CN108982111B - 基于音速喷嘴的发动机涡轮叶片冷却空气流量计及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了基于音速喷嘴的发动机涡轮叶片冷却空气流量计，包括依次设置的冷却空气入口、流量控制阀、入口整流器、音速喷嘴、出口整流器、夹具和涡轮叶片入口压力计，所述入口整流器上设有音速喷嘴入口压力计，夹具上设有冷却空气出口，流量控制阀用于控制进入流量计的空气质量流量与压力，入口整流器用于减少气流的湍流度以提高喷嘴入口压力的精确度；出口整流器用于使音速喷嘴下游气流受控且稳定地膨胀；夹具用于将流量计整体固定在航空发动机上，将测量气体引入涡轮叶片的进气口；音速喷嘴用以测量空气质量流量，其喉部横截面积小于位于被测试涡轮叶片表面的冷却孔面积之和。

Description

基于音速喷嘴的发动机涡轮叶片冷却空气流量计及方法
技术领域
本发明涉及航空发动机涡轮叶片冷却空气流量测试领域，具体涉及基于音速喷嘴的航空发动机涡轮叶片冷却空气流量计及方法。
背景技术
为提高航空发动机的工作效率，航空发动机向高增压比、高燃烧温度的方向发展，目前涡轮前温度可以达到1500K以上，涡轮的工作环境十分恶劣。为降低涡轮叶片的工作温度，须从压气机引出高压气体对其进行有效的冷却，而过量的引出气又会降低压气机的工作效率。因此，测量涡轮叶片的冷却气体流量对于保证航空发动机的工作可靠性与效率是十分必要的。
目前常用的气体流量标准测试装置包括玻璃管流量计、孔板式流量计与音速喷嘴流量计。玻璃管流量计能够测量的空气流量较小；孔板式流量计压力与流量的关系较复杂，量化难度较高；音速喷嘴流量计又称临界流文丘里喷嘴流量计，具有较高的稳定性、耐用性与较低的计算难度。
发明内容
本发明的目的是为了克服现有技术中的不足，提供一种基于音速喷嘴的发动机涡轮叶片冷却空气流量计及方法。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
基于音速喷嘴的发动机涡轮叶片冷却空气流量计，包括依次设置的冷却空气入口、流量控制阀、入口整流器、音速喷嘴、出口整流器、夹具和涡轮叶片入口压力计，所述入口整流器上设有音速喷嘴入口压力计，夹具上设有冷却空气出口，所述流量控制阀用于控制进入流量计的空气质量流量与压力，所述入口整流器用于减少气流的湍流度以提高喷嘴入口压力的精确度；所述出口整流器用于使音速喷嘴下游气流受控且稳定地膨胀；夹具用于将流量计整体固定在航空发动机上，将测量气体引入涡轮叶片的进气口；所述音速喷嘴用以测量空气质量流量，其喉部横截面积小于位于被测试涡轮叶片表面的冷却孔面积之和。
根据权利要求1所述基于音速喷嘴的发动机涡轮叶片冷却空气流量计，其特征在于，所述入口整流器由带有导向叶或者导气屏的金属管构成。
根据权利要求1所述基于音速喷嘴的发动机涡轮叶片冷却空气流量计，其特征在于，所述出口整流器由不带有导向叶或者导气屏的金属管构成。
基于音速喷嘴的发动机涡轮叶片冷却空气流量测试方法，包括以下步骤：
(1)音速喷嘴选型：不同的发动机部件需选择不同K因子的音速喷嘴，首先由压比方法或者流出系数方法计算出理论K因子；
压比方法：
Figure BDA0001775640800000021
流出系数方法：
Figure BDA0001775640800000022
式中，KT指若需要两个及以上喷嘴时喷嘴平行装配、同入口压力下K之和；FP为流出系数，可用式(3)或者式(4)估算；Pa为大气压力kPa；P1为音速喷嘴入口压力kPa，可用五倍Pa估算；P3为发动机部件入口压力kPa；PR为压比，可用P3/Pa替代；
Figure BDA0001775640800000023
Figure BDA0001775640800000024
式中，W为冷却空气流量kg/s，T3为涡轮叶片入口温度K；获得理论K因子后查表选择合适的一个或者多个音速喷嘴；
(2)流量计校准，获得实际K因子：
a.对流量计进行五点测试台校准；
b.给定喷嘴入口压力P1为5171kPa，测量此时空气流量，计算得到K因子；
c.由式(5)计算初始P1
Figure BDA0001775640800000025
(3)准备测试台；
(4)检查流量控制阀、夹具的气密性；
