RU2755450C1 - Method for providing strength of turbine of gas turbine engine - Google Patents

Method for providing strength of turbine of gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2755450C1
RU2755450C1 RU2020126597A RU2020126597A RU2755450C1 RU 2755450 C1 RU2755450 C1 RU 2755450C1 RU 2020126597 A RU2020126597 A RU 2020126597A RU 2020126597 A RU2020126597 A RU 2020126597A RU 2755450 C1 RU2755450 C1 RU 2755450C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
temperature
air
gas
turbine
Prior art date
Application number
RU2020126597A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Олег Евгеньевич Медяков
Артем Владимирович Новиков
Ольга Вячеславовна Ямщикова
Сергей Андреевич Федоров
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2020126597A priority Critical patent/RU2755450C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2755450C1 publication Critical patent/RU2755450C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/02—Details or accessories of testing apparatus
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: testing.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft gas turbine engines, namely to methods for testing during creation thereof, experimental development of characteristics of a prototype and an industrial model, and operation. Proposed is a method including a normalised change in the temperature field in front of and behind the combustion chamber while changing the operating mode of the engine and a long operating time. The fuel consumption of the power unit, the heating chamber and the combustion chamber, the air flow rate through the blower of the power unit and into the combustion chamber, the static and total pressure behind the combustion chamber, the pressure and the temperature of the gas in the measuring sections of the inner and the outer channels, the speed of the low and high pressure compressor of the power unit engine and the speed of the blower, the air temperature at the inlet to the power unit engine and the blower, the temperature of the medium in the combustion chamber are measured; additionally, using a rotary turret, the gas temperature at the outlet from the combustion chamber is measured. The measured values of the parameters are used to determine the specific air velocity at the inlet to the combustion chamber and the air temperature at the inlet to the diffuser, wherein the average mass gas temperature is determined in real time using grid methods for imaging the results of multipoint boundary value problems, excluding by regulation the values of the gas temperature not corresponding to the basic values, from the combined gas temperature calculation based on the measured values of the air and fuel consumption set in the measurement section. The change in the average radial regulated irregularity of gas temperature field distribution from the condition of providing the strength of the turbine is executed by maintaining the set pressures, temperatures and the specific air velocity at the inlet to the combustion chamber and considering the relative flow rates of the air taken for cooling the turbine.
EFFECT: invention makes it possible to reduce the costs of creation and experimental development of combustion chambers, to achieve the required averaged characteristics of the combustion chamber by the completeness of fuel combustion and the content of substances in the exhaust gases, stalling and starting characteristics, acceptable losses of total pressure and temperature of the elements of the combustion chamber.
1 cl, 6 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, к авиационным двигателям типа газотурбинных, а именно к способам испытаний при их создании, экспериментальной доводке характеристик опытного и промышленного экземпляров и эксплуатации.The invention relates to the field of aircraft engine building, to aircraft engines of the gas turbine type, namely to methods of testing during their creation, experimental refinement of the characteristics of prototype and industrial specimens and operation.

При создании авиационного газотурбинного двигателя, его проектировании, испытаниях и доводке сложным и ответственным узлом является камера сгорания. От степени совершенства и характеристик камеры сгорания во многом зависят основные характеристики двигателя, его надежность и ресурс. Поэтому окончательно характеристики камер сгорания определяются и доводятся при испытаниях полноразмерных камер.When creating an aircraft gas turbine engine, its design, testing and fine-tuning, the combustion chamber is a complex and critical unit. The main characteristics of the engine, its reliability and service life largely depend on the degree of perfection and characteristics of the combustion chamber. Therefore, the final characteristics of the combustion chambers are determined and adjusted when testing full-size chambers.

К таким характеристикам, в частности, для основных камер сгорания, относятся радиальная и окружная неравномерность полей температур в выходном сечении. Обеспечение регламентированной неравномерности поля температур на выходе из камеры сгорания позволяет создать условия для оптимальной работоспособности турбины двигателя.Such characteristics, in particular for the main combustion chambers, include the radial and circumferential irregularity of the temperature fields in the outlet section. Providing a regulated non-uniformity of the temperature field at the exit from the combustion chamber allows creating conditions for optimal performance of the engine turbine.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату, является известный способ обеспечения прочности турбины газотурбинного двигателя, в частности, при регламентированной неравномерности поля температуры газа на выходе из камеры сгорания, включающий нормированное изменение поля температур перед и за камерой сгорания при изменении режима работы двигателя и длительной ресурсной наработке.The closest in technical essence and the achieved result is a known method of ensuring the strength of the turbine of a gas turbine engine, in particular, with a regulated irregularity of the gas temperature field at the exit from the combustion chamber, including a normalized change in the temperature field in front of and behind the combustion chamber when changing the engine operating mode and prolonged resource operating time.

/Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина, М. Машиностроение 1989, с. 388-393// Construction and design of aircraft gas turbine engines. Edited by D.V. Khronina, M. Mechanical Engineering 1989, p. 388-393 /

Недостатком известного способа является недостаточная точность определения и обеспечения поля температур на выходе из камеры сгорания, вследствие многофакторного влияния на поле температур параметров работы двигателя, величины значений параметров которых значительно изменяются в соответствии с условиями эксплуатации двигателя и не могут быть реализованы с абсолютной точностью, из-за конструктивных особенностей камер.The disadvantage of this method is the lack of accuracy in determining and ensuring the temperature field at the exit from the combustion chamber, due to the multifactorial effect on the temperature field of the engine operation parameters, the values of the parameter values of which vary significantly in accordance with the operating conditions of the engine and cannot be implemented with absolute accuracy, due to for the design features of the cameras.

Ожидаемый технический результат - достижение требуемых усредненных характеристик камеры сгорания по полноте сгорания топлива и содержанию веществ в выхлопных газах, срывных и пусковых характеристик, допустимых потерь полного давления и температуры элементов камеры сгорания, обеспечивающих предельную максимальную неравномерность поля температуры газа, определенную из условия обеспечения предельно допустимой прочности турбины.The expected technical result is the achievement of the required averaged characteristics of the combustion chamber in terms of the completeness of fuel combustion and the content of substances in the exhaust gases, the stall and starting characteristics, the permissible losses of the total pressure and temperature of the elements of the combustion chamber, providing the maximum maximum unevenness of the gas temperature field, determined from the condition of ensuring the turbine strength.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе обеспечения прочности турбины газотурбинного двигателя, включающем нормированное изменение поля температур перед и за камерой сгорания при изменении режима работы двигателя и длительной ресурсной наработке, по предложению, производят измерения расхода топлива энергоузла, камеры подогрева и камеры сгорания, расхода воздуха через нагнетатель энергоузла и в камеру сгорания, статического и полного давления за камерой сгорания, давления и температуры газа в мерных участках отборов внутреннего и наружного канала, оборотов компрессора низкого и высокого давления двигателя энергоузла и оборотов нагнетателя, температуры воздуха на входе в двигатель энергоузла и нагнетателя, температуры среды в камере сгорания, дополнительно с помощью поворотной турели производят измерение температуры газа на выходе из камеры сгорания, по измеренным значениям параметров определяют приведенную скорость воздуха на входе в камеру сгорания и температуру воздуха на входе в диффузор, при этом в режиме реального времени определяют среднемассовую температуру газа с использованием сеточных методов иллюстрирования результатов краевых многоточечных задач, при исключении, путем регулирования значений температуры газа несоответствующих базовым по измеренным значениям расхода воздуха и топлива, установленным в сечении измерения, а изменение средней радиальной регламентированной неравномерности распределения поля температуры газа из условия обеспечения прочности турбины, производят путем поддержания заданных давлений, температур и приведенной скорости воздуха на входе в камеру сгорания и учета относительных расходов воздуха, отбираемого на охлаждение турбины.The expected technical result is achieved by the fact that in the known method of ensuring the strength of the turbine of a gas turbine engine, including the normalized change in the temperature field in front of and behind the combustion chamber when changing the engine operating mode and long service life, according to the proposal, the fuel consumption of the power unit, the heating chamber and the combustion chamber is measured , air flow through the blower of the power unit and into the combustion chamber, static and total pressure behind the combustion chamber, pressure and gas temperature in the measuring sections of the internal and external channels, the speed of the low and high pressure compressor of the power unit engine and the speed of the blower, air temperature at the engine inlet the power unit and the supercharger, the temperature of the medium in the combustion chamber, additionally, using a rotary turret, the gas temperature at the exit from the combustion chamber is measured, the measured values of the parameters determine the reduced air velocity at the entrance to the combustion chamber and those the air temperature at the inlet to the diffuser, while the average mass gas temperature is determined in real time using grid methods for illustrating the results of boundary multipoint problems, with the exception, by adjusting the gas temperature values that do not correspond to the baseline values according to the measured values of the air and fuel consumption set in the measurement section, and the change in the average radial regulated irregularity of the gas temperature field distribution from the condition of ensuring the strength of the turbine is carried out by maintaining the specified pressures, temperatures and reduced air velocity at the inlet to the combustion chamber and taking into account the relative flow rates of the air taken to cool the turbine.

