текущие значения параметров цикла двигателя, с учетом которых определяют значения накопленной повреждаемости деталей двигателя, сравнивают их с предельно допустимыми значениями повреждаемости и по результатам сравнения делают вывод о техническом состоянии газотурбинного двигателя.

Недостатками известного способа являются сложность его практической реализации и низкая достоверность результатов при оценке технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя, обусловленная отсутствием учета геометрической и физической нелинейности лопаток турбины при расчете их повреждаемости.

Технической проблемой, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является сложность практической реализации способа, позволяющего достоверно оценивать техническое состояние лопаток турбины газотурбинного двигателя в зонах лопаток с наибольшей повреждаемостью в процессе эксплуатации двигателя.

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в повышении достоверности оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя.

Решение технической проблемы с достижением заявленного технического результата обеспечивается реализацией способа оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя, заключающегося в том, что предварительно определяют предельно допустимые значения повреждаемости лопаток турбины по результатам испытаний, рассеяние критических размеров лопаток по результатам их обмера, зоны лопаток турбины с наибольшей повреждаемостью, рассчитывают значения повреждаемости каждой из определенных зон лопаток турбины с учетом рассеяния в зависимости от значений параметров цикла двигателя, включающих температуру Т*г газа на входе в турбину, частоту NТВД вращения двигателя и температуру Т*к воздуха за компрессором, и обучают нейросеть для каждой зоны лопаток турбины на основе рассчитанных значений их повреждаемости, причем в качестве входных величин каждая нейросеть имеет значения параметров цикла двигателя, а в качестве выходных величин - значения повреждаемости соответствующей зоны лопаток турбины, в процессе эксплуатации двигателя измеряют его основные параметры, включающие температуру tвx и давление Рвх воздуха на входе в двигатель, по их значениям определяют и фиксируют текущие значения параметров цикла двигателя, с учетом которых определяют значения накопленной повреждаемости зон лопаток турбины с использованием обученных нейросетей, сравнивают их с предельно допустимыми значениями повреждаемости лопаток турбины и по результатам сравнения делают вывод о техническом состоянии лопаток турбины.

Указанные существенные признаки обеспечивают решение технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как только совокупность существенных признаков, составляющих изобретение, позволяет повысить достоверность оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя в зонах лопаток с наибольшей повреждаемостью в процессе эксплуатации двигателя.

Настоящее изобретение поясняется следующим подробным описанием способа оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя со ссылкой на иллюстрации, где:

на фиг. 1 показаны гистограммы плотностей распределения размеров лопаток в характерных точках сечения пера лопатки;

на фиг. 2 представлен вид твердотельной модели лопатки;

на фиг. 3 представлен вид конечно-элементной модели лопатки;

на фиг. 4 представлен вид конечно-элементной модели лопатки с расположением зон с наибольшей повреждаемостью;

на фиг. 5 представлен фрагмент обучающей выборки суррогатной модели лопатки в виде таблицы.

Способ оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя осуществляется следующим образом.

Предварительно определяют предельно допустимые значения повреждаемости лопаток турбины по результатам испытаний, рассеяние критических размеров лопаток по результатам их обмера и зоны лопаток турбины с наибольшей повреждаемостью.

Предельно допустимые значения повреждаемости лопаток турбины, в частности, определяют по результатам испытаний лопаток или образцов в условиях многофакторного нагружения:

- испытаний на малоцикловую усталость в условиях повышенных температур с выдержкой;

- испытаний на ползучесть при переменной нагрузке.

В ходе испытаний может быть осуществлена проверка возможности использования линейного суммирования повреждаемости (см. Биргер И.А., Шорр Б.Ф. и др., «Термопрочность деталей машин», Москва, изд. «Машиностроение», 1975, 455 с.), а в случае невозможности его использования по результатам анализа могут быть выбраны другие законы накопления повреждаемости (Багмутов В.П., Савкин А.Н. Оценка долговечности стали на основании нелинейной модели накопления повреждаемости // XIII Мiжнародний колоквiум "Механiчна втома металiв". - 2006. - С. 380-385).

Под «рассеянием критических размеров» в рамках настоящей заявки понимаются виды и статистические параметры законов распределения размеров лопаток, оказывающие наибольшее влияние на характеристики прочности лопаток, например, шаг замкового соединения типа «елочка», угол установки лопаток (см. Б.Е. Васильев, "Using of robust design methods for the Fir-tree optimization problem", Proceedings of the ASME Turbo Expo 2018, GT 2018-75685, 2018).

