Μοντελοποίηση αεροπορικού ελικοφόρου στροβιλοκινητήρα PT6A-68 και σύγκριση επιδόσεων με μετρήσεις από δοκιμαστήριο και πτήση

Δίελας, Κωνσταντίνος; Dielas, Konstantinos

dc.contributor.author	Δίελας, Κωνσταντίνος	el
dc.contributor.author	Dielas, Konstantinos	en
dc.date.accessioned	2015-01-28T13:03:16Z
dc.date.available	2016-02-08T12:28:49Z
dc.date.issued	2015-01-28
dc.identifier.uri	https://dspace.lib.ntua.gr/xmlui/handle/123456789/40147
dc.identifier.uri	http://dx.doi.org/10.26240/heal.ntua.10702
dc.rights	Αναφορά Δημιουργού-Μη Εμπορική Χρήση 3.0 Ελλάδα	*
dc.rights.uri	http://creativecommons.org/licenses/by-nc/3.0/gr/	*
dc.subject	Μοντελοποίηση	el
dc.subject	Ελικοφόρος στροβιλοκινητήρας	el
dc.subject	Διαγνωστική	el
dc.subject	Καταγραφικό πτήσης	el
dc.subject	Δοκιμαστήριο	el
dc.subject	Modeling	en
dc.subject	Turboprop engine	el
dc.subject	Diagnostics	el
dc.subject	Flight Data Recorder	el
dc.subject	test-cell	el
dc.title	Μοντελοποίηση αεροπορικού ελικοφόρου στροβιλοκινητήρα PT6A-68 και σύγκριση επιδόσεων με μετρήσεις από δοκιμαστήριο και πτήση	el
dc.title	Modeling of turboprop engine PT6A-68 and performance comparison with test-cell and flight dat	en
heal.type	bachelorThesis
heal.classification	Θερμικές Στροβιλομηχανές	el
heal.language	el
heal.access	free	el
heal.recordProvider	ntua	el
heal.publicationDate	2014-10-30
heal.abstract	Η παρούσα διπλωματική εργασία έχει ως σκοπό την, όσο το δυνατόν, αξιόπιστη μοντελοποίηση του αεροπορικού ελικοφόρου στροβιλοκινητήρα PT6A-68. Για το σκοπό αυτό χρησιμοποιούνται διαθέσιμα δεδομένα από εγκεκριμένο για τον συγκεκριμένο κινητήρα δοκιμαστήριο καθώς και δεδομένα πτήσης. Τα τελευταία προέρχονται από αεροσκάφος Τ-6 texan 2 της Ελληνικής Πολεμικής Αεροπορίας. Επιπλέον, μέσω κατάλληλης διαδικασίας, δημιουργούνται υπογραφές βλαβών για τις συνηθέστερες βλάβες που μπορούν να προκύψουν. Τέλος, μέσω παρατήρησης των υπογραφών βλαβών, διερευνάται η δυνατότητα εντοπισμού και καθορισμού της βλάβης. Η προσομοίωση της λειτουργίας του κινητήρα, που επιλέχθηκε στην παρούσα διπλωματική εργασία, πραγματοποιείται σε περιβάλλον αντικειμενοστραφούς προγραμματισμού (PROOSIS). Μέσω του λογισμικού PROOSIS δημιουργείται το σχηματικό διάγραμμα της εν λόγω μηχανής, χρησιμοποιώντας τις συνιστώσες που παρέχονται στις βιβλιοθήκες του. Το σχηματικό διάγραμμα αναπαριστά την αεροδυναμική και μηχανική σύνδεση των συνιστωσών της πραγματικής μηχανής. Επιπλέον, χρησιμοποιούνται διαθέσιμα δεδομένα (γεωμετρία, επιδόσεις κτλ) του κινητήρα από την ανοικτή βιβλιογραφία καθώς και από τα τεχνικά εγχειρίδια (technical & flight manual) του αεροσκάφους. Στη συνέχεια, χρησιμοποιώντας μόνο τα δεδομένα του δοκιμαστηρίου, υπολογίζεται, μέσω του λογισμικού, το σημείο σχεδίασης του κινητήρα προσδιορίζοντας τις τιμές των μεταβλητών σχεδίασης. Με καθορισμένο πλέον το σημείο σχεδίασης, το μοντέλο που δημιουργήθηκε υπολογίζει τις επιδόσεις του κινητήρα σε λειτουργία εκτός σημείου σχεδίασης και η οποία επιλέγεται να αναπαριστά τα λοιπά διαθέσιμα δεδομένα του δοκιμαστηρίου. Συγκρίνοντας τις υπολογισμένες επιδόσεις με αυτές του δοκιμαστηρίου, παρατηρούνται σημαντικές αποκλίσεις. Με σκοπό την αποτελεσματικότερη προσομοίωση του κινητήρα, επανεπιλέγονται οι χάρτες που αντικατοπτρίζουν τη λειτουργία των επιμέρους