При их изготовлении необходимо проверять стабильность производства камеры сгорания, обеспечение заданного радиального профиля поля температур и ее окружной неравномерности и проводить оценку качества изготовления путем сравнения результатов стендовых испытаний с заявленными характеристиками разрабатываемой камеры.In their manufacture, it is necessary to check the stability of the production of the combustion chamber, to ensure a given radial profile of the temperature field and its circumferential irregularity, and to assess the quality of manufacture by comparing the results of bench tests with the declared characteristics of the developed chamber.

Недостаточное совершенство методов расчета и большое число требований к газодинамическим процессам, теплообмену, структуре течения, гидравлическим потерям, воспламенению горючей смеси, выделению загрязняющих веществ, приводит к большому числу доводочных операций для получения требуемых и определения окончательных характеристик камер сгораний. К таким характеристикам относятся - зависимости коэффициента полноты сгорания топлива и индексов выброса загрязняющих веществ от коэффициента избытка воздуха на различных режимах давления, температуры и расхода воздуха на входе в камеру сгорания, срывные характеристики погасания пламени, зависимость коэффициента избытка воздуха от скорости газа на различных режимах давления, температуры, пусковые характеристики на различных условиях запуска, режимные зависимости коэффициентов восстановления полного давления, тепловое состояние элементов камеры, и радиальная и окружная неравномерность полей температур на выходе из камеры сгорания.Insufficient perfection of calculation methods and a large number of requirements for gas-dynamic processes, heat transfer, flow structure, hydraulic losses, ignition of a combustible mixture, release of pollutants, leads to a large number of finishing operations to obtain the required and determine the final characteristics of combustion chambers. These characteristics include the dependence of the fuel combustion efficiency and pollutant emission indices on the excess air ratio at various pressure, temperature and air flow rates at the inlet to the combustion chamber, stall characteristics of flame extinction, the dependence of the excess air ratio on the gas velocity at various pressure modes. , temperatures, starting characteristics under various starting conditions, mode dependences of the total pressure recovery factors, the thermal state of the chamber elements, and the radial and circumferential irregularity of the temperature fields at the exit from the combustion chamber.

Способ поясняется схемой установки для испытаний и графиками дискретных зависимостей T(R), полученных с использованием метода двупараболической параметрической интерполяции функций R(S), T(S).The method is illustrated by the diagram of the test setup and the graphs of discrete dependences T (R) obtained using the method of two-parabolic parametric interpolation of the functions R (S), T (S).

Фиг. 1 - схема установки для испытаний камер сгорания;FIG. 1 is a schematic diagram of an installation for testing combustion chambers;

Фиг. 2 - зависимость относительной температуры от радиуса;FIG. 2 - dependence of the relative temperature on the radius;

Фиг. 3 - зависимость относительной температуры от показателя функциональной энтропии;FIG. 3 - the dependence of the relative temperature on the index of functional entropy;

Фиг. 4 - зависимость радиуса от показателя функциональной энтропии;FIG. 4 - dependence of the radius on the index of functional entropy;

Фиг. 5 - общая область определения [Si, Si+1] зависимости температуры газа от показателя функциональной энтропии;FIG. 5 - general area of definition [S i , S i + 1 ] of the dependence of the gas temperature on the index of functional entropy;

Фиг. 6 - матрица точек измерения радиальной и окружной неравномерности температурного поля и сравнения определенных в них значений относительной температуры со значениями, предусмотренными техническими условиями.FIG. 6 - a matrix of points for measuring the radial and circumferential irregularity of the temperature field and comparing the values of the relative temperature determined in them with the values provided for by the technical specifications.

Способ реализован на установке для испытаний камер сгорания.The method is implemented on a combustion chamber testing facility.

