CN111639401A - 一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法 - Google Patents

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Abstract

航空发动机燃气涡轮前后温度场是实现发动机性能和热端部件结构可靠性的设计重点，本发明提出了利用更容易测量的涡轮后温度场计算得到难以高温下测量的涡轮前温度场即是燃烧室出口温度场的方法，包括温度场的不均匀度、流道高度上的温度分布以及热点位置，从而解决高温下测量的涡轮前温度场的测量问题，为航空发动机性能和热端部件的设计提供了新的方法和思路。

Description

一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法
技术领域
本发明属于航空发动机燃气涡轮温度场测量领域，涉及一种用航空发动机涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法。
背景技术
航空发动机燃气涡轮前后温度场是实现发动机性能和热端部件结构可靠性的设计重点。航空发动机涡轮前温度场即是燃烧室出口温度场，用t＊ 3表示，涡轮后温度场用t＊ 4表示。两个温度场的截面形状均为圆环形，高温燃气流道在涡轮前后形成一个前小后大的圆环截锥形扩张通道。表达温度场的指标主要有不均匀度、流道高度上的温度分布以及热点位置。
在发动机从开始研制直到在发动机全寿命使用中的不同阶段，主要通过试验器上测量燃烧室部件出口温度场、整机台架上测量燃烧室出口温度场或测量涡轮后温度场等技术手段，来判断燃烧室或流经涡轮部件的燃气温度场状况。尽管发动机研制流程和设计研究者更关注涡轮前的温度场及其特征指标，但由于上述几种测量温度场的技术难易程度和需要的工程条件不同，较易施行的是测量发动机涡轮后的温度场。因而实际上在发动机研制、使用中，更多的机会是测量涡轮后的温度场，并积累了大量数据。测量涡轮前温度场的机会相对要少得多。理论上看，这两个上下游温度场之间应该存在着联系，只是因为温度场本身的随机性和测量时的随机性，即便是同时测量涡轮前后两个温度场，要直观地观察出两者之间的对应关系仍然是困难的。
发明内容
本发明用统计方法分别研究实际测量的发动机t＊ 3和t＊ 4温度场，建立两者之间的联系，从而给出一个用涡轮后t＊ 4温度场来评估涡轮前t＊ 3温度场的方法，可以用较易测量的发动机燃气涡轮后温度场t＊ 4去定量评估涡轮前即燃烧室出口的温度场t＊ 3。
本发明的技术方案是：一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，利用威布尔分布统计方法，获取涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后的温度场t＊ 4的关系，然后利用涡轮后的温度场t＊ 4的形状参数α、威布尔分布尺度参数β，沿流道相对高度温度分布曲线和热点，定量计算涡轮前温度场t＊ 3的相应指标。
进一步的，具体包括以下步骤：
步骤一，测量获取若干个发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据，对温度数据进行频率分析得到累积频率Pi描述，然后对累积频率Pi描述进行威布尔分析，得到累积频率Pi的威布尔分布表达式；
步骤二，利用累积频率Pi的威布尔分布表达式计算得到涡轮后温度场t＊ 4不均匀度和涡轮前温度场t＊ 3不均匀度的关系；
步骤三，利用累积频率Pi的威布尔分布表达式计算得到涡轮后流道高度上的温度分布与涡轮前流道高度上的温度分布的关系；
步骤四，利用涡轮前、后流道高度上的温度分布关系得到涡轮后温度场t＊ 4热点与涡轮前温度场t＊ 3热点的关系；
步骤五，利用步骤二至步骤四得到的所有关系，通过涡轮后温度场t＊ 4的形状参数α、威布尔分布尺度参数β，沿流道相对高度温度分布曲线和热点，定量计算得到涡轮前温度场t＊ 3的相应指标。
进一步的，步骤一具体包括：
(一)测量获取若干个发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据；
(二)对测量的发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据进行频率分析，将对象温度场分为若干温度段，按各段温度值分别统计计数落于该段的温度个数，得到用温度的累积频率Pt分布描述的温度场；
(三)对累积频率Pi分布描述的涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3进行统计分析，得到累积频率Pi的威布尔分布表达式。
进一步的，累积频率Pi的威布尔分布表达式为：
Pi＝1－exp[－(t/β)α] (1)
其中，Pi指累积频率，t为温度(℃)，α是形状参数，β是尺度参数。
进一步的，步骤二具体包括：
(一)根据累积频率Pi的威布尔分布表达式确定统计热点tmax；
(二)用统计热点tmax替换测量最高温度t测量max，用威布尔数学期望值E替换平均温度t平均，得到温度场的不均匀度δ的表达式：
δ＝(tmax－E)/ E ＝11.51291/α/Γ(1+1/α)－1 (2)
(三)根据涡轮前温度场t＊ 3的形状参数α3和涡轮后温度场t＊ 4的形状参数α4，结合表达式(2)，得到涡轮前温度场t＊ 3不均匀度δ3与涡轮后温度场t＊ 4不均匀度δ4的关系式；