В качестве примера на фиг. 1 показаны гистограммы плотностей распределения размеров лопаток в характерных точках 1-6 сечения пера лопатки, по которым можно определить, с какой вероятностью встретится определенный размер лопатки в ходе обмера. Характерные точки назначаются на основании анализа результатов обмера и выбираются таким образом, чтобы любой профиль лопатки можно было описать через задание отклонений в этих точках. Каждая точка имеет свой закон распределения и, соответственно, может быть описана своими параметрами распределения (среднеквадратическое отклонение, математическое ожидание, коэффициент эксцесса и др.) Количество этих параметров определяют в ходе разработки параметрической модели лопатки. Внешний вид гистограммы наглядно показывает возможный диапазон изменения размеров в каждой точке по всей выборке (по всему числу) лопаток. Так, размеры в точке 2 лежат в более узком диапазоне изменения, чем у точки 1, где разброс шире. Положение точек 1 и 4 (а также 3 и 6) в итоге определяют радиусы скругления входной и выходной кромки каждой лопатки, что позволяет учитывать геометрическую нелинейность лопаток турбины при расчете повреждаемости.

Зоны лопаток турбины с наибольшей повреждаемостью могут быть определены исходя из:

- распределения повреждаемости по результатам проведения предварительных расчетов прочности лопаток на нескольких режимах работы двигателя;

- опыта эксплуатации двигателя;

- конструктивных особенностей профильной части, замковой части, галтелей лопаток.

Предварительно также рассчитывают значения повреждаемости каждой из определенных зон лопаток турбины с учетом рассеяния в зависимости от значений параметров цикла двигателя, включающих температуру Т*г газа на входе в турбину, частоту NТВД вращения двигателя и температуру Т*к воздуха за компрессором.

В качестве примера для осуществления данного этапа может быть использован известный из уровня техники программный комплекс Ansys, с помощью которого на основе параметрической модели лопатки производится построение твердотельной (фиг. 2) и конечно-элементной (фиг. 3) моделей лопатки с учетом рассеяния размеров лопаток в пределах допусков и расчет значений повреждаемости лопаток для множества сочетаний значений параметров цикла двигателя. При этом для учета рассеяния размеров лопаток могут быть использованы вероятностно-статистические методы, а для генерации конечно-элементной модели - элементы второго порядка.

На фиг. 4 представлен вид конечно-элементной модели лопатки с расположением зон с наибольшей повреждаемостью.

При проведении расчетов может учитываться также физическая нелинейность лопаток турбины, в частности пластичность и ползучесть материала лопаток (Б.Е. Васильев, «Определение расчетной долговечности деталей турбин с помощью пользовательской модели ползучести в конечно-элементном комплексе Ansys», Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана, сер. «Машиностроение», 2012, с. 166-174; Б.Е. Васильев, А.Селиванов, "Numerical Method of single-crystal turbine blade static strength estimation taking into account plasticity and creep effects", 2019, "Materials Physics and Mechanics" 42, c. 311-322).

Обучают нейросеть для каждой зоны лопаток турбины на основе рассчитанных значений их повреждаемости, причем в качестве входных величин каждая нейросеть имеет значения параметров цикла двигателя, а в качестве выходных величин - значения повреждаемости соответствующей зоны лопаток турбины.

В качестве примера реализации для обучения нейросетей применяется способ обучения с учителем по парам входных-выходных величин.

На фиг. 5 представлен фрагмент обучающей выборки в виде таблицы, где в первой колонке указан порядковый номер узла конечно-элементной модели, в колонках 2-4 - величина соответствующего параметра цикла двигателя, а в пятой колонке - рассчитанная величина (Р) повреждаемости в узле конечно-элементной модели.

При обучении нейросетей решается задача оптимизации их внутренних параметров (веса и смещения активационных функций нейронов) с целью найти такие значения внутренних параметров, при которых нейросеть максимально точно прогнозирует выходные значения по входным значениям обучающей выборки. Для корректировки внутренних параметров применяется метод обратного распространения ошибки. Для прогнозирования не только математического ожидания остаточного ресурса, но и его среднеквадратичного отклонения, при обучении нейросетей применяется составная функция потерь. Обученные нейросети реализуют суррогатную модель повреждаемости лопаток, работающую в режиме реального времени на нейросетевом микроконтроллере, являющемся составной частью счетчика ресурса.

При этом реализация суррогатной модели происходит в несколько этапов:

- построение плана расчетов, формирование выборки для обучения нейронных сетей;

- выполнение расчетов и коррекция плана расчетов;

- выбор архитектуры модели (количество скрытых слоев нейросетей и количество нейронов в каждом слое);

- обучение нейронных сетей на 80% выборки;

- валидация результатов модели на 20% выборки и анализ точности работы модели;

- экспорт суррогатной модели на нейросетевой микроконтроллер.