Установка содержит (фиг.1) входной дроссель 1, мерный участок 2, камеру подогрева воздуха 3, переходной участок 4, входной мерный участок 5 и сменную камеру сгорания 6. Последовательно соединенные с охлаждаемым участком гребенок термопар кругового замера (турели) 7, механизм кругового замера 8, участок электропривода с механизмом отметки угла поворота 9, конусный переходной охлаждаемый участок 10, выходной дроссель 12 и выхлопную трубу 15. Между камерой подогрева воздуха 3 и переходным участком 4, - установлена соединительная проставка 16. Установка снабжена измерительным участком отбора воздуха в наружном кольцевом канале 11, выходным дросселем отбора воздуха 13, выхлопной трубой отбора воздуха 14 и измерительным участком отбора воздуха во внутреннем кольцевом канале 17.The installation contains (Fig. 1) an inlet choke 1, a measuring section 2, an air heating chamber 3, a transition section 4, an inlet measuring section 5 and a replaceable combustion chamber 6. Consistently connected to the cooled section of the thermocouple combs of circular measurement (turrets) 7, a circular measurement 8, a section of the electric drive with a mechanism for marking the angle of rotation 9, a conical transitional cooled section 10, an output throttle 12 and an exhaust pipe 15. Between the air heating chamber 3 and the transition section 4, a connecting spacer 16 is installed. the annular channel 11, the outlet air bleed throttle 13, the exhaust air bleed pipe 14 and the measuring section of the air bleed in the inner annular channel 17.

Пример осуществления способа.An example of the implementation of the method.

Для определения полей температур, давлений и состава газа использовали поворотную турель 7, перемещая приемники гребенок термопар, давлений и газовых проб по всей площади выходного сечения камеры сгорания.To determine the fields of temperatures, pressures and gas composition, a rotary turret 7 was used, moving the receivers of the combs of thermocouples, pressures and gas samples over the entire area of the outlet section of the combustion chamber.

Устанавливали заданное давление воздуха на входе в камеру сгорания Рк=4,99 кгс/см2, и с помощью камеры подогрева температуру воздуха на входе Тк=560,4°С. Определяли расход воздуха и топлива, вычисляли коэффициент избытка воздуха αк=2,115.The preset air pressure at the inlet to the combustion chamber was set P k = 4.99 kgf / cm 2 , and using the heating chamber, the air temperature at the inlet was T k = 560.4 ° C. Determined the consumption of air and fuel, calculated the coefficient of excess air α k = 2.115.

Для достижения заданного режима при αк=2,08±0,05, программный модуль автоматизированной настройки определил, что необходимо увеличить расход топлива на 3 единицы. Для имитации охлаждения турбины испытания проводили с отбором воздуха из наружного канала равным 12,6% от расхода воздуха и относительным расходом воздуха из внутреннего канала, равным 8,7% от расхода воздуха. Для регулировки положения дросселя использовали программный модуль автоматизированной настройки. Определяли приведенную скорость воздуха на входе в камеру сгорания, которая равнялась λк=0,276, и регламентировалась в интервале значений 0,28±0,01. В случае если измеренная приведенная скорость на входе в камеру сгорания находилась не в границе допуска, то программный модуль автоматизированной настройки определял и проводил изменение работы нагнетателя энергоузла. Измерение температуры газа на выходе из камеры проводили платинородиевыми термопарами.To achieve the specified mode at α k = 2.08 ± 0.05, the automated tuning software module determined that it was necessary to increase the fuel consumption by 3 units. To simulate turbine cooling, tests were carried out with air sampling from the outer channel equal to 12.6% of the air flow rate and a relative air flow rate from the inner channel equal to 8.7% of the air flow rate. An automated tuning software module was used to adjust the throttle position. Determined the reduced air velocity at the entrance to the combustion chamber, which was equal to λ k = 0.276, and was regulated in the range of values 0.28 ± 0.01. If the measured superficial velocity at the entrance to the combustion chamber was not within the tolerance limit, then the automated tuning software module determined and changed the operation of the power unit supercharger. The gas temperature at the outlet from the chamber was measured with platinum-rhodium thermocouples.

Определение среднемассовой температуры газа на выходе из камеры сгорания определялось двумя способами - по результатам измерения поля температур и проверкой по заданным граничным условиям радиального профиля температур. Вначале определяли дискретную зависимость температуры газа от радиусов приемника гребенок термопар T=f(R), включая экстраполяцию нахождения температуры газа на Rmin и Rmax. (фиг.2). Для определения функции T=f(R), которая задана дискретно, использовали метод решение краевых многоточечных задач сеточными методами, с сохранением непрерывности первой производной в точках соединения сегментов, с использованием определения некондиционных параметров в режиме реального времени. На фиг.3 и фиг.4 при использовании аппарата двупараболической параметрической интерполяции изображены зависимости радиуса и температуры от вводимого параметра S.The determination of the average mass temperature of the gas at the exit from the combustion chamber was determined in two ways - by the results of measuring the temperature field and by checking the radial temperature profile against the specified boundary conditions. First, the discrete dependence of the gas temperature on the radii of the receiver of the thermocouple combs T = f (R) was determined, including the extrapolation of finding the gas temperature to R min and R max . (figure 2). To determine the function T = f (R), which is set discretely, we used the method of solving boundary multipoint problems by grid methods, preserving the continuity of the first derivative at the connection points of the segments, using the determination of substandard parameters in real time. 3 and 4, when using the apparatus of two-parabolic parametric interpolation, the dependences of the radius and temperature on the input parameter S are shown.