(5)流量计测试：给音速喷嘴入口一指定压力，检查发动机部件入口压力是否在限制区间内；
(6)在实际工况下测量音速喷嘴入口压力P1，计算冷却空气流量。
与现有技术相比，本发明的技术方案所带来的有益效果是：
1.本发明工作原理简单，所测量气体质量流量与喷嘴入口压力呈线性关系，标定后测量准确度高，测量范围广；
2.音速喷嘴到涡轮叶片入口的距离短，压力损失可以忽略，可以认为喷嘴出口到涡轮叶片冷却空气入口的压力相等。
附图说明
图1为本发明冷却空气流量计示意简图。
图2-1为某航空发动机高压涡轮第一级叶片表面冷却孔示意图。
图2-2为图2-1所示叶片榫部流道剖视图A-A。
图2-3为图2-1所示叶片表面冷却孔分布剖视图B-B。
图3为某航空发动机高压涡轮第一级叶片冷却气流测试台示意图。
附图标记：1-冷却空气入口，2-流量控制阀，3-音速喷嘴入口压力计，4-入口整流器，5-音速喷嘴，6-出口整流器，7-夹具，8-冷却空气出口，9-涡轮叶片入口压力计
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步的描述。
如图1所示，基于音速喷嘴的发动机涡轮叶片冷却空气流量计，包括依次设置的冷却空气入口1、流量控制阀2、入口整流器4、音速喷嘴5、出口整流器6、夹具7和涡轮叶片入口压力计9，入口整流器4上设有音速喷嘴入口压力计3，夹具7上设有冷却空气出口8，流量控制阀2的开度可以控制进入流量计系统的空气质量流量与压力；入口整流器4可以减少气流的湍流度以提高喷嘴入口压力的精确度，具体结构一般为带有导向叶或者导气屏的金属管；出口整流器6可以使音速喷嘴下游气流受控的、稳定地膨胀，具体结构为不带导向叶或者导气屏的简单金属管；夹具7可以将发动机涡轮叶片冷却空气流量计整体固定在航空发动机上，将测量气体引入涡轮叶片的进气口；亦可对涡轮叶片上游进行增压；不同的涡轮叶片应当使用不同的夹具；音速喷嘴5用以测量通过系统的空气质量流量，其喉部横截面积小于所有涡轮叶片冷却孔面积之和。该涡轮叶片冷却孔以一定规律成排分布于被测试涡轮叶片及叶根平台表面，冷却空气由叶片榫部的入口进入叶片，经过叶片内部相应的流道，由该孔流出，具体可见图2-1至图2-3某航空发动机高压涡轮第一级叶片表面冷却孔示意图。
当流量控制阀的开度增大，进入测量系统的空气质量流量增大；当入口总压(音速喷嘴入口压力计3读数)达到出口总压(涡轮叶片入口压力计9读数)的1.89倍时，音速喷嘴喉部空气流速达到1马赫数，即当地声速，喷嘴堵塞。此时入口压力可达到700kPa以上，喷嘴的入口压力与质量流量呈线性相关，其系数定义为K因子，不同的音速喷嘴具有不同的K因子。
该发动机涡轮叶片冷却空气流量测试方法，包括以下步骤：
1.音速喷嘴5选型：不同的发动机部件需选择不同K因子的音速喷嘴。首先由PR(pressure ratio、压比)方法或者FP(flow parameter，流出系数)方法计算出理论K因子。
PR方法：
Figure BDA0001775640800000041
FP方法：
Figure BDA0001775640800000042
式中，KT指若需要两个及以上喷嘴时喷嘴平行装配、同入口压力下K之和；FP为流出系数，可用式3或者式4估算；Pa为大气压力kPa；P1为音速喷嘴入口压力kPa，可用五倍Pa估算；P3为发动机部件入口压力kPa；PR为压比，可用P3/Pa替代。
Figure BDA0001775640800000043
Figure BDA0001775640800000044
式中，W为冷却空气流量kg/s，T3为涡轮叶片入口温度K。获得理论K因子后查表选择合适的一个或者多个音速喷嘴。
2.流量计校准，获得实际K因子：
(1)对流量计进行五点测试台校准；
(2)给定喷嘴入口压力P1为5171kPa，测量此时空气流量，计算得到K因子；
(3)由式计算初始P1
Figure BDA0001775640800000045
3.准备测试台，如图3。
4.检查流量控制阀2、夹具7的气密性。
5.流量计测试：给音速喷嘴入口一指定压力(由音速喷嘴入口压力计3读数测得)，检查发动机部件入口压力(由涡轮叶片入口压力计9测得)是否在限制区间内。
6.在实际工况下测量音速喷嘴入口压力P1，计算冷却空气流量。