(四)测量涡轮后温度场t＊ 4不均匀度δ4，计算得到涡轮前温度场t＊ 3不均匀度δ3。
进一步的，上述表达式(2)对于涡轮前温度场t＊ 3，经变换后能得到涡轮前温度场t＊ 3不均匀度δ3的表达式：
δ3＝δ/(1－t＊ 2/ t＊ 3平均) (3)
其中，t＊ 2是燃烧室进口温度。
进一步的，步骤一的第(一)步中，测量获取若干个发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据，所测量的数据位于温度场截面上的按燃气流量质量平均所均匀分布的测量点上。
进一步的，步骤三具体包括：
(一)观察t＊ 3和t＊ 4温度场环形截面的流道高度，对各环形截面沿流道高度纵向剖切，展现出燃气温度从涡轮叶片根部到叶尖部的分布形态；
(二)对流道按照高度进行测温，将温度场环形截面沿流道高度等分为若干环面，在各等分环面上沿圆周方向均匀分布若干测温点，用这若干等分环面上各周向测点温度的平均值来表示流道高度上的温度，将流道高度和温度(K)均换算为相对值，即分别除以流道总高度和温度场总平均温度(K)；
(三)根据测量结果，制作涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的流道高度上的温度分布坐标图，纵坐标是流道相对高度y，横坐标是相对温度T，连接涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的各测温数据点的温度分布曲线为T＝f(y)；
(四)t＊ 3和t＊ 4温度场的温度分布表达为相对高度的多项式，选择所测量的一组涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的流道高度上的温度分布曲线，两者相减，得到涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的流道高度上的温度差ΔT＝f(y)；
(五)测量得到涡轮后的t＊ 4温度场，用其流道相对高度温度分布式，与温度差ΔT相加，由此可推算出t＊ 3温度场的流道相对高度温度分布。
进一步的，步骤四具体包括：涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的第一和第二热点时的对应关系为：从下游向前到上游，周向顺时针扭转20°～78°；根据上述对应关系，测量涡轮后温度场t＊ 4的热点位置，计算得到涡轮前温度场t＊ 3的热点位置范围。
与现有技术相比，利用本发明的方法，可以用较低的温度测点测量出涡轮前后温度场，然后用较易测量的发动机燃气涡轮后温度场去定量评估涡轮前即燃烧室出口的温度场。
附图说明
图1是实施例的涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的截面示意图；
图2是实施例的涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的累积频率Pi示意图；
图3是实施例的涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的累积频率Pi表；
图4是实施例的参数α和β的求解结果表；
图5是实施例的不均匀度δ＝f(α)的关系坐标图；
图6是实施例的流道高度上的温度分布图；
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，利用威布尔分布统计方法，获取涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后的温度场t＊ 4的关系，然后利用涡轮后的温度场t＊ 4的形状参数α、威布尔分布尺度参数β，沿流道相对高度温度分布曲线和热点，定量计算涡轮前温度场t＊ 3的相应指标。具体包括以下步骤：
步骤一，测量获取若干个发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据，所测量的数据位于温度场截面上的按燃气流量质量平均所均匀分布的测量点上，对温度数据进行频率分析得到累积频率Pi描述，然后对累积频率Pi描述进行威布尔分析，得到累积频率Pi的威布尔分布表达式；
步骤二，利用累积频率Pi的威布尔分布表达式计算得到涡轮后温度场t＊ 4不均匀度和涡轮前温度场t＊ 3不均匀度的关系；
步骤三，利用累积频率Pi的威布尔分布表达式计算得到涡轮后流道高度上的温度分布与涡轮前流道高度上的温度分布的关系；
步骤四，利用涡轮前、后流道高度上的温度分布关系得到涡轮后温度场t＊ 4热点与涡轮前温度场t＊ 3热点的关系；
步骤五，利用步骤二至步骤四得到的所有关系，通过涡轮后温度场t＊ 4的形状参数α、威布尔分布尺度参数β，沿流道相对高度温度分布曲线和热点，定量计算得到涡轮前温度场t＊ 3的相应指标。
步骤一详细描述为：
(一)测量获取若干个发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据；
(二)对测量的发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据进行频率分析，将对象温度场分为若干温度段，按各段温度值分别统计计数落于该段的温度个数，得到用温度的累积频率Pt分布描述的温度场；