συνιστωσών. Επιπλέον, μέσω διαδικασίας βελτιστοποίησης, επαναπροσδιορίζονται οι τιμές των μεταβλητών σχεδίασης έτσι ώστε το μοντέλο να προσομοιώνει τη λειτουργία της πραγματικής μηχανής σε αποδεκτό επίπεδο αποκλίσεων. Ακολούθως, μελετάται η επίδοση του μοντέλου συγκρινόμενη με τα δεδομένα της πτήσης. Αρχικά, για τα διαθέσιμα δεδομένα πτήσης υλοποιείται κατάλληλη διαδικασία ελέγχων ώστε να απορριφθούν σημεία που αφορούν τη μεταβατική κατάσταση λειτουργίας. Για τον έλεγχο της αξιοπιστίας των δεδομένων αυτών δημιουργούνται κατάλληλα διαγράμματα της συσχέτισής τους, όπου και διαφαίνεται η αναμενόμενη μορφή με βάση τη βιβλιογραφία. Κατόπιν, με τη χρήση του μοντέλου υπολογίζονται οι επιδόσεις του κινητήρα σε κατάσταση λειτουργίας, όπως αυτή καθορίζεται από τα δεδομένα της πτήσης. Παρατηρείται σημαντική απόκλιση των υπολογιζόμενων και μετρούμενων μεγεθών. Αυτή η απόκλιση πιθανολογείται ότι οφείλεται α) στο μικρό αριθμό σημείων λειτουργίας του δοκιμαστηρίου τα οποία δεν αντικατοπτρίζουν όλο το εύρος λειτουργίας και με βάση τα οποία δημιουργήθηκε το μοντέλο, β) σε πιθανές διορθώσεις των μετρήσεων του δοκιμαστηρίου με αποτέλεσμα οι διαθέσιμες τιμές των μετρήσεων να μην αντιστοιχούν στις πραγματικές τιμές των μεταβλητών λειτουργίας και γ) στη διαφορά σειριακού αριθμού του κινητήρα στο δοκιμαστήριο και του εν πτήσει κινητήρα. Με σκοπό την ελαχιστοποίηση των αποκλίσεων των υπολογιζόμενων και μετρούμενων επιδόσεων, πραγματοποιείται εκ νέου διαδικασία βελτιστοποίησης του σημείου σχεδίασης, λαμβάνοντας τώρα υπ’ όψιν μόνο τα δεδομένα της πτήσης. Το τελικό μοντέλο που προέκυψε παρουσιάζει αποκλίσεις από τα δεδομένα της πτήσης της τάξεως του ±2%, με αποτέλεσμα να μπορεί να θεωρηθεί αξιόπιστο. Τέλος, διερευνάται η δυνατότητα εξαγωγής διαγνωστικής πληροφορίας από της μετρήσεις του κινητήρα. Για το σκοπό αυτό και χρησιμοποιώντας το μοντέλο του κινητήρα, δημιουργούνται οι υπογραφές των συνηθέστερων βλαβών των συνιστωσών επιλέγοντας ίδιο μέγεθος βλάβης. Από την παρατήρηση και ανάλυση των υπογραφών αυτών, συμπεραίνεται ότι με τη χρήση των διαθέσιμων μετρήσεων του κινητήρα είναι δυνατός ο προσδιορισμός α) του τμήματος που παρουσιάζει βλάβη (θερμό / ψυχρό), β) του στροβίλου που παρουσιάζει βλάβη (βλάβη στο θερμό τμήμα) και γ) του συμπιεστή που παρουσιάζει βλάβη (βλάβη στο ψυχρό τμήμα).	el
heal.abstract	The current diploma thesis is concerned with the creation of an as reliable as possible model of the turboprop engine PT6A-68. For this purpose, data from both a certified for this engine test-cell and a complete flight is available. The aircraft, from which the flight-data origin is a T-6 texan 2 registered under the Hellenic Air Force. After the completion of the model, fault signatures for the most common faults will be created through an appropriate procedure. Finally, the possibility of locating each fault is examined through observation of the signatures. The modeling of the engine is performed using the object oriented software PROOSIS. Through the PROOSIS software, the engine schematic is created using components from its libraries. The schematic diagram represents the aerodynamic and thermodynamic connection of the real engine components. Furthermore, available engine data (geometry, performance