本发明并不限于上文描述的实施方式。以上对具体实施方式的描述旨在描述和说明本发明的技术方案，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，并不是限制性的。在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，本领域的普通技术人员在本发明的启示下还可做出很多形式的具体变换，这些均属于本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.基于音速喷嘴的发动机涡轮叶片冷却空气流量测试方法，基于发动机涡轮叶片冷却空气流量计，包括依次设置的冷却空气入口、流量控制阀、入口整流器、音速喷嘴、出口整流器、夹具和涡轮叶片入口压力计，所述入口整流器上设有音速喷嘴入口压力计，所述夹具上设有冷却空气出口，所述流量控制阀用于控制进入流量计的空气质量流量与压力，所述入口整流器用于减少气流的湍流度以提高喷嘴入口压力的精确度；所述出口整流器用于使音速喷嘴下游气流受控且稳定地膨胀；夹具用于将流量计整体固定在航空发动机上，将测量气体引入涡轮叶片的进气口；所述音速喷嘴用以测量空气质量流量，其喉部横截面积小于位于被测试涡轮叶片表面的冷却孔面积之和；其特征在于，包括以下步骤：
(1)音速喷嘴选型：不同的发动机部件需选择不同K因子的音速喷嘴，首先由压比方法或者流出系数方法计算出理论K因子；
压比方法：
Figure FDA0002403291240000011
流出系数方法：
Figure FDA0002403291240000012
式中，KT指若需要两个及以上喷嘴时喷嘴平行装配、同入口压力下K之和；FP为流出系数，可用式(3)或者式(4)估算；Pa为大气压力kPa；P1为音速喷嘴入口压力kPa，可用五倍Pa估算；P3为发动机部件入口压力kPa；PR为压比，可用P3/Pa替代；
Figure FDA0002403291240000013
Figure FDA0002403291240000014
式中，W为冷却空气流量kg/s，T3为涡轮叶片入口温度K；获得理论K因子后查表选择合适的一个或者多个音速喷嘴；
(2)流量计校准，获得实际K因子：
a.对流量计进行五点测试台校准；
b.给定喷嘴入口压力P1为5171kPa，测量此时空气流量，计算得到K因子；
c.由式(5)计算初始P1；
Figure FDA0002403291240000021
(3)准备测试台；
(4)检查流量控制阀、夹具的气密性；
(5)流量计测试：给音速喷嘴入口一指定压力，检查发动机部件入口压力是否在限制区间内；
(6)在实际工况下测量音速喷嘴入口压力P1，计算冷却空气流量。
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CN109932028A (zh) * 2019-04-15 2019-06-25 广州南控自动化设备有限公司 一种循环式气体涡轮流量计的检测装置
CN111238785B (zh) * 2020-03-03 2021-12-28 华电通用轻型燃机设备有限公司 航改型燃机发动机透平动叶冷却流道的流量测试方法及系统

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105865587B (zh) * 2016-05-17 2017-03-15 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 一种发动机流量计的标定方法
US10739002B2 (en) * 2016-12-19 2020-08-11 General Electric Company Fluidic nozzle assembly for a turbine engine
CN106643942A (zh) * 2016-12-21 2017-05-10 四川成发普睿玛机械工业制造有限责任公司 航空发动机涡轮叶片空气流量试验装置
CN109443782A (zh) * 2018-09-20 2019-03-08 天津大学 一种航空发动机空冷涡轮导叶冷却空气流量测量的装置

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