(三)对累积频率Pi分布描述的涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3进行统计分析，得到累积频率Pi的威布尔分布表达式：
Pi＝1－exp[－(t/β)α] (1)
其中，Pi指累积频率，t为温度(℃)，α是形状参数，β是尺度参数。
步骤二详细描述为：
(一)根据累积频率Pi的威布尔分布表达式确定统计热点tmax；
(二)用统计热点tmax替换测量最高温度t测量max，用威布尔数学期望值E替换平均温度t平均，得到温度场的不均匀度δ的表达式：
δ＝(tmax－E)/ E ＝11.51291/α/Γ(1+1/α)－1 (2)
(三)对于涡轮前温度场t＊ 3，经变换后能得到涡轮前温度场t＊ 3不均匀度δ3的表达式：
δ3＝δ/(1－t＊ 2/ t＊ 3平均) (3)
其中，t＊ 2是燃烧室进口温度
(四)根据涡轮前温度场t＊ 3的形状参数α3和涡轮后温度场t＊ 4的形状参数α4，结合表达式(2)，得到涡轮前温度场t＊ 3不均匀度δ3与涡轮后温度场t＊ 4不均匀度δ4的关系式；
(五)测量涡轮后温度场t＊ 4不均匀度δ4，计算得到涡轮前温度场t＊ 3不均匀度δ3。
步骤三详细描述为：
(一)观察t＊ 3和t＊ 4温度场环形截面的流道高度，对各环形截面沿流道高度纵向剖切，展现出燃气温度从涡轮叶片根部到叶尖部的分布形态；
(二)对流道按照高度进行测温，将温度场环形截面沿流道高度等分为若干环面，在各等分环面上沿圆周方向均匀分布若干测温点，用这若干等分环面上各周向测点温度的平均值来表示流道高度上的温度，将流道高度和温度(K)均换算为相对值，即分别除以流道总高度和温度场总平均温度(K)；
(三)根据测量结果，制作涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的流道高度上的温度分布坐标图，纵坐标是流道相对高度y，横坐标是相对温度T，连接涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的各测温数据点的温度分布曲线为T＝f(y)；
(四)t＊ 3和t＊ 4温度场的温度分布表达为相对高度的多项式，选择所测量的一组涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的流道高度上的温度分布曲线，两者相减，得到涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的流道高度上的温度差ΔT＝f(y)；
(五)测量得到涡轮后的t＊ 4温度场，用其流道相对高度温度分布式，与温度差ΔT相加，由此可推算出t＊ 3温度场的流道相对高度温度分布。
步骤四详细描述为：
涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的第一和第二热点时的对应关系为：从下游向前到上游，周向顺时针扭转20°～78°；根据上述对应关系，测量涡轮后温度场t＊ 4的热点位置，计算得到涡轮前温度场t＊ 3的热点位置范围。
下面结合附图详细说明本发明的原理和技术。以下发动机涡轮前温度场t＊ 3简述为t＊ 3温度场，发动机涡轮后温度场t＊ 4简述为t＊ 4温度场。
1、发动机涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4及其统计分析
在发动机地面工作状态下，通过特制的专用测量装置，可测得发动机t＊ 3和t＊ 4温度场若干个测点的温度数据，这些数据位于图1所示温度场截面上的按燃气流量质量平均所均匀分布的测点上。
1.1、统计描述
为了消除测量温度场的随机性因素，先对测量的发动机t＊ 3和t＊ 4温度场的温度数值进行频率分析。即将对象温度场等分为若干温度段，按各段温度值分别统计计数落于该段的温度个数，得到用温度的累积频率分布描述的温度场，t＊ 3温度场和t＊ 4温度场(参见图2和图3)。
1.2、威布尔分布统计分析
对图2中用累积频率Pi描述的t＊ 3和t＊ 4温度场，进行统计分析。根据资料[1][3]和本文的数据分析证明，t＊ 3和t＊ 4温度场均符合威布尔分布。数据分析还得到，用累积频率Pi描述的温度场，温度测点数量可以少于一般对温度场测点数量的要求，本文可低至150个测点。
累积频率Pi的威布尔分布表达式为：
P(t)＝1－exp[－(t/β)α] (1)
其中，P(t)指累积频率，t为温度(℃)，α是形状参数，β是尺度参数。用(1)式对图3数据进行分析，可以得到形状参数α和尺度参数β，如图4所示。
需要说明的是，图3数据对(1)式的求解，是一个用最小二乘法对α和β两参数求解过程。而且根据作者的另一项研究，一般用最小二乘法线性变换方式求解，结果精度较差，不能满足要求，还需要进一步对参数α和β通过寻优精确求解。在此列出部分累积频率温度场参数α和β的结果于图4。
2、温度场不均匀度分析
从图2和(1)式可见，无论t＊ 3还是t＊ 4温度场，当t→∞时，它们的累积频率Pi的渐近线均为1。因此，当确定了累积频率的威布尔分布关系式后，可以在足够大置信度(取为99.999％)下，得到温度场的统计热点tmax。用tmax替换测量最高温度值t测量max，用威布尔分布数学期望值E替换平均温度t平均，那么，可将温度场的不均匀度δ＝(t测量max－t平均)/t平均，表达为形状参数α的单变量关系式：