etc.) from the open source library as well as from the flight and technical manual of the aircraft are used. Afterwards, through the software, using data only from the test-cell is the engine design point calculated by defining the values of the design variables. With the design point already set, the model created calculates engine performance at off-design operation, which is chosen to represent the rest of the available test-cell data. After comparison of the calculated performance data with the ones from the test-cell, considerable deviations are observed. So as for the engine simulation to be as precise as possible, operating maps for each of the engine components are re-selected. Furthermore, through optimization procedure, the values of the design variables are re-determined so as for the model to simulate the real engine operation in an acceptable level of deviations. Afterwards, the performance of the model compared to the flight data is observed. Initially, appropriate procedure is executed in order to reject operating points of transient state from the available flight data. In order to check the reliability of this data, appropriate diagrams of their relation are made, which eventually show the expected figures according to the bibliography. Then, using the model, the performance data are calculated while operating according to the flight data. Considerable deviation is noted between the measured and calculated values. The reason for this deviation is possibly a) the small amount of test-cell operating points with which the model was created as they do not represent the whole operating range, b) possible corrections of the test-cell measurements, which makes the available values not to match with the real values of the operating variables and c) the different serial number between the engine of the test-cell and the one which provided the flight data. In order to minimize the deviations between the measured and the calculated performance values, an optimization procedure is executed taking only into consideration the flight data. The final resultant model comes with deviations from the flight data of ±2% and as a result can be considered reliable. Finally, the possibility of extracting diagnostic information from engine measurements is investigated. For this purpose, while using the engine model, signatures of the most common faults/damages of the engine components are created choosing for each case the same intensity of fault. After observing and analyzing of these signatures, it is concluded that, using available engine measurements, it is possible to designate a) the engine section that suffers from each fault (warm/cold), b) the turbine that suffers from each fault (fault at warm section) and c) the compressor that suffers from each fault (fault at cold section).	en
heal.advisorName	Αρετάκης, Νικόλαος	el
heal.committeeMemberName	Αρετάκης, Νικόλαος	el
heal.committeeMemberName	Γιαννάκογλου, Κυριάκος	el
heal.committeeMemberName	Μαθιουδάκης, Κωνσταντίνος	el
heal.academicPublisher	Εθνικό Μετσόβιο Πολυτεχνείο. Σχολή Μηχανολόγων Μηχανικών. Τομέας Ρευστών. Εργαστήριο Θερμικών Στροβιλομηχανών.	el
heal.academicPublisherID	ntua
heal.numberOfPages	148 σ.
heal.fullTextAvailability	false