CN112484075B - 一种燃烧室出口温度场修正方法 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机及燃气轮机燃烧室设计领域，特别涉及一种燃烧室出口温度场修正方法，包括如下步骤：步骤一、仿真计算得到改型燃烧室的第一出口温度场；步骤二、采用平均温度修正公式将第一出口温度场修正为第二出口温度场；步骤三、对第二出口温度场进行温度梯度的修正，得到第三出口温度场；步骤四、采用平均温度修正公式将第三出口温度场修正，得到供燃烧室设计使用的理论出口平均温度下的第四出口温度场。本申请的燃烧室出口温度场修正方法，可基于基准燃烧室试验及仿真数据，实现对改型燃烧室出口温度场仿真结果的整体修正，从而使设计者更好把握燃烧室结构改变后引起的燃烧室出口温度场的宏观变化，用于指导燃烧室改进设计。

Description

一种燃烧室出口温度场修正方法
技术领域
本申请属于航空发动机及燃气轮机燃烧室设计领域，特别涉及一种燃烧室出口温度场修正方法。
背景技术
燃烧室的出口燃气温度很高，温度场的均匀程度对涡轮叶片的安全可靠极为重要。常用OTDF和RTDF来衡量燃烧室出口温度场不均匀度，OTDF值为燃烧室出口温度分布中温度最大值超出平均值的量与燃烧室进出口温升之比，RTDF值为燃烧室出口径向温度分布沿周向平均超出出口平均值的量与燃烧室进出口温升之比。
现有方法为针对仿真计算得到的出口温度场，计算OTDF和RTDF值，直接乘以修正系数，得到修正后的OTDF和RTDF值，修正系数通过对基准燃烧室出口温度场进行试验和仿真计算得到。
现有方法主要缺点为，只对仿真计算得到的OTDF和RTDF值进行修正，只评估OTDF和RTDF两个指标，而不针对出口温度场进行整体修正，无法把握燃烧室结构改变后改型燃烧室相对于基准燃烧室出口温度场的宏观变化。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种燃烧室出口温度场修正方法。
本申请公开了一种燃烧室出口温度场修正方法，包括如下步骤：
步骤一、仿真计算得到改型燃烧室的第一出口温度场；
步骤二、采用平均温度修正公式将第一出口温度场修正为理论出口平均温度下的第二出口温度场；
步骤三、对第二出口温度场进行温度梯度的修正，得到第三出口温度场；
步骤四、采用平均温度修正公式将第三出口温度场修正为，可供燃烧室设计使用的理论出口平均温度下的第四出口温度场。
根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤二和步骤四中的平均温度修正公式为：
Figure BDA0002810095850000021
其中，T3为燃烧室进口平均温度；T4为燃烧室出口平均温度；T4i：燃烧室出口某数据点温度，下标A表示第一出口温度场，下标B表示第二出口温度场。
根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤三，是通过如下公式对第二出口温度场进行温度梯度的修正：
T4iC＝T4iB×修正系数拟合公式；
其中，下标B表示第三出口温度场；修正系数拟合公式是通过基准燃烧室出口温度场仿真结果与试验结果对比拟合得到。
根据本申请的至少一个实施方式，修正系数拟合公式的拟合具体包括：
将基准燃烧室出口温度场仿真结果与试验结果各数据点温度值分别按从小到大排序并编号，确定对应编号处的修正系数，通过拟合修正系数获得修正系数拟合公式，其中，拟合方式为可采用单个或多段的线性拟合，或二次多项式拟合。
本申请至少存在以下有益技术效果：
本申请的燃烧室出口温度场修正方法，可基于基准燃烧室试验及仿真数据，实现对改型燃烧室出口温度场仿真结果的整体修正，从而使设计者更好把握燃烧室结构改变后引起的燃烧室出口温度场的宏观变化，用于指导燃烧室改进设计；此外，经过修正后的出口温度场可为涡轮部件的仿真计算提供输入条件。
附图说明
图1是本申请燃烧室出口温度场修正方法的流程图；
图2是本申请燃烧室出口温度场修正方法中修正系数拟合公式示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
下面结合附图1-图2对本申请的燃烧室出口温度场修正方法做进一步详细说明。
本申请公开了一种燃烧室出口温度场修正方法，以某燃烧室单头部扇区为例进行举例说明，包括如下步骤：
步骤一、仿真计算得到改型燃烧室第一出口温度场A；
步骤二、采用平均温度修正公式将第一出口温度场A修正为理论出口平均温度下的第二出口温度场B；
此步骤中，由于仿真计算时采用燃料性质与真实试验用燃料性质存在差异，第一出口温度场A的平均温度与理论出口平均温度会有偏离；为此，采用如下的平均温度修正公式(1)将第一出口温度场A(参见表1)修正为理论出口平均温度下的第二出口温度场B(参见表2)，其中，公式(1)如下：
Figure BDA0002810095850000031