δ＝(tmax－E)/ E ＝11.51291/α/Γ(1+1/α)－1 (2)
注意到对t＊ 3温度场，(2)式给出的不均匀度δ，与工程上通用标准中的燃烧室出口不均匀度＝(最高温度－t＊ 3平均)/(t＊ 3平均－燃烧室进口温度t＊ 2)，略有不同，但仍可经适当变换得出：
δ3＝δ/(1－t＊ 2/ t＊ 3平均) (3)
用通用标准定义的不均匀度时，先由(2)式给出δ，再按(3)式乘以一个因子1/(1－t＊ 2/t＊ 3平均)，这个因子中的t＊ 2/t＊ 3平均是燃烧室温升，一般都可从发动机试车性能参数中获取。
因此，关系式(2)式提供了一个分析t＊ 3和t＊ 4温度场不均匀度的共有关系式，它只与温度场累积频率分布的形状参数α有关(参见图5)。从图5可见，t＊ 3和t＊ 4温度场不均匀度值沿着δ＝f(α)分开于的两边，右边汇集了t＊ 4温度场不均匀度的点，左边汇集了t＊ 3温度场不均匀度的点。由此可以设想，如果能确定t＊ 3和t＊ 4温度场形状参数α的差值Δα＝(α4－α3)，那么，就可以只测量t＊ 4温度场，通过t＊ 4温度场的形状参数α4推断出t＊ 3温度场的形状参数α3，从而获得t＊ 3温度场的不均匀度。
本文按图4计算以编号相互对应的t＊ 3和t＊ 4温度场的形状参数之差Δα，可得一组数据(9.75，8.2，6.95，6.42，5.7，6.45)，进而求这组数据的置信度95％的置信上限值，可得到Δα＝8.46。由此，当知道t＊ 4温度场的α4时，可得α3＝α4－Δα，从而再按(2)和(3)式，t＊ 3温度场不均匀度可求。
3、流道高度上的温度分布
观察t＊ 3和t＊ 4温度场环形截面的流道高度(参见图1)，若对各环形截面沿流道高度纵向剖切，将展现出燃气温度从涡轮叶片根部到叶尖部的分布形态。这个流道高度上的温度分布，是关乎燃烧室性能和涡轮部件工作可靠性的重要技术指标，也是判断温度场的重要指标。
测温时，是将温度场环形截面沿流道高度等分为若干环面，在各等分环面上沿圆周方向均匀分布若干测温点。在流道高度上的温度，就用这若干等分环面上各周向测点温度的平均值来表示。为了方便比较，将流道高度和温度(K)均换算为相对值，即分别除以流道总高度和温度场总平均温度(K)。t＊ 3和t＊ 4温度场的流道高度上的温度分布见图4。
在图6中，纵坐标是流道相对高度y，横坐标是相对温度T，连接t＊ 3和t＊ 4温度场各测温数据点的温度分布曲线为T＝f(y)。在本文中，t＊ 3和t＊ 4温度场的温度分布都可表为相对高度的多项式。选择表1所列一组t＊ 3和t＊ 4温度场的分布曲线，两者相减，可得到：
ΔT＝f(y)＝－1.1125y4－0.0259y3+1.6377y2－0.8290y+1.007 (4)
当测得涡轮后的t＊ 4温度场时，可用其流道相对高度温度分布式，与(4)式相加，由此可推算出t＊ 3温度场的流道高度上温度分布。
4、热点的对应性分析
t＊ 3和t＊ 4温度场各有热点，上游的热点流经涡轮后，沿流道相对高度，从上游的0.7左右下降到下游的0.3左右，这也与图4中的温度分布曲线是相对应的。
热点在周向上的对应要复杂一些。理论上，上游燃气流过涡轮后，要随导向叶片和工作转速扭转一个角度。由于测量时能否测到真实热点以及温度场本身都有随机性，在比较t＊ 3和t＊ 4温度场热点时，其周向对应性就相对分散。但如果扩大范围比较t＊ 3和t＊ 4温度场的第一和第二热点时，仍然可以观察到它们有一定范围的对应关系，这个范围可确定为：从下游向前到上游，周向顺时针扭转20°～78°。
综上可以认为，从t＊ 4温度场的热点位置可以推测出t＊ 3温度场热点的位置范围来。
5、结论
t＊ 3和t＊ 4温度场都可以用威布尔分布进行统计分析，且符合性良好。t＊ 3和t＊ 4温度场的不均匀度按(2)式是威布尔分布形状参数α的单变量函数。用燃气涡轮后的t＊ 4温度场的形状参数α、沿流道相对高度温度分布曲线和热点，可以定量评估燃烧室出口t＊ 3温度场的相应指标。

Claims (9)

1.一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，其特征在于，利用威布尔分布统计方法，获取涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的关系，然后利用涡轮后的温度场t＊ 4的形状参数α、威布尔分布尺度参数β，沿流道相对高度温度分布曲线和热点，定量计算涡轮前温度场t＊ 3的相应指标。
2.根据权利要求1所述的一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
步骤一，测量获取若干个发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据，对温度数据进行频率分析得到累积频率Pi描述，然后对累积频率Pi描述进行威布尔分析，得到累积频率Pi的威布尔分布表达式；
步骤二，利用累积频率Pi的威布尔分布表达式计算得到涡轮后温度场t＊ 4不均匀度和涡轮前温度场t＊ 3不均匀度的关系；
步骤三，利用累积频率Pi的威布尔分布表达式计算得到涡轮后流道高度上的温度分布与涡轮前流道高度上的温度分布的关系；
步骤四，利用涡轮前、后流道高度上的温度分布关系得到涡轮后温度场t＊ 4热点与涡轮前温度场t＊ 3热点的关系；
