CN109670244B - 一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法 - Google Patents

一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109670244B
CN109670244B CN201811565495.7A CN201811565495A CN109670244B CN 109670244 B CN109670244 B CN 109670244B CN 201811565495 A CN201811565495 A CN 201811565495A CN 109670244 B CN109670244 B CN 109670244B
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine
engine
gas turbine
area
repair
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Active
Application number
CN201811565495.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109670244A (zh
Inventor
林学森
李本威
沈伟
张赟
王永华
杨欣毅
孙涛
伍恒
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Naval Aeronautical University
Original Assignee
Naval Aeronautical University
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 Naval Aeronautical University filed Critical Naval Aeronautical University
Priority to CN201811565495.7A priority Critical patent/CN109670244B/zh
Publication of CN109670244A publication Critical patent/CN109670244A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109670244B publication Critical patent/CN109670244B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明公开了一种涡轴发动机到寿翻修时的燃气涡轮导向器面积调整方法，属于直升机用涡轴发动机设计、修理技术领域。针对涡轴发动机翻修时由于转动部件叶顶间隙增大导致整机性能调整困难的问题，本发明首先通过编程建立该型发动机部件级模型，计算涡轴发动机整机性能参数；统计翻修发动机单机燃气涡轮各级叶片叶顶间隙增大值的均值，将涡轮部件工艺参数转化为三维仿真模型，通过CFD仿真软件进行流场仿计算，得出涡轮导向器面积增大或关小1cm2时涡轮流量、效率和功率的变化情况，并绘制新的涡轮特性线；将新涡轮特性线代入发动机部件级模型，得出导向器面积调整后发动机整机功率、涡轮前温度等性能变化情况，具有推广应用价值。

