Способ определения коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя



 


Владельцы патента RU 2586792:

Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО "НПЦ газотурбостроения "Салют") (RU)

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях. Способ позволяет повысить достоверность определения величины коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя. При этом для определения значений параметров коэффициента расхода Аг газа проводят испытания газогенератора двухконтурного двигателя и замеряют давление воздуха за компрессором Р к , температуру воздуха перед и за компрессором Т в х и Т к , расход воздуха в компрессоре Gв, расход топлива Gт, расход воздуха, участвующего в горении Gвгор, по замеренным в результате испытаний параметрам определяют значения расхода газа Gг, давления газа Р г , температуры газа перед турбиной Т г и полученные величины включают в формулу для определения коэффициента расхода газа Аг.

 

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях.

Известно, что при проектировании двигателя для определения коэффициента расхода Aг газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя используют математическую формулу A г = ( G г T г * ) / P * г ,

где

Gг - расход газа, кг/сек;

T*г - температура газа перед турбиной, К;

P*г - давление газа, кг/см2,

в которую входят расчетные газодинамические параметры и учитывается геометрия проточной части соплового аппарата конкретного типа двигателя (см. Предтеченский Г.И. Расчет характеристики газовых турбин. Ленинградская краснознаменная военно-воздушная инженерная академия. Ленинград, 1953, с. 165-167).

Недостаток данного способа - недостаточно высокая достоверность полученного результата, что может привести, как следствие, к искажению фактического уровня гидравлической площади соплового аппарата турбины высокого давления.

Технический результат заявленного способа - повышение достоверности величины коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя

Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем определение значений параметров, входящих в формулу:

A г = ( G г T г * ) / P * г ,

где

Aг - коэффициент расхода газа через сопловой аппарат турбины;

Gг - расход газа, кг/сек;

T*г - температура газа перед турбиной, К;

P*г - давление газа, кг/см2,

причем для определения температуры газа перед турбиной T*г используют формулу:

q=(CрT*г-CрT*к)/Нuηг-iT*вхрT*к (см. Теория воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1975, стр. 215).

где

q=Gв гор/Gт - отношение величины расхода воздуха, участвующего в горении, к величине расхода топлива

Ср - теплоемкость ккал/кг, К;

Ни - теплотворная способность топлива, ккал/кг;

i - энтальпия, ккал/кг;

ηг - коэффициент полноты сгорания (см. Теория воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1975, стр. 109).

q=Gв гор/Gт,

где

Gв гор - расход воздуха, участвующего в горении, кг/сек;

Gт - расход топлива, кг/час,

для определения расхода газа Gг используют формулу:

Gг=Gв гор+Gт/3600,

где

Gт - расход топлива, кг/час;

Gв гор - расход воздуха, участвующего в горении, кг/сек;

1/3600 - перевод размерности величины Gт в кг/час в величину Gв гор в кг/сек.

Gв гор=Gв-Gотб,

где

Gв - расход воздуха на входе в компрессор, кг/сек,

Gотб - расчетная величина отбора воздуха на охлаждение, кг/сек.

Для определения давления газа P*г используют формулу:

P*г=P*кσ,

где

P*к - давление воздуха за компрессором, кг/см2

σ - расчетные потери давления в камере сгорания,

при этом для определения значений параметров формулы коэффициента расхода Aг газа проводят испытания газогенератора двухконтурного двигателя и замеряют давление воздуха за компрессором P*к, температуру воздуха перед и за компрессором T*вх и T*к, расход воздуха в компрессоре Gв, расход топлива Gт, расход воздуха, участвующего в горении Gв гор, по замеренным в результате испытаний параметрам определяют значения расхода газа Gг, давления газа P*г, температуры газа перед турбиной T*г и полученные величины включают в формулу для определения коэффициента расхода газа Aг.

Способ реализуется следующим образом.

Проводят испытания отдельного узла двухконтурного газотурбинного авиационного двигателя - газогенератора, содержащего компрессор, камеру сгорания, турбину, в том числе и для определения расхода воздуха через компрессор, поскольку при испытании двухконтурного газотурбинного двигателя расход воздуха Gв через компрессор не может быть определен достаточно точно.

При испытании используют известные испытательные установки, известные средства для измерений (манометры, термопары и т.д.) (см. Г.М. Горбунов, Э.Л. Солохин. Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1967, стр. 25-29, 172-175).

Во время испытания замеряют давление воздуха за компрессором P*к, температуру воздуха перед и за компрессором T*вх и T*к, расход воздуха Gв на входе в компрессор и расход топлива Gт.

Далее, используя известные (указанные выше) формулы и результаты измерений при испытании, рассчитывают значения расхода воздуха, участвующего в горении Gв гор, температуры газа перед турбиной T*г, давления газа P*г и расхода газа Gг и по полученным значениям определяют Aг - коэффициент расхода газа через сопловой аппарат турбины по формуле Aг=(Gг√T*г)/P*г.

Данный способ позволяет определить величину коэффициента расхода газа Aг в реальных условиях давлений, температур и утечек воздуха для эксплуатационных условий двигателя.

Способ определения коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий определение значений параметров, входящих в формулу:
A г = ( G г T * г ) / P * г ,
где:
Aг - коэффициент расхода газа через сопловой аппарат турбины;
Gг - расход газа;
T*г - температура газа перед турбиной;
P*г - давление газа,
причем для определения температуры газа перед турбиной T*г используют формулу:
q=(CрT*г-CрT*к)/Нuηг-iT*вх+СрT*к,
где:
Ср - теплоемкость;
Ни - теплотворная способность топлива;
i - энтальпия;
q=Gв гор/Gт
где:
Gв гор - расход воздуха, участвующего в горении;
Gт - расход топлива,
для определения расхода газа Gг используют формулу:
Gг=Gв гор+Gт/3600,
где:
Gт - расход топлива;
Gв гор - расход воздуха, участвующего в горении;
Gв гор=Gв-Gотб,
где:
Gв - расход воздуха на входе в компрессор;
Gотб - расчетная величина отбора воздуха на охлаждение;
и для определения давления газа P*г используют формулу:
P*г=P*кσ,
где:
P*к - давление воздуха за компрессором;
σ - расчетные потери давления в камере сгорания,
при этом для определения значений параметров формулы коэффициента расхода Aг газа проводят испытания газогенератора двухконтурного двигателя и замеряют давление воздуха за компрессором P*к, температуру воздуха перед и за компрессором T*вх и T*к, расход воздуха в компрессоре Gв, расход топлива Gт, расход воздуха, участвующего в горении Gв гор, по замеренным в результате испытаний параметрам определяют значения расхода газа Gг, давления газа P*г, температуры газа перед турбиной T*г и полученные величины включают в формулу для определения коэффициента расхода газа Aг.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния систем управления авиационными газотурбинными двигателями. Способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя включает сравнение фактического значения параметра технического состояния элементов конструкции двигателя во время эксплуатации с его предельно допустимым значением и последующее определение остаточного ресурса элементов конструкции двигателя по результатам этого сравнения.

Изобретение относится к области испытаний двигателей внутреннего сгорания (ДВС) и может быть использовано для диагностирования поршневых уплотнений ДВС при их эксплуатации.

Способ относится к области испытаний двигателей внутреннего сгорания. В заявленном способе для синхронизации используют свойство диаграммы давления, изменяющееся с изменением ее угловой позиции и обладающее в синхронизированной позиции характерным признаком.

Способ измерения рабочего моторесурса относится к области технической диагностики, в частности к измерительной технике. Способ заключается в измерении измерительным устройством действующих механических сил в рабочем объеме цилиндра (РОЦ), обусловленных перемещением воздуха при прокручивании коленчатого вала ДВС, в качестве измерительного устройства выбирают датчик шумов, преобразующий шум, возникающий при взаимодействии деталей во время прокручивания коленчатого вала, в электрическую энергию (Wpoц), измеряемую ваттметром, которая соответствует величине степени износа деталей механизмов на момент измерения рабочего моторесурса (Рм), размещают ДТП герметично в любое отверстие прямого доступа в полость РОЦ четырехтактного или двухтактного ДВС и, в пусковом режиме, в течение 1-2 секунд осуществляют измерение Рм в каждом РОЦ ДВС, результат измерения выражают математической формой алгебраической суммы Wpoц, для двухтактных ДВС в качестве измерительного устройства выбирают датчик шумов вибрации, преобразующий энергию вибрации Wв в точке поверхности головки цилиндра в электрическую энергию, результат измерения выражают математической формой алгебраической суммы Wв.

Изобретение относится к способам контроля выбросов отработавших газов при эксплуатации двигателя. Представлен способ обнаружения всасывания углеводородов в двигатель на основании одновременного отслеживания неустойчивости в работе цилиндров и повышенного тепловыделения отработавших газов.

Изобретение относится к области испытаний машин и двигателей, в частности к стендам для испытаний тепловых двигателей. Стенд для испытания тепловых двигателей содержит контур питания испытуемого двигателя штатным топливом, блок контроля параметров работы двигателя, контур подготовки исследуемого топлива, ультразвуковой проточный реактор и контур охлаждения излучателя ультразвукового проточного реактора.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Способ эксплуатации двигателя заключается в том, что выполняют индикацию о снижении эффективности работы системы вентиляции картера на основании характеристик провала давления в вентиляционной трубке картера в переходных условиях во время запуска двигателя.

Изобретение относится к области диагностики, а именно к способам оценки технического состояния однотипных механизмов машин, и может быть использовано, например, для оценки технического состояния узлов ходовой части транспортного средства.

Способ включает в себя оценку параметров мониторинга на основании данных работы контура обратной связи; получение индикаторов на основании параметров мониторинга; определение по меньшей мере одной сигнатуры на основании значений по меньшей мере части индикаторов; и обнаружение и локализацию деградации, влияющей на контур обратной связи, в зависимости от упомянутой по меньшей мере одной определенной сигнатуры.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для безразборной диагностики двигателей внутреннего сгорания. В предлагаемом изобретении измерения выполняются тензометрами сопротивления, установленными непосредственно на стержне шатуна и работающими при одинаковых условиях, что исключает влияние на точность измерений самой установки датчиков, режима нагружения и температурного состояния; пересчет напряжений на стержне шатуна от давления газов в цилиндре как функции от угла поворота коленчатого вала выполняется на основе известного динамического расчета действующих сил в кривошипно-шатунном механизме; влияние температуры устраняется датчиком температурной компенсации, установленным на разгруженной пластине из материала шатуна на месте измерений напряжений; исключается неидентичность условий работы датчиков, установленных в прототипе на шпильках, крепящих крышки цилиндров, так как все шатуны находятся в одинаковых условиях; тензометрические датчики на шатуне работают в пределах закона Гука, что исключает нелинейность измерений во всем диапазоне режимов нагружения.

Изобретение относится к способам регулирования режимами работы двигателя при его эксплуатации на летательном аппарате по приборной скорости полета в зависимости от предельной осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя.

Объектом настоящего изобретения является силовая установка, содержащая две моторные группы и коробку механической передачи мощности. Каждая моторная группа механически вращает коробку механической передачи мощности для приведения во вращение главного выходного вала и, следовательно, главного несущего винта упомянутого летательного аппарата по частоте вращения NR.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором, и горячие газы первой камеры сгорания впускают в промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания.

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к системам получения электрической энергии для электроснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления электростанцией с комбинированным циклом осуществляется станцией, которая содержит, по меньшей мере, газовую турбину и, по меньшей мере, паросиловую систему генерации, при этом станция приводит в действие, по меньшей мере, один электрический генератор, соединяемый с электрической сетью, при этом газовая турбина содержит компрессор, а паросиловая система генерации содержит паровую турбину, котел-утилизатор и обводной трубопровод.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы энергоустановки с одновальной газовой турбиной, работающей с постоянной скоростью вращения, которая ниже скорости, с которой газовая турбина вращается, когда первый генератор синхронизирован с электрической сетью.

Настоящее изобретение относится к газотурбинной системе генерирования энергии, содержащей генератор с водородным охлаждением, имеющий водород в качестве теплоносителя, хранилище водорода энергоблока, вспомогательное оборудование генератора и систему аварийной подачи энергии, которая содержит топливный элемент, в качестве топлива использующий водород.

Способ предназначен для контроля уровня масла, содержащегося в баке двигателя летательного аппарата, и согласно изобретению содержит этапы, на которых: - для, по меньшей мере, двух заранее определенных фаз работы двигателя, в течение, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата: получают множество измерений уровня масла в баке, причем каждое измерение связано с температурой масла и с оборотами двигателя; и выбирают измерения, представляющие изменения уровня масла и связанные с температурами масла, которые близки к опорной температуре, и с оборотами двигателя, которые близки к опорным оборотам; - объединяют (F40) измерения, выбранные по фазам работы в течение упомянутого, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата; и - сравнивают (F60) объединенные измерения с опорными данными для идентификации (F70) аномального расхода масла двигателя.

Изобретение относится к энергетике. Способ для защиты газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, камеру сгорания и турбину, от высокодинамических параметров, в частности, при пульсациях пламени в камере сгорания, при котором измеряют пульсации камеры сгорания, делят спектр частот измеренного сигнала пульсаций на заданные отрезки полосы пропускания, рассчитывают среднеквадратичное значение сигнала для каждой полосы, определяют взвешенные расчетные среднеквадратичные значения частоты или частотного диапазона, используя заданные весовые коэффициенты, накапливают взвешенные среднеквадратичные значения частоты или частотного диапазона для получения значения критерия предела пульсации, и сравнивают это значение с одним реперным значением, и обеспечивают работу газотурбинного двигателя в соответствии с результатом упомянутого сравнения.

Газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов и позволяет обеспечить возможность настройки ограничителя с учетом полетных условий. Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя включает его настройку на ограничение максимальной температуры газа перед турбиной по характеристике получаемой при измерении температуры газа за турбиной при испытании двигателя в наземных условиях, где - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях; - расчетная температура газа перед турбиной, при этом дополнительно измеряют температуру газа за турбиной при испытании, имитирующем полетные условия, сравнивают характеристики и где - расчетная температура газа перед турбиной; - температура газа за турбиной, измеренная при испытании в наземных условиях; - температура газа за турбиной, измеренная при испытании, имитирующем полетные условия, и в случае несовпадения данных характеристик осуществляют корректировку настройки ограничителя с учетом разницы температур и . 1 ил.
Наверх