Способ обеспечения прочности турбины газотурбинного двигателя Российский патент 2021 года по МПК G01M15/02 G01M15/14 

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 [S_i, S_i+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 Р_к=4,99 кгс/см², и с помощью камеры подогрева температуру воздуха на входе Т_к=560,4°С. Определяли расход воздуха и топлива, вычисляли коэффициент избытка воздуха α_к=2,115.

Для достижения заданного режима при α_к=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 λ_к=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 R_min и R_max. (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.

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 (R_i-1,T_i-1), (R_i,T_i), (R_i+1,T_i+1), (R_i+2,T_i+2), строятся полиномы, определяющие R=f(S), T=f(S) для областей определения [S_i-1,S_i+1] (18) и [S_i,S_i+2] (19), которые имеют единую область определения [S_i,S_i+1], где коэффициенты при равных степенях меняются линейно (20).

Среднемассовая температура газа определяется:

Т^*_{г.ср.интегр.}=2/(R_max²-R_min²)*_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 ν_cp., радиальный профиль поля осредненной температуры газа θ_jср и окружную неравномерность поля θ_j.

ν_ср.=(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 ν_cp 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 θ_jтуср

θ_jтуср=(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 θ_jтycp норм в соответствие с техническими условиями на испытуемое изделие.

Окружная неравномерность поля температуры газа не должна превышать значений θ_jтy>, и определяется по формуле

θ_j(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 ν_cp., θ_jтуср, θ_j 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 θ_jту, 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 ν_cp, радиальный профиль поля осредненной температуры газа θ_jср и окружная неравномерность поля 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%.

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.

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.

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.