式中：T3为燃烧室进口平均温度；T4为燃烧室出口平均温度；T4i：燃烧室出口某数据点温度，下标A表示第一出口温度场，下标B表示第二出口温度场。
表1 第一出口温度场A(出口平均温度1720K)
Figure BDA0002810095850000032
Figure BDA0002810095850000041
表2 第二出口温度场B(出口平均温度1700K)
Figure BDA0002810095850000042
步骤三、在获取第二出口温度场B之后，对第二出口温度场B进行温度梯度的修正，得到第三出口温度场C；
具体的，此步骤中是通过如下温度转换公式(2)对第二出口温度B场进行温度梯度的修正：
T4iC＝T4iB×修正系数拟合公式 (2)；
其中，下标C表示第三出口温度场；修正系数拟合公式是通过基准燃烧室出口温度场仿真结果与试验结果对比拟合得到。
根据仿真计算经验，燃烧室出口温度场的仿真计算结果与试验结果在高低温区的分布上一般较为符合，仿真结果(参见表4)与试验结果(参见表3)的主要差别在于温度值的变化梯度。温度转换公式(2)的目的即在于实现对温度梯度的修正。
其中，修正系数拟合公式通过基准燃烧室出口温度场仿真结果与试验结果对比拟合得到，具体如下：
将基准燃烧室出口温度场仿真结果与试验结果各数据点温度值分别按从小到大排序并编号，确定对应编号处的修正系数，通过拟合修正系数获得修正系数拟合公式，可采用的拟合方式为单个或多段的线性拟合或二次多项式拟合，本实施例拟合公式见表5和图2。
表3 基准试验出口温度场(出口平均温度1700K)
扇区角度 径向1点 径向2点 径向3点 径向4点 径向5点
81 1607 1741 1763 1714 1555
82.5 1620 1792 1772 1751 1575
84 1683 1806 1800 1789 1613
85.5 1643 1712 1778 1760 1635
87 1588 1719 1747 1744 1610
88.5 1651 1786 1767 1761 1599
90 1707 1776 1782 1765 1572
91.5 1672 1734 1780 1728 1561
93 1632 1723 1747 1730 1547
94.5 1663 1755 1754 1752 1562
96 1692 1773 1764 1728 1592
97.5 1669 1750 1759 1700 1557
表4 基准仿真出口温度场(出口平均温度1700K)
Figure BDA0002810095850000051
Figure BDA0002810095850000061
注：基准仿真出口温度场平均温度已通过公式(1)修正已至1700K。
表5 修正系数拟合公式的确定
Figure BDA0002810095850000062
步骤四、采用平均温度修正公式将第三出口温度场C修正为，可供燃烧室设计使用的理论出口平均温度下的第四出口温度场D；
由于第三出口温度场C的平均温度与理论出口平均温度会存在一定程度偏离，因此，此步骤中再次采用平均温度修正公式(1)将第三出口温度场C(参见表6)修正为可供燃烧室设计使用的理论出口平均温度下的第四出口温度场D(参见表7)。
表6 第三出口温度场C(出口平均温度1737K)
Figure BDA0002810095850000063
Figure BDA0002810095850000071
表8 出口温度场D(出口平均温度1700K)
扇区角度 周向1点 周向2点 周向3点 周向4点 周向5点
81 1657 1735 1723 1692 1546
82.5 1701 1759 1742 1723 1605
84 1684 1775 1750 1739 1825
85.5 1812 1718 1737 1725 1830
87 1586 1641 1704 1684 1623
88.5 1785 1678 1716 1704 1704
90 1633 1715 1730 1722 1597
91.5 1608 1700 1725 1705 1749
93 1689 1657 1702 1687 1647
94.5 1612 1683 1745 1723 1827
96 1600 1723 1737 1727 1629
97.5 1641 1733 1730 1716 1615
综上所述，本申请的燃烧室出口温度场修正方法，可基于基准燃烧室试验及仿真数据，实现对改型燃烧室出口温度场仿真结果的整体修正，从而使设计者更好把握燃烧室结构改变后引起的燃烧室出口温度场的宏观变化，用于指导燃烧室改进设计。此外，经过修正后的出口温度场可为涡轮部件的仿真计算提供输入条件。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (1)