Description

一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法
技术领域
本发明涉及直升机用涡轴发动机修理技术领域，具体而言是一种涡轴发动机到寿翻修时的燃气涡轮导向器面积调整方法。
背景技术
涡轴发动机在翻修后的装配试车时，经常出现性能不合格现象，并且在工业部门现有的技术能力下，经常遇到性能反复调整都不达标情况，浪费大量人力、延长了发动机交付时间。这是由于发动机在使用后，气路部件受到腐蚀、磨损和侵蚀等作用，其部件尺寸和表面粗糙度都会发生变化。翻修时，对气路流道和叶片的修理，基本可以恢复其表面光洁度，达到与新机基本一致的表面粗糙度。但是由于转动叶片叶尖处与机匣的碰磨使得在不借助叶片堆焊等高成本新技术的情况下转动叶片径向尺寸均小于新机叶片径向尺寸，这就使得翻修后发动机转子叶片叶顶间隙较新机有所增大，发动机各部件共同工作点发生偏移。这导致翻修后装配试车时，原本满足新机各部件排气匹配的燃气涡轮导向器面积，并不满足翻修后的部件匹配，从而致使发动机发挥不出最大效能，产生个别截面温度超标或整机功率、耗油率等不达标现象。因此亟需一种涡轮导向器面积定量调整方法，指导工业部门翻修后涡轴发动机的性能调整。
发明内容
本发明的目的是解决涡轴发动机翻修时由于转动部件叶顶间隙增大导致的整机性能调整困难的问题，针对当前工业部门调整过程中采用的试凑和经验调整方法修理周期长、成本高的情况，本发明所述一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)建立涡轴发动机部件级模型，计算涡轴发动机整机性能参数；
(2)通过发动机设计数据和翻修后发动机燃气涡轮叶顶间隙统计建立三维仿真模型并利用CFX等软件划分网格、指定模型区域和进行流场仿真；
(3)通过流场计算得出燃气涡轮导向器面积变化后的新燃气涡轮部件特性图，替换原部件级模型的燃气涡轮部件特性图，通过Matlab等软件编程搭建的发动机部件级模型计算翻修后发动机整机性能变化情况。
所述步骤(1)中，通过利用发动机部件特性线参数，按照燃气涡轮发动机部件级建模方法，通过Matlab等软件编程建立该型涡轴发动机的部件级模型，用于计算涡轴发动机整机性能参数；
所述步骤(2)中，对返厂翻修发动机的不同级涡轮叶顶间隙分别进行统计并取各级的加权平均值为翻修后涡轮间隙真实值，再依据设计文件运用GAMBIT、BLANDEGEN、TURBOGRID等软件将涡轮部件工艺参数转化为翻修后的涡轮部件三维仿真模型，利用CFX等软件进行流场仿真计算；
所述步骤(3)中，通过对翻修后涡轮部件的流场仿真计算，得出涡轮导向器面积增大或关小1cm2时涡轮流量、效率和功率的变化情况，并绘制新的涡轮特性线，将新涡轮特性线代入步骤(1)建立的发动机部件级模型，得出导向器面积调整后该台发动机发动机整机功率、涡轮前温度等性能变化情况。
本发明相比背景技术具有如下的优点：
(1)该方法基于发动机涡轮叶尖间隙变化的实测值对涡轮特性线进行修正，较原特性线更为精确；
(2)该方法通过对发动机翻修后单机导向器面积的不同匹配情况进行计算，较原试车调整方法和经验调整方法更为可靠；
(3)该方法利用仿真计算简化发动机翻修后性能调整过程，减少了试车-分解-再试车的工艺步骤。
附图说明
说明书附图1是本发明的实施原理流程图。
说明书附图2时本发明涡轴发动机建模原理图。
说明书附图3是本发明燃气涡轮各级叶片叶型。
说明书附图4是本发明燃气涡轮流道示意图。
说明书附图5是本发明燃气涡轮计算区域示意图。
说明书附图6是本发明导向器排气窗口示意图。
说明书附图7是本发明调整前后燃气涡轮特性变化图。
具体实施方式
以下结合说明书附图对本发明作进一步详细描述。实例1，参照说明书附图1，本发明的具体实施方式分以下几个步骤：
(1)建立该型涡轴发动机部件级模型：参照说明书附图2，依次根据大气环境、进气道、压气机、燃烧室、燃气涡轮、自由涡轮和尾喷管的流量、压力、温度、焓变等关系建立发动机稳态工作时各部件间的相对热力关系，再根据燃气涡轮流量连续、自由涡轮动力连续、尾喷管压力平衡、压气机功率与燃气涡轮功率平衡、负载功率与自由涡轮功率平衡5各关系式，建立求解稳态模型的残差方程组如下：
Figure BDA0001914415890000031
利用Newton-Raphson算法为代表的基于迭代的寻优算法，或是如遗传算法、粒子群算法、蚁群算法等的基于搜索的智能算法求解上述方程组，直至满足收敛值ei≤ε，由此得到新机的发动机部件级模型。
(2)将返厂翻修的发动机燃气涡轮叶顶间隙进行单机统计，取每级叶片叶顶间隙的算数平均值作为建模时叶顶间隙的实际值，运用GAMBIT、BLANDEGEN、TURBOGRID软件将涡轮部件工艺参数转化为三维仿真模型，如说明书附图3、图4所示。同时明确计算区域，即影响燃气涡轮部件性能的区域，如说明书附图5所示。考虑到工厂实际维修过程中绝大多数情况仅对第一级涡轮导向器面积进行调整，所以建模时燃气涡轮一级导向器面积分别建立标准值、关小1cm2和开大1cm2三种情况。导向器排气面积如说明书附图6所示，排气窗口为一曲边多边形或者曲面。将窗口展成平面，及由组成曲面的宽度a绕z轴旋转到同一平面上所得的多边形的面积即为导向器的排气窗口面积。
(3)针对涡轮叶型相对圆滑和涡轮流道的周期特性，综合使用使用O\H\J\L等多种网格对涡轮叶片进行网格划分，所得的网格划分情况如下表所示：
Figure BDA0001914415890000032
本发明在计算方法和理论模型上均采用较为成熟的方法：采用混合平面法计算多级燃气涡轮的流场，使用CFX的多点积分在保证计算精度情况下提高数值求解使得收敛速率，使用k-ω湍流模型解决边界适用性和分离流计算难的问题。为增加计算精度，在CFX求解器中加入变比热关系式，即可在流场计算中考虑温度对燃气特性的影响。
(4)分别计算发动机燃气发生器转速60％、70％、80％、90％和100％时，不同落压比下燃气涡轮流量特性、换算功特性和效率特性，所得结果如说明书附图7所示。将所得的特性线保存为数值格式，以便Matlab调用进行数值仿真计算。
(5)在该型发动机新机Matlab部件级模型中，利用燃烧室出口参数
Figure BDA0001914415890000033
Wb、nT.c和πT以及步骤(4)得到的燃气涡轮特性曲线，可以计算求得：
①燃气涡轮流量WT＝Wb，燃气涡轮换算流量
Figure BDA0001914415890000041
通过插值求出换算转速为nT.c的等燃气涡轮换算转速线上的换算功/>
Figure BDA0001914415890000042
换算流量WT.c、效率ηT；
②燃气涡轮出口总温
Figure BDA0001914415890000043
③燃气涡轮出口总压
Figure BDA0001914415890000044
④由
Figure BDA0001914415890000045
和/>
Figure BDA0001914415890000046
求得燃气涡轮进出口焓值h4、h5，进而可求得焓增量为δh＝h4-h5，因此燃气涡轮功率PT＝δh·WT。
以上式中，参
Figure BDA0001914415890000047
数为燃气涡轮前总温，/>
Figure BDA0001914415890000048
为燃气涡轮前总压、Wb为燃烧室燃气流量、nT.c为燃气发生器转子换算转速，πT为燃气涡轮膨胀比。/>
将该部分热力关系替换源部件级模型程序相应的部分，便可分别求得该台翻修发动机在涡轮导向器变化单位面积时的发动机整机性能变化情况，即该台发动机燃气涡轮导向器面积增大或减小1cm2，发动机功率增大或减小约22kW，燃气涡轮前温度升高或降低约10℃。应用此关系便可在发动机一次试车后有针对性的定量调整导向器面积，使发动机尽快验收合格交付使用。
最后需要说明：以上案例仅是为更加详细的描述发明内容而撰写，并非对其限制。本领域的普通技术人员应当理解，当对案例中的技术方案进行修改和部分内容替换时，并不使相应的技术方案脱离本发明技术方案的范围。