Si=Si-1+√(Ri-Ri-1)2+(Ti-Ti-1)2).S i = S i-1 + √ (R i -R i-1 ) 2 + (T i -T i-1 ) 2 ).

На фиг.5 показано, что для всех групп точек (Ri-1,Ti-1), (Ri,Ti), (Ri+1,Ti+1), (Ri+2,Ti+2), строятся полиномы, определяющие R=f(S), T=f(S) для областей определения [Si-1,Si+1] (18) и [Si,Si+2] (19), которые имеют единую область определения [Si,Si+1], где коэффициенты при равных степенях меняются линейно (20).Figure 5 shows that for all groups of points (R i-1 , T i-1 ), (R i , T i ), (R i + 1 , T i + 1 ), (R i + 2 , T i + 2 ), polynomials are constructed defining R = f (S), T = f (S) for the domains [S i-1 , S i + 1 ] (18) and [S i , S i + 2 ] ( 19), which have a single domain of definition [S i , S i + 1 ], where the coefficients at equal degrees change linearly (20).

Среднемассовая температура газа определяется:The mass average gas temperature is determined by:

Т* г.ср.интегр.=2/(Rmax 2-Rmin 2)*Rmin∫RmaxT(R)RdR=1,04 (в относительных единицах).T * year average integration = 2 / (R max 2 -R min 2 ) * Rmin ∫ Rmax T (R) RdR = 1.04 (in relative units).

Необходимо для оценки температурных полей и обеспечения регламентированной неравномерности поля температур на выходе из камеры сгорания определить качество проведения испытаний νcp., радиальный профиль поля осредненной температуры газа θjср и окружную неравномерность поля θj. It is necessary to determine the quality of the tests ν cp to assess the temperature fields and ensure the regulated non-uniformity of the temperature field at the exit from the combustion chamber. , the radial profile of the field of the averaged gas temperature θ jav and the circumferential irregularity of the field θ j .

νср.=(Т* г.ср.интегр.-Т* к)/(Т* г.расч-Т* к) гдеν av. = (T * g.av.integr. -T * k ) / (T * g.calculated -T * k ) where

Т* г.ср.интегр. - среднемассовая температура газа, определенная по результатам измерения поля температуры с помощью поворотной турели определенная методом интегрирования радиальной эпюры;T * year average integration - the mass average gas temperature, determined from the results of measuring the temperature field using a rotary turret, determined by the method of integrating the radial diagram;

Т* г.расч. - расчетная температура газа по измерениям параметров расхода топлива и воздуха;T * g cal. - calculated gas temperature based on measurements of fuel and air consumption parameters;

Т* к- температура на входе в диффузор перед входом в камеру сгорания.Т * к - temperature at the diffuser inlet before entering the combustion chamber.

Коэффициент качества νcp равнялся 0,97, и находился в диапазоне [0,96; 1], что позволяло признать испытания кондиционными.The quality factor ν cp was equal to 0.97, and was in the range [0.96; 1], which made it possible to recognize the tests as conditional.

В Таблице приведены относительные величины максимальных (2-7 строки), минимальных (9-14 строки) и средних значений температур газа (15-20 строки) в j-ом поясе измерительного канала турели (столбцы a1, б1, а2, б2, а3, б3, а4, б4, а5, б5), координаты которых по высоте мерного канала указана в строке 1, номера замеров (приведено шесть замеров) и их среднее значение во всех поясах (последний столбец), а также номера замеров (21 строка), в котором определилась максимальная температура в j-ом поясе (8 строка).The Table shows the relative values of the maximum (2-7 lines), minimum (9-14 lines) and average values of gas temperatures (15-20 lines) in the j-th belt of the measuring channel of the turret (columns a1, b1, a2, b2, a3 , b3, a4, b4, a5, b5), the coordinates of which along the height of the measuring channel are indicated in line 1, the numbers of measurements (six measurements are given) and their average value in all belts (the last column), as well as the numbers of measurements (21 lines) , in which the maximum temperature in the j-th belt was determined (line 8).