1.一种燃烧室出口温度场修正方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、仿真计算得到改型燃烧室的第一出口温度场；
步骤二、采用平均温度修正公式将第一出口温度场修正为理论出口平均温度下的第二出口温度场；
步骤三、对第二出口温度场进行温度梯度的修正，得到第三出口温度场；
步骤四、采用平均温度修正公式将第三出口温度场修正为，可供燃烧室设计使用的理论出口平均温度下的第四出口温度场；
所述步骤二和步骤四中的平均温度修正公式为：
Figure FDA0004125098310000011
其中，T3为燃烧室进口平均温度；T4为燃烧室出口平均温度；T4i：燃烧室出口某数据点温度，下标A表示第一出口温度场，下标B表示第二出口温度场；
在所述步骤三，是通过如下公式对第二出口温度场进行温度梯度的修正：
T4iC＝T4iB×修正系数拟合公式；
其中，下标B表示第三出口温度场；修正系数拟合公式是通过基准燃烧室出口温度场仿真结果与试验结果对比拟合得到；
修正系数拟合公式的拟合具体包括：
将基准燃烧室出口温度场仿真结果与试验结果各数据点温度值分别按从小到大排序并编号，确定对应编号处的修正系数，通过拟合修正系数获得修正系数拟合公式，其中，拟合方式为可采用单个或多段的线性拟合，或二次多项式拟合。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113107675B (zh) * 2021-04-28 2022-06-10 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于功率平衡的核心机涡轮前温度确定方法
CN113361040B (zh) * 2021-06-18 2024-01-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机整机条件下燃烧室出口温度评估方法
CN114491809B (zh) * 2022-01-19 2024-10-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机燃烧效率评估方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1048943A2 (en) * 1999-04-30 2000-11-02 Horiba, Ltd. Map preparing method used for engine testing apparatus or vehicle testing apparatus, and engine testing apparatus
JP2014202182A (ja) * 2013-04-09 2014-10-27 トヨタ自動車株式会社 内燃機関の熱発生率波形作成装置および燃焼状態診断装置
CN106503380A (zh) * 2016-10-28 2017-03-15 中国科学院自动化研究所 炼焦烟气中氮氧化物浓度预测方法及预测系统
CN108828947A (zh) * 2018-07-13 2018-11-16 南京航空航天大学 一种航空发动机含时滞的不确定性模糊动态模型建模方法
WO2019144337A1 (zh) * 2018-01-25 2019-08-01 大连理工大学 一种基于深度学习算法的航空发动机全包线模型自适应修正方法
CN110738011A (zh) * 2019-10-11 2020-01-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机内结构件的温度评估方法及系统
CN110889217A (zh) * 2019-11-20 2020-03-17 中国人民解放军海军工程大学 燃气轮机燃烧室一维仿真模型出口温度的修正方法
CN110929398A (zh) * 2019-11-20 2020-03-27 四川航天中天动力装备有限责任公司 一种用于微型发动机燃烧室出口截面总温测点布置方法
CN111175049A (zh) * 2020-01-20 2020-05-19 中国科学院力学研究所 一种发动机燃烧室多维温度及浓度场的诊断系统及方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2949908B1 (en) * 2014-05-30 2016-07-06 AVL List GmbH Method for simulation of an internal combustion engine

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1048943A2 (en) * 1999-04-30 2000-11-02 Horiba, Ltd. Map preparing method used for engine testing apparatus or vehicle testing apparatus, and engine testing apparatus
JP2014202182A (ja) * 2013-04-09 2014-10-27 トヨタ自動車株式会社 内燃機関の熱発生率波形作成装置および燃焼状態診断装置
CN106503380A (zh) * 2016-10-28 2017-03-15 中国科学院自动化研究所 炼焦烟气中氮氧化物浓度预测方法及预测系统
WO2019144337A1 (zh) * 2018-01-25 2019-08-01 大连理工大学 一种基于深度学习算法的航空发动机全包线模型自适应修正方法
CN108828947A (zh) * 2018-07-13 2018-11-16 南京航空航天大学 一种航空发动机含时滞的不确定性模糊动态模型建模方法
CN110738011A (zh) * 2019-10-11 2020-01-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机内结构件的温度评估方法及系统
CN110889217A (zh) * 2019-11-20 2020-03-17 中国人民解放军海军工程大学 燃气轮机燃烧室一维仿真模型出口温度的修正方法
CN110929398A (zh) * 2019-11-20 2020-03-27 四川航天中天动力装备有限责任公司 一种用于微型发动机燃烧室出口截面总温测点布置方法
CN111175049A (zh) * 2020-01-20 2020-05-19 中国科学院力学研究所 一种发动机燃烧室多维温度及浓度场的诊断系统及方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
航空发动机燃烧室过渡态温度场的数值研究;吉倩等;《沈阳航空工业学院学报》;20100415(第02期);第24-28页 *

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