Claims (2)

1.一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)通过编程搭建研究对象涡轴发动机的部件级模型；
(2)统计翻修发动机单机燃气涡轮各级叶片叶顶间隙的均值，将涡轮部件工艺参数转化为三维仿真模型；
(3)通过CFX仿真软件进行流场仿真计算，得出涡轮导向器面积增大或关小1cm2时涡轮流量、效率和功率的变化情况，并绘制新的涡轮特性线；
(4)将流场计算得到的新的涡轮特性线代入搭建的该型涡轴发动机部件级模型并替换模型中原始的涡轮特性线，分别计算得出涡轮导向器增大或关小单位面积时发动机整机性能的变化情况；主要衡量标准为发动机输出功率和燃气涡轮前温度。
2.根据权利要求1所述的一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法，其特征在于，步骤(4)是在该型发动机新机部件级模型中，利用燃烧室出口参数
Figure FDA0004132643850000011
Wb、nT.c和πT以及步骤(3)得到的燃气涡轮特性曲线，计算求得：
①燃气涡轮流量WT＝Wb，燃气涡轮换算流量
Figure FDA0004132643850000012
通过插值求出换算转速为nT.c的等燃气涡轮换算转速线上的换算功/>
Figure FDA0004132643850000013
换算流量WT.c、效率ηT；
②燃气涡轮出口总温
Figure FDA0004132643850000014
③燃气涡轮出口总压
Figure FDA0004132643850000015
④由
Figure FDA0004132643850000016
和/>
Figure FDA0004132643850000017
求得燃气涡轮进出口焓值h4、h5，进而可求得焓增量为δh＝h4-h5，因此燃气涡轮功率PT＝δh·WT。/>
CN201811565495.7A 2018-12-20 2018-12-20 一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法 Active CN109670244B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811565495.7A CN109670244B (zh) 2018-12-20 2018-12-20 一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811565495.7A CN109670244B (zh) 2018-12-20 2018-12-20 一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109670244A CN109670244A (zh) 2019-04-23
CN109670244B true CN109670244B (zh) 2023-06-09