В таблице приведены так же нормы технических условий на эпюрную радиальную (25 строка) и окружную (26 строка) неравномерности текущих координат по высоте мерного канала технических условий (24 строка) и измеренная радиальная (22 строка) и окружная (23 строка) неравномерности поля температуры, которые определялись:The table also shows the standards of technical conditions for the diagrammatic radial (line 25) and circumferential (line 26) irregularities of the current coordinates along the height of the measuring channel of the technical conditions (line 24) and the measured radial (line 22) and circumferential (line 23) irregularities of the temperature field , which were determined:

Радиальная эпюра поля температуры газа θjтуср Radial diagram of the gas temperature field θ jtusr

θjтуср=(Τ* г.jcp.интегр.-T* к)/(Т* г.ср.интегр.-Т* к); гдеθ jtusr = (Τ * g.jcp.integration -T * k ) / (T * g.av.integr.- T * k ); where

Т* г.jср.интегр. - средняя температура в j-ом поясе канала.T * g.jav.integr. is the average temperature in the j-th zone of the channel.

Радиальная эпюра поля температуры газа на выходе из камеры сгорания не должна превышать значений θjтycp норм в соответствие с техническими условиями на испытуемое изделие.The radial diagram of the gas temperature field at the outlet from the combustion chamber should not exceed the values of θ jtycp standards in accordance with the specifications for the tested product.

Окружная неравномерность поля температуры газа не должна превышать значений θjтy>, и определяется по формулеThe circumferential irregularity of the gas temperature field should not exceed the values θ jty >, and is determined by the formula

θj(Т* г.jmax.-T* к)/(Т* г.ср.интегр.-Т* к); гдеθ j (T * g. jmax. -T * k ) / (T * g. average integration -T * k ); where

Т* г.jmax. - максимальная температура в j-ом поясе канала.T * g. Jmax. is the maximum temperature in the j-th zone of the channel.

Программа отбраковки определила некондиционность замеров Тмах в поясе А4 (таблица стр. 3) и Тмин в поясе Б2 (таблица стр. 10) второго замера поворотной турели.The rejection program determined that the measurements of Tmax in the A4 belt (table p. 3) and Cmin in the B2 belt (table p. 10) of the second measurement of the rotary turret were not standard.

Окружная неравномерность поля температуры газа и радиальная эпюра поля температуры газа на выходе из камеры сгорания проводится по среднему значению двух измерений, причем разность между этими измерениями строго регламентирована. При отклонении νcp., θjтуср, θj необходимо проверить герметичность стыков и заглушек установки кондиционность замеров расхода топлива и воздуха, а также температур.The circumferential irregularity of the gas temperature field and the radial diagram of the gas temperature field at the exit from the combustion chamber is carried out according to the average value of two measurements, and the difference between these measurements is strictly regulated. With a deviation of ν cp. , θ jtusr , θ j it is necessary to check the tightness of the joints and plugs of the installation, the conditionality of measurements of fuel and air consumption, as well as temperatures.

При нарушении норм в соответствие с техническими условиями программный модуль автоматизированной настройки проведет автоматическую проверку сравнения максимальных температур.In case of violation of the norms in accordance with the technical conditions, the software module for automated adjustment will automatically check the comparison of the maximum temperatures.

Радиальная и окружная неравномерности поля температуры газа не должна превышать значений θjту, показаны на фиг.6.The radial and circumferential irregularities of the gas temperature field should not exceed the values of θ jtu , shown in Fig. 6.

По оси У координаты j-x поясов по высоте мерного канала, по оси X технические условия эпюрной радиальной (21) и окружной (22) неравномерности, а также замеренные эпюрная радиальная (23) и окружная (24) неравномерности.Along the Y-axis, the coordinates of the j-x belts along the height of the measured channel, along the X-axis, are the technical conditions of the diagrammatic radial (21) and circumferential (22) irregularities, as well as the measured diagrammatic radial (23) and circumferential (24) irregularities.

Данный способ обеспечения прочности турбины определил следующие корректирующие воздействия: автоматически скорректирован расход топлива для поддержания режима, отрегулировано положение дросселя, изменен режим работы нагнетателя энергоузла, определены и отбракованы некондиционные замеры температур.This method of ensuring the strength of the turbine determined the following corrective actions: the fuel consumption was automatically adjusted to maintain the regime, the throttle position was adjusted, the operating mode of the power unit supercharger was changed, substandard temperature measurements were identified and rejected.