步骤五，利用步骤二至步骤四得到的所有关系，通过涡轮后温度场t＊ 4的形状参数α、威布尔分布尺度参数β，沿流道相对高度温度分布曲线和热点，定量计算得到涡轮前温度场t＊ 3的相应指标。
3.根据权利要求2所述的一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，其特征在于，步骤一具体包括：
(一)测量获取若干个发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据；
(二)对测量的发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据进行频率分析，将对象温度场分为若干温度段，按各段温度值分别统计计数落于该段的温度个数，得到用温度的累积频率Pt分布描述的温度场；
(三)对累积频率Pi分布描述的涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3进行统计分析，得到累积频率Pi的威布尔分布表达式。
4.根据权利要求3所述的一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，其特征在于，所述的累积频率Pi的威布尔分布表达式为：
Pi＝1－exp[－(t/β)α] (1)
其中，Pi指累积频率，t为温度(℃)，α是形状参数，β是尺度参数。
5.根据权利要求3所述的一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，其特征在于，步骤一的第(一)步中，测量获取若干个发动机涡轮后温度场t＊ 4和涡轮前温度场t＊ 3的温度数据，所测量的数据位于温度场截面上的按燃气流量质量平均所均匀分布的测量点上。
6.根据权利要求5所述的一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，其特征在于，步骤三具体包括：
(一)观察t＊ 3和t＊ 4温度场环形截面的流道高度，对各环形截面沿流道高度纵向剖切，展现出燃气温度从涡轮叶片根部到叶尖部的分布形态；
(二)对流道按照高度进行测温，将温度场环形截面沿流道高度等分为若干环面，在各等分环面上沿圆周方向均匀分布若干测温点，用这若干等分环面上各周向测点温度的平均值来表示流道高度上的温度，将流道高度和温度(K)均换算为相对值，即分别除以流道总高度和温度场总平均温度(K)；
(三)根据测量结果，制作涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的流道高度上的温度分布坐标图，纵坐标是流道相对高度y，横坐标是相对温度T，连接涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的各测温数据点的温度分布曲线为T＝f(y)；
(四)t＊ 3和t＊ 4温度场的温度分布表达为相对高度的多项式，选择所测量的一组涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的流道高度上的温度分布曲线，两者相减，得到涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的流道高度上的温度差ΔT＝f(y)；
(五)测量得到涡轮后的t＊ 4温度场，用其流道相对高度温度分布式，与温度差ΔT相加，由此可推算出t＊ 3温度场的流道相对高度温度分布。
7.根据权利要求2所述的一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，其特征在于，步骤二具体包括：
(一)根据累积频率Pi的威布尔分布表达式确定统计热点tmax；
(二)用统计热点tmax替换测量最高温度t测量max，用威布尔数学期望值E替换平均温度t平均，得到温度场的不均匀度δ的表达式：
δ＝(tmax－E)/E＝11.51291/α/Γ(1+1/α)－1 (2)
(三)根据涡轮前温度场t＊ 3的形状参数α3和涡轮后温度场t＊ 4的形状参数α4，结合表达式(2)，得到涡轮前温度场t＊ 3不均匀度δ3与涡轮后温度场t＊ 4不均匀度δ4的关系式；
(四)测量涡轮后温度场t＊ 4不均匀度δ4，计算得到涡轮前温度场t＊ 3不均匀度δ3。
8.根据权利要求7所述的一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，其特征在于，上述表达式(2)对于涡轮前温度场t＊ 3，经变换后能得到涡轮前温度场t＊ 3不均匀度δ3的表达式：
δ3＝δ/(1－t＊ 2/t＊ 3平均) (3)
其中，t＊ 2是燃烧室进口温度。
9.根据权利要求2所述的一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法，其特征在于，步骤四具体包括：涡轮前温度场t＊ 3和涡轮后温度场t＊ 4的第一和第二热点时的对应关系为：从下游向前到上游，周向顺时针扭转20°～78°；根据上述对应关系，测量涡轮后温度场t＊ 4的热点位置，计算得到涡轮前温度场t＊ 3的热点位置范围。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112382344A (zh) * 2020-10-29 2021-02-19 上海电力大学 一种基于场协同思想的燃煤锅炉NOx排放分析方法