В процессе эксплуатации двигателя измеряют его основные параметры, включающие температуру tвх и давление Рвх воздуха на входе в двигатель, по их значениям определяют и фиксируют текущие значения параметров цикла двигателя, с учетом которых определяют значения накопленной повреждаемости зон лопаток турбины с использованием обученных нейросетей, сравнивают их с предельно допустимыми значениями повреждаемости лопаток турбины и по результатам сравнения делают вывод о техническом состоянии лопаток турбины.

В случае использования линейного суммирования повреждаемости значения накопленной повреждаемости зон лопаток турбины могут быть определены как сумма значений повреждаемости зон лопаток турбины, получаемых на выходе нейросетей. При этом в случае, если значения накопленной повреждаемости превышают предельно допустимые, может быть сделан вывод о невозможности дальнейшей эксплуатации лопаток, в ином случае эксплуатация может быть продолжена.

В частном случае предварительно также определяют диапазоны изменения основных параметров двигателя по результатам его испытаний, а при измерении основных параметров двигателя проверяют их соответствие определенным диапазонам изменения основных параметров двигателя.

Для реализации заявленного способа при использовании счетчика ресурса текущие значения основных параметров двигателя передаются на нейросетевой микроконтроллер в режиме реального времени для их дальнейшей обработки счетчиком и получения вывода о техническом состоянии лопаток турбины. При этом подтверждается достижение заявленного технического результата - повышение достоверности оценки технического состояния лопаток турбины, а также дополнительно обеспечивается повышение быстродействия счетчика ресурса.

Способ оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что предварительно определяют предельно допустимые значения повреждаемости лопаток турбины по результатам испытаний, рассеяние критических размеров лопаток по результатам их обмера, зоны лопаток турбины с наибольшей повреждаемостью, рассчитывают значения повреждаемости каждой из определенных зон лопаток турбины с учетом рассеяния в зависимости от значений параметров цикла двигателя, включающих температуру Т*г газа на входе в турбину, частоту N вращения двигателя и температуру Т*к воздуха за компрессором, и обучают нейросеть для каждой зоны лопаток турбины на основе рассчитанных значений их повреждаемости, причем в качестве входных величин каждая нейросеть имеет значения параметров цикла двигателя, а в качестве выходных величин - значения повреждаемости соответствующей зоны лопаток турбины, в процессе эксплуатации двигателя измеряют его основные параметры, включающие температуру t и давление Р воздуха на входе в двигатель, по их значениям определяют и фиксируют текущие значения параметров цикла двигателя, с учетом которых определяют значения накопленной повреждаемости зон лопаток турбины с использованием обученных нейросетей, сравнивают их с предельно допустимыми значениями повреждаемости лопаток турбины и по результатам сравнения делают вывод о техническом состоянии лопаток турбины.
Способ оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя
Способ оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя
Способ оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя
Способ оценки технического состояния лопаток турбины газотурбинного двигателя
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 204 items.
10.02.2013
№216.012.23f8

Система регулирования осевых сил на радиально-упорном подшипнике ротора турбомашины

Изобретение относится к системе регулирования осевых сил на радиально-упорном подшипнике ротора турбомашины и позволяет уменьшить воздействие осевой силы на радиально-упорный подшипник передней части составного ротора турбомашины путем перераспределения по заданному закону избыточной силы на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474710
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.2458

Способ мультиантенной электростатической диагностики газотурбинных двигателей на установившихся и неустановившихся режимах работы

Изобретение относится к области диагностики технического состояния газотурбинных двигателей. Технический результат - повышение эффективности и оперативности диагностики технического состояния газотурбинных двигателей в процессе их производства, испытаний и эксплуатации. Технический результат...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474806
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2baa

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476705
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2c7c

Способ диагностики турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков

Изобретение относится к области авиационной техники. По замерам полетной информации определяют величину R идеальной тяги двигателя как R=R- GV, где R - условная тяга реактивного сопла, соответствующая полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления, G - расход воздуха на входе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476915
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.33c5

Способ изготовления интегрального блиска с охлаждаемыми рабочими лопатками, интегральный блиск и охлаждаемая лопатка для газотурбинного двигателя

Отдельные охлаждаемые лопатки из монокристаллического сплава соединяют с дисковой частью из гранулируемого сплава в единую деталь горячим изостатическим прессованием (ГИП) в зоне, где длительные прочности этих сплавов одинаковы при одной и той же температуре в длительном рабочем режиме...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478796
Дата охранного документа: 10.04.2013
10.05.2013
№216.012.3e2d

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, а также устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481484
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.06.2013
№216.012.4d6c

Газодинамический воспламенитель

Изобретение может быть использовано в авиационных и ракетных двигателях и стендовых газоструйных устройствах. Газодинамический воспламенитель содержит полый корпус, стержневой газоструйный излучатель со сверхзвуковым кольцевым соплом, резонатор с цилиндрической полостью, соединительную камеру с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485402
Дата охранного документа: 20.06.2013
10.07.2013
№216.012.5497

Газогенератор гтд

Газогенератор газотурбинного двигателя содержит двухступенчатый центробежный компрессор, камеру сгорания и, по меньшей мере, одну осевую ступень турбины, связанную с компрессором по оси в единый ротор, установленный в статоре на подшипниках качения. Рабочие колеса ступеней компрессора и турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487258
Дата охранного документа: 10.07.2013
10.08.2013
№216.012.5d9f

Экологически чистая газотурбинная установка регенеративного цикла с каталитической камерой сгорания и способ управления ее работой

Экологически чистая газотурбинная установка регенеративного цикла с каталитической камерой сгорания содержит осевой компрессор, турбину, теплообменник-рекуператор, каталитическую камеру сгорания, соединяющий их газовоздушный канал, топливную систему с форсункой, систему автоматического...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489588
Дата охранного документа: 10.08.2013
27.08.2013
№216.012.6526

Способ определения коэффициента сухого трения фрикционных пар при быстро осциллирующих перемещениях

Изобретение относится к области исследований и физических измерений. Сущность: одну неподвижную деталь фрикционной пары, выполняющую функцию демпфера, прижимают с варьируемым регулируемым усилием к другой подвижной детали этой пары, совершающей на резонансной частоте быстро осцилирующее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491531
Дата охранного документа: 27.08.2013
Showing 1-7 of 7 items.
25.08.2017
№217.015.a386

Способ сертификационных испытаний корпуса на непробиваемость при разрушении диска ротора стартера гтд

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано при сертификационных испытаниях корпуса на непробиваемость при разрушении диска ротора стартера газотурбинного двигателя. Перед испытаниями предварительно выполняют опытный образец диска, соответствующий...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002607145
Дата охранного документа: 10.01.2017
03.07.2018
№218.016.6a00

Рабочее колесо компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к осевым компрессорам авиационных газотурбинных двигателей. Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя содержит диск с конусообразной наружной поверхностью, ориентированной меньшим основанием к входному торцу...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002659416
Дата охранного документа: 02.07.2018
22.04.2019
№219.017.3662

Устройство для сигнализации помпажа компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области регулирования компрессоров с вращательным движением рабочих органов, в частности к системам устранения помпажа компрессора газотурбинного двигателя. Устройство для сигнализации помпажа компрессора газотурбинного двигателя содержит амортизатор и датчик с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002291323
Дата охранного документа: 10.01.2007
18.05.2019
№219.017.546b

Устройство для сигнализации помпажа компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области регулирования компрессоров с вращательным движением рабочих органов, в частности к системам устранения помпажа компрессора газотурбинного двигателя. Устройство для сигнализации помпажа компрессора газотурбинного двигателя содержит амортизатор и датчик с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002285156
Дата охранного документа: 10.10.2006
09.06.2019
№219.017.76ff

Охлаждаемая лопатка турбомашины

Охлаждаемая лопатка турбомашины содержит перо с центральной полостью и каналом, расположенным в зоне входной кромки и сообщенным входными каналами и выполненными в пере выходными каналами с центральной полостью и внешней поверхностью выпуклой части пера. Выходные и входные каналы выполнены...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002283432
Дата охранного документа: 10.09.2006
24.10.2019
№219.017.da75

Способ изготовления полого диска из жаропрочного сплава

Изобретение относится к способам изготовления полых дисков из жаропрочных сплавов и может найти применение при изготовлении высокотемпературных роторов турбин газотурбинных двигателей. Две осесимметричные половины диска, содержащие ступицу с прорезью, две стенки и обод с обращенными друг к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002704045
Дата охранного документа: 23.10.2019
30.10.2019
№219.017.dba2

Способ лазерной сварки полых изделий

Изобретение относится к способам лазерной сварки полых изделий и может быть использовано в технологических процессах изготовления пустотелых дисков турбин, компрессоров и вентиляторов газотурбинных двигателей. В способе лазерной сварки полых изделий на стыкуемые кромки подают лазерный луч с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002704353
Дата охранного документа: 28.10.2019
+ добавить свой РИД