Для оценки температурных полей и обеспечения регламентированной неравномерности поля температур на выходе из камеры сгорания с высокой точностью определены: качество проведения испытаний νcp, радиальный профиль поля осредненной температуры газа θjср и окружная неравномерность поля θj.To assess the temperature fields and ensure the regulated non-uniformity of the temperature field at the exit from the combustion chamber, the following are determined with high accuracy: the quality of the tests ν cp , the radial profile of the field of the averaged gas temperature θ jav, and the circumferential non-uniformity of the field θ j .

В результате использования данного способа испытаний удалось обеспечить прочность турбины при регламентированной неравномерности поля температуры газа на выходе из камеры сгорания газотурбинного двигателя и сократить время экспериментальной доводки камеры сгорания на ≈5%.As a result of using this test method, it was possible to ensure the strength of the turbine with a regulated irregularity of the gas temperature field at the exit from the combustion chamber of the gas turbine engine and to reduce the time of experimental fine-tuning of the combustion chamber by ≈5%.

Применение изобретения позволяет сократить затраты на создание и экспериментальную доводку камер сгораний, достигать требуемых усредненных характеристик камеры сгорания по полноте сгорания топлива и содержанию веществ в выхлопных газах, срывных и пусковых характеристик, допустимых потерь полного давления и температуры элементов камеры сгорания, обеспечивающих предельную максимальную неравномерность поля температуры газа, определенную из условия обеспечения предельно допустимой прочности турбины.The use of the invention allows to reduce the cost of creating and experimental fine-tuning of combustion chambers, to achieve the required averaged characteristics of the combustion chamber in terms of the completeness of fuel combustion and the content of substances in the exhaust gases, stall and starting characteristics, permissible losses of total pressure and temperature of the elements of the combustion chamber, providing the maximum maximum unevenness of the field gas temperature determined from the condition of ensuring the maximum permissible strength of the turbine.

Claims (1)

Способ обеспечения прочности турбины газотурбинного двигателя, включающий нормированное изменение поля температур перед и за камерой сгорания при изменении режима работы двигателя и длительной ресурсной наработке, отличающийся тем, что производят измерения расхода топлива энергоузла, камеры подогрева и камеры сгорания, расхода воздуха через нагнетатель энергоузла и в камеру сгорания, статического и полного давления за камерой сгорания, давления и температуры газа в мерных участках отборов внутреннего и наружного канала, оборотов компрессора низкого и высокого давления двигателя энергоузла и оборотов нагнетателя, температуры воздуха на входе в двигатель энергоузла и нагнетателя, температуры среды в камере сгорания, дополнительно с помощью поворотной турели производят измерение температуры газа на выходе из камеры сгорания, по измеренным значениям параметров определяют приведенную скорость воздуха на входе в камеру сгорания и температуру воздуха на входе в диффузор, при этом в режиме реального времени определяют среднемассовую температуру газа с использованием сеточных методов иллюстрирования результатов краевых многоточечных задач, при исключении, путем регулирования, значений температуры газа, несоответствующих базовым, из совокупности расчета температуры газа по измеренным значениям расхода воздуха и топлива, установленных в сечении измерения, а изменение средней радиальной регламентированной неравномерности распределения поля температуры газа из условия обеспечения прочности турбины, производят путем поддержания заданных давлений, температур и приведенной скорости воздуха на входе в камеру сгорания и учета относительных расходов воздуха, отбираемого на охлаждение турбины.A method for ensuring the strength of a turbine of a gas turbine engine, including a normalized change in the temperature field in front of and behind the combustion chamber when changing the engine operating mode and long service life, characterized in that they measure the fuel consumption of the power unit, the heating chamber and the combustion chamber, the air flow through the blower of the power unit and in combustion chamber, static and total pressure behind the combustion chamber, gas pressure and temperature in the measuring sections of the internal and external channels, the speed of the low and high pressure compressor of the power unit engine and the speed of the supercharger, the temperature of the air at the inlet to the engine of the power unit and the blower, the temperature of the medium in the chamber combustion, additionally, using a rotary turret, the gas temperature at the exit from the combustion chamber is measured, the measured values of the parameters are used to determine the reduced air velocity at the entrance to the combustion chamber and the air temperature at the entrance to the diffuser, while in the rea time, the average mass temperature of the gas is determined using grid methods for illustrating the results of boundary multipoint problems, with the exclusion, by regulation, of gas temperature values that do not correspond to the base ones from the set of gas temperature calculations based on the measured values of air and fuel flow rates set in the measurement section, and the radial regulated irregularity of the gas temperature field distribution from the condition of ensuring the turbine strength is produced by maintaining the specified pressures, temperatures and reduced air velocity at the inlet to the combustion chamber and taking into account the relative flow rates of the air taken to cool the turbine.
RU2020126597A 2020-08-10 2020-08-10 Method for providing strength of turbine of gas turbine engine RU2755450C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020126597A RU2755450C1 (en) 2020-08-10 2020-08-10 Method for providing strength of turbine of gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020126597A RU2755450C1 (en) 2020-08-10 2020-08-10 Method for providing strength of turbine of gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2755450C1 true RU2755450C1 (en) 2021-09-16