Family

ID=66144136

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811565495.7A Active CN109670244B (zh) 2018-12-20 2018-12-20 一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109670244B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112417658B (zh) * 2020-11-11 2024-03-29 南京航空航天大学 双外涵变循环发动机设计点参数循环建模方法
CN112818478A (zh) * 2021-01-15 2021-05-18 河北大学 基于cfd的涡轮流量计的仿真方法
CN115203983B (zh) * 2022-09-15 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种基于上下游限制的主燃烧室仿真方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014055104A1 (en) * 2012-10-01 2014-04-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine with first turbine vane clocking
CN108829928A (zh) * 2018-05-08 2018-11-16 南京航空航天大学 一种涡轴发动机自适应部件级仿真模型构建方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8694285B2 (en) * 2011-05-02 2014-04-08 Hamilton Sundstrand Corporation Turbine blade base load balancing

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014055104A1 (en) * 2012-10-01 2014-04-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine with first turbine vane clocking
CN108829928A (zh) * 2018-05-08 2018-11-16 南京航空航天大学 一种涡轴发动机自适应部件级仿真模型构建方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
发动机导叶和涡轮叶片性能衰退的数值研究;李冬等;《燃气轮机技术》;20150316;第28卷(第01期);35-41、72 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109670244A (zh) 2019-04-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109670244B (zh) 一种涡轴发动机翻修后燃气涡轮导向器面积调整方法
CN110929357A (zh) 一种高性能舰船燃机压气机气动设计方法
RU2678155C1 (ru) Способ прогнозирования помпажа в газовом компрессоре
US10711705B2 (en) Operation control method and upgrade method for gas turbine, and setting change method for gas turbine control system
EP2900986A2 (en) Real time model based compressor control
CN109598081B (zh) 基于数据降维及多二维流面的径流式透平气动优化方法
CN104595245A (zh) 用于轴流压缩机末级的前半段可调静子叶片及其工作方法
Marchukov et al. Improving of the working process of axial compressors of gas turbine engines by using an optimization method
CN109002579B (zh) 一种基于试车数据的航空发动机实时简化模型优化建模方法
Baturin et al. Identifying the approach to significantly improve the performance of NK-36ST gas turbine power plant
Golberg et al. Improving control reliability and quality of aircraft engines by means the software virtual engine
CN115906430A (zh) 轴流压气机篦齿泄漏损失预测方法
EP3922834B1 (en) Systems and methods for determination of gas turbine fuel split for head end temperature control
CN113468788B (zh) 一种发动机整体叶盘变形协调设计方法
Siller et al. Towards a highly efficient small scale turboshaft engine: Part II—Aero-mechanical turbine design and optimization
CN111611743A (zh) 轴流式压气机特性线自适应方法
Rajesh et al. Numerical study of variable camber inlet guide vane on low speed axial compressor
CN112395702B (zh) 轴流压气机叶片的优化设计方法和系统
Zanon Toolchain Development for Gas Turbine Optimization
Gorelov Conjugate Heat Transfer Validation of Gas Turbine Engine Cooling Turbine Vanes
RU2408790C2 (ru) Способ управления газотурбинной электростанцией
Tarelin et al. Identification of a mathematical model for a single-shaft power-generating GTE
CN115114750B (zh) 宽工况动力涡轮多工作点优化方法
Maksiuta et al. Deviation Angle in a Turbine Nozzle Cascade With Convergent Meridional Shape of Flow Path
CN117494566A (zh) 一种轴流压气机一维模型建模及修正方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant