RU2755450C1 - Способ обеспечения прочности турбины газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ обеспечения прочности турбины газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- 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
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
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам испытаний при их создании, экспериментальной доводке характеристик опытного и промышленного экземпляров и эксплуатации. Предложен способ, включающий нормированное изменение поля температур перед и за камерой сгорания при изменении режима работы двигателя и длительной ресурсной наработке. 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. 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. Изобретение 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. 6 ил., 1 табл.
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.
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.
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.
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.
/Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина, М. Машиностроение 1989, с. 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.
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.
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.
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.
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.
Способ поясняется схемой установки для испытаний и графиками дискретных зависимостей T(R), полученных с использованием метода двупараболической параметрической интерполяции функций R(S), T(S).
Фиг. 1 - схема установки для испытаний камер сгорания;
Фиг. 2 - зависимость относительной температуры от радиуса;
Фиг. 3 - зависимость относительной температуры от показателя функциональной энтропии;
Фиг. 4 - зависимость радиуса от показателя функциональной энтропии;
Фиг. 5 - общая область определения [Si, Si+1] зависимости температуры газа от показателя функциональной энтропии;
Фиг. 6 - матрица точек измерения радиальной и окружной неравномерности температурного поля и сравнения определенных в них значений относительной температуры со значениями, предусмотренными техническими условиями.
Способ реализован на установке для испытаний камер сгорания.
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.
Пример осуществления способа.
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.
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.
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.
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.
Si=Si-1+√(Ri-Ri-1)2+(Ti-Ti-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).
Среднемассовая температура газа определяется:
Т* г.ср.интегр.=2/(Rmax 2-Rmin 2)*Rmin∫RmaxT(R)RdR=1,04 (в относительных единицах).
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.
νср.=(Т* г.ср.интегр.-Т* к)/(Т* г.расч-Т* к) где
Т* г.ср.интегр. - среднемассовая температура газа, определенная по результатам измерения поля температуры с помощью поворотной турели определенная методом интегрирования радиальной эпюры;
Т* г.расч. - расчетная температура газа по измерениям параметров расхода топлива и воздуха;
Т* к- температура на входе в диффузор перед входом в камеру сгорания.
Коэффициент качества νcp равнялся 0,97, и находился в диапазоне [0,96; 1], что позволяло признать испытания кондиционными.
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).
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:
Радиальная эпюра поля температуры газа θjтуср
θjтуср=(Τ* г.jcp.интегр.-T* к)/(Т* г.ср.интегр.-Т* к); где
Т* г.jср.интегр. - средняя температура в j-ом поясе канала.
Радиальная эпюра поля температуры газа на выходе из камеры сгорания не должна превышать значений θjтycp норм в соответствие с техническими условиями на испытуемое изделие.
Окружная неравномерность поля температуры газа не должна превышать значений θjтy>, и определяется по формуле
θj(Т* г.jmax.-T* к)/(Т* г.ср.интегр.-Т* к); где
Т* г.jmax. - максимальная температура в j-ом поясе канала.
Программа отбраковки определила некондиционность замеров Тмах в поясе А4 (таблица стр. 3) и Тмин в поясе Б2 (таблица стр. 10) второго замера поворотной турели.
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.
При нарушении норм в соответствие с техническими условиями программный модуль автоматизированной настройки проведет автоматическую проверку сравнения максимальных температур.
Радиальная и окружная неравномерности поля температуры газа не должна превышать значений θjту, показаны на фиг.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.
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.
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.
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%.
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.
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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020126597A RU2755450C1 (ru) | 2020-08-10 | 2020-08-10 | Способ обеспечения прочности турбины газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020126597A RU2755450C1 (ru) | 2020-08-10 | 2020-08-10 | Способ обеспечения прочности турбины газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2755450C1 true RU2755450C1 (ru) | 2021-09-16 |
Family
ID=77745724
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020126597A RU2755450C1 (ru) | 2020-08-10 | 2020-08-10 | Способ обеспечения прочности турбины газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2755450C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1823608A1 (ru) * | 1990-06-11 | 1996-05-10 | Самарский моторный завод | Установка для испытания камер сгорания |
RU2383001C1 (ru) * | 2008-07-15 | 2010-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой |
CN103267644A (zh) * | 2012-06-28 | 2013-08-28 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 发动机性能仿真方法 |
RU2627617C2 (ru) * | 2013-02-05 | 2017-08-09 | Сименс Акциенгезелльшафт | Система автоматического тестирования для газовой турбины |
CN208333872U (zh) * | 2018-06-07 | 2019-01-04 | 湖南云顶智能科技有限公司 | 用于旋流燃烧热声振荡特性研究的模块化试验装置 |
-
2020
- 2020-08-10 RU RU2020126597A patent/RU2755450C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1823608A1 (ru) * | 1990-06-11 | 1996-05-10 | Самарский моторный завод | Установка для испытания камер сгорания |
RU2383001C1 (ru) * | 2008-07-15 | 2010-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой |
CN103267644A (zh) * | 2012-06-28 | 2013-08-28 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 发动机性能仿真方法 |
RU2627617C2 (ru) * | 2013-02-05 | 2017-08-09 | Сименс Акциенгезелльшафт | Система автоматического тестирования для газовой турбины |
CN208333872U (zh) * | 2018-06-07 | 2019-01-04 | 湖南云顶智能科技有限公司 | 用于旋流燃烧热声振荡特性研究的模块化试验装置 |
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 | |
RU2755450C1 (ru) | Способ обеспечения прочности турбины газотурбинного двигателя | |
CN217384710U (zh) | 压气机试验器的进气*** | |
JP5939663B2 (ja) | 燃焼評価方法とその方法を実施する装置 | |
Povey et al. | A hot-streak (combustor) simulator suited to aerodynamic performance measurements | |
RU168392U1 (ru) | Стенд для испытания турбокомпрессоров двигателей внутреннего сгорания | |
RU202537U1 (ru) | Устройство испытания топливовоздушной форсунки | |
KR101043295B1 (ko) | 터보차저의 다양한 성능시험 및 내구성시험용 연소장치 및 이를 포함한 연소제어시스템 | |
CN112816219A (zh) | 一种直连式试验台空气供应调节*** | |
Hountalas et al. | A diagnostic method for heavy-duty diesel engines used in stationary applications | |
RU138586U1 (ru) | Стенд для испытания турбокомпрессоров двигателей внутреннего сгорания | |
Esper et al. | Commissioning of a test stand for turbocharger investigations at constant turbine inlet temperatures | |
JP2005180399A (ja) | ガスエンジンにおける燃焼制御方法及びその装置 | |
Ishikawa et al. | An experimental determination of the quenching distance of methanol and iso-octanemethanol blends | |
CN113074949A (zh) | 微型航空涡喷发动机参数检测***及方法 | |
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 (zh) | 一种高温气体标准源辐射*** | |
RU2808939C1 (ru) | Способ газодинамического исследования диффузора | |
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 (ru) | Испытания сверхзвуковых воздушно-реактивных двигателей | |
Schmick | Effect of Atmospheric Pressure and Temperature on a Small Spark Ignition Internal Combustion Engine's Performance | |
Lamaris et al. | Possibility to determine diesel engine condition and tuning from the application of a diagnostic technique at a single operating point |