Family

ID=77745724

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020126597A RU2755450C1 (en) 2020-08-10 2020-08-10 Method for providing strength of turbine of gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2755450C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1823608A1 (en) * 1990-06-11 1996-05-10 Самарский моторный завод Plant testing combustion chambers
RU2383001C1 (en) * 2008-07-15 2010-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of debugging of gas turbine engine with afterburner
CN103267644A (en) * 2012-06-28 2013-08-28 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 Engine performance simulation method
RU2627617C2 (en) * 2013-02-05 2017-08-09 Сименс Акциенгезелльшафт Automatic testing system for gas turbine
CN208333872U (en) * 2018-06-07 2019-01-04 湖南云顶智能科技有限公司 Modular trial device for swirl flow combustion thermal acoustic oscillation characteristic research

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1823608A1 (en) * 1990-06-11 1996-05-10 Самарский моторный завод Plant testing combustion chambers
RU2383001C1 (en) * 2008-07-15 2010-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Method of debugging of gas turbine engine with afterburner
CN103267644A (en) * 2012-06-28 2013-08-28 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 Engine performance simulation method
RU2627617C2 (en) * 2013-02-05 2017-08-09 Сименс Акциенгезелльшафт Automatic testing system for gas turbine
CN208333872U (en) * 2018-06-07 2019-01-04 湖南云顶智能科技有限公司 Modular trial device for swirl flow combustion thermal acoustic oscillation characteristic research

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6226981B1 (en) Air to fuel ratio control for gas engine and method of operation
Kirollos et al. ECAT: an engine component aerothermal facility at the University of Oxford
Hountalas et al. Development and application of a fully automatic troubleshooting method for large marine diesel engines
RU2755450C1 (en) Method for providing strength of turbine of gas turbine engine
JP5939663B2 (en) Combustion evaluation method and apparatus for implementing the method
Povey et al. A hot-streak (combustor) simulator suited to aerodynamic performance measurements
RU168392U1 (en) Test bench for turbochargers of internal combustion engines
RU202537U1 (en) Air Fuel Injector Test Device
CN112816219A (en) Direct-connected test bench air supply governing system
CN116380474A (en) Energy balance method-based marine gas turbine power turbine inlet average temperature prediction method
Hountalas et al. A diagnostic method for heavy-duty diesel engines used in stationary applications
RU138586U1 (en) STAND FOR TESTING TURBOCHARGERS OF INTERNAL COMBUSTION ENGINES
Esper et al. Commissioning of a test stand for turbocharger investigations at constant turbine inlet temperatures
JP2005180399A (en) Combustion control method and its equipment for gas engine
Ishikawa et al. An experimental determination of the quenching distance of methanol and iso-octanemethanol blends
CN113074949A (en) System and method for detecting parameters of miniature aviation turbojet engine
Sher The effect of atmospheric conditions on the performance of an air-borne two-stroke spark-ignition engine
TeVelde et al. Autoignition characteristics of no. 2 diesel fuel
CN218822800U (en) High-temperature gas standard source radiation system
RU2816336C1 (en) Test bench for engine oils for two-stroke internal combustion engines
RU2808939C1 (en) Method for gas-dynamic testing of diffuser
Byun Laminar burning velocities and laminar flame speeds of multi-component fuel blends at elevated temperatures and pressures
Biaglow et al. Performance and pollution measurements of two-row swirl-can combustor having 72 modules
SU294099A1 (en) TESTS OF SUPER-SOUND AIR-REACTIVE ENGINES
Schmick Effect of Atmospheric Pressure and Temperature on a Small Spark Ignition Internal Combustion Engine's Performance