CN114370322A (zh) * 2022-01-05 2022-04-19 一汽解放汽车有限公司 涡前温度计算方法、装置、计算机设备和存储介质
CN114577352A (zh) * 2022-03-04 2022-06-03 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器
CN114719291A (zh) * 2022-06-08 2022-07-08 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种发动机出口温度场控制方法
WO2023130998A1 (zh) * 2022-01-05 2023-07-13 蓝箭航天技术有限公司 涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001329855A (ja) * 2000-05-19 2001-11-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービンのタービン入口温度予測方法
US20060055175A1 (en) * 2004-09-14 2006-03-16 Grinblat Zinovy D Hybrid thermodynamic cycle and hybrid energy system
CN102663179A (zh) * 2012-03-29 2012-09-12 奇瑞汽车股份有限公司 一种在布置阶段进行汽车前舱温度场校核的方法
CN103195592A (zh) * 2012-01-10 2013-07-10 福特环球技术公司 用于确定涡轮增压发动机中的排气歧管温度的方法和观测器
WO2014178746A1 (ru) * 2013-04-30 2014-11-06 Некоммерческое Партнерство По Научной, Образовательной И Инновационной Деятельности "Центр Импульсного Детонационного Горения" Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя
RU2587514C1 (ru) * 2015-03-03 2016-06-20 Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО "НПЦ газотурбостроения "Салют") Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя
US20160177856A1 (en) * 2014-12-19 2016-06-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Equipment health monitoring method and system and engine
CN106930840A (zh) * 2015-11-13 2017-07-07 安萨尔多能源瑞士股份公司 利用平均涡轮机出口温度来控制燃气涡轮机的操作的方法
CN108827643A (zh) * 2018-06-21 2018-11-16 哈尔滨工业大学 一种考虑排温温度场旋转的燃气轮机高温部件故障预警方法
CN109033515A (zh) * 2018-06-13 2018-12-18 大连理工大学 一种微型燃气涡轮发动机起动过程建模方法
CN109614428A (zh) * 2018-11-27 2019-04-12 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种燃烧室温度场分析调整方法
CN209624993U (zh) * 2019-03-25 2019-11-12 华电电力科学研究院有限公司 一种用于锅炉四管状态风险预测的管控系统

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001329855A (ja) * 2000-05-19 2001-11-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービンのタービン入口温度予測方法
US20060055175A1 (en) * 2004-09-14 2006-03-16 Grinblat Zinovy D Hybrid thermodynamic cycle and hybrid energy system
CN103195592A (zh) * 2012-01-10 2013-07-10 福特环球技术公司 用于确定涡轮增压发动机中的排气歧管温度的方法和观测器
CN102663179A (zh) * 2012-03-29 2012-09-12 奇瑞汽车股份有限公司 一种在布置阶段进行汽车前舱温度场校核的方法
WO2014178746A1 (ru) * 2013-04-30 2014-11-06 Некоммерческое Партнерство По Научной, Образовательной И Инновационной Деятельности "Центр Импульсного Детонационного Горения" Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя
US20160177856A1 (en) * 2014-12-19 2016-06-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Equipment health monitoring method and system and engine
RU2587514C1 (ru) * 2015-03-03 2016-06-20 Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО "НПЦ газотурбостроения "Салют") Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя
CN106930840A (zh) * 2015-11-13 2017-07-07 安萨尔多能源瑞士股份公司 利用平均涡轮机出口温度来控制燃气涡轮机的操作的方法
CN109033515A (zh) * 2018-06-13 2018-12-18 大连理工大学 一种微型燃气涡轮发动机起动过程建模方法
CN108827643A (zh) * 2018-06-21 2018-11-16 哈尔滨工业大学 一种考虑排温温度场旋转的燃气轮机高温部件故障预警方法
CN109614428A (zh) * 2018-11-27 2019-04-12 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种燃烧室温度场分析调整方法
CN209624993U (zh) * 2019-03-25 2019-11-12 华电电力科学研究院有限公司 一种用于锅炉四管状态风险预测的管控系统

Non-Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
W.Z.TANG ET AL.: "Numerical Simulation of Temperature Distribution and Thermal-Stress Field in a Turbine Blade with Multilayer-Structure TBCs by a Fluid–Solid Coupling Method", 《JOURNAL OF MATERIALS SCIENCE & TECHNOLOGY》 *
WANG XIAOJIANG ET AL.: "Life Evaluation of F-grade Insulation for Stator Bar in Turbine Generator", 《INSULATING MATERIALS》 *
李晓明: "某航空发动机防喘控制系统故障预测与健康管理技术应用研究", 《中国博士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *
李舒春等: "带有进排气旁通的某型柴油机性能仿真研究", 《内燃机与配件》 *
王应龙 等: "带热障涂层发动机气冷涡轮叶片温度场研究", 《机械科学与技术》 *
王聚: "发动机t4温度场的威布尔分布优化分析", 《中国航空学会第十一届燃烧与传热传质学术会论文集》 *
郭攀峰 等: "某型涡桨发动机涡轮出口温度高的研究分析", 《中国设备工程》 *

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112382344A (zh) * 2020-10-29 2021-02-19 上海电力大学 一种基于场协同思想的燃煤锅炉NOx排放分析方法
CN112382344B (zh) * 2020-10-29 2023-04-11 上海电力大学 一种基于场协同思想的燃煤锅炉NOx排放分析方法
CN114370322A (zh) * 2022-01-05 2022-04-19 一汽解放汽车有限公司 涡前温度计算方法、装置、计算机设备和存储介质
CN114370322B (zh) * 2022-01-05 2022-10-14 一汽解放汽车有限公司 涡前温度计算方法、装置、计算机设备和存储介质
WO2023130998A1 (zh) * 2022-01-05 2023-07-13 蓝箭航天技术有限公司 涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质
CN114577352A (zh) * 2022-03-04 2022-06-03 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器
CN114719291A (zh) * 2022-06-08 2022-07-08 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种发动机出口温度场控制方法
CN114719291B (zh) * 2022-06-08 2022-08-26 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种发动机出口温度场控制方法

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