CN114719291B - 一种发动机出口温度场控制方法 - Google Patents

一种发动机出口温度场控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种发动机出口温度场控制方法，属于航空发动机技术领域。该方法通过布置在涡轮出口截面上的温度测量耙对航空发动机高温区域进行监控，对温度值最大的区域，计算出其对应的某一个主燃烧室出口温度扇区，减小对应的燃油喷嘴流量，对温度值最小的区域，计算出其对应的某一个主燃烧室出口温度扇区，增大对应的燃油喷嘴流量。该方法实现了航空发动机上对出口温度场的实时地控制，能够使航空发动机温度场一直保持均匀，避免了由于航空发动机超温引起的故障及后续繁杂的分解、调试。本方法也避免了航空发动机燃油总管均匀性的调试和主燃烧室出口温度场的调试，大大缩短了研制周期，增强了航空发动机的整体寿命。

Description

一种发动机出口温度场控制方法
技术领域
本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种发动机出口温度场控制方法。
背景技术
航空发动机主燃烧室的出口温度场分布的均匀性是航空发动机设计的一个重要指标，对此有着极为严苛的要求。主燃烧室出口温度分布不均匀，会导致涡轮导叶壁温不均匀，从而引起涡轮出现裂纹、烧蚀等故障，严重影响涡轮寿命、危害航空发动机安全。因此，改善主燃烧室出口温度场，使温度均匀分布是主燃烧室设计中的一个重要过程，主燃烧室出口温度场调试也是主燃烧室研制过程中的重要环节。
航空发动机运行时，会对发动机高温区域进行监控，目前的测温方式一般是采用埋设热电偶测温，而热电偶的耐温能力有限。由于主燃烧室出口温度过高，无法在此布置热电偶监控，所以一般会在温度较低的涡轮出口布置温度测点监控温度，防止发动机超温运行。如果出现超温情况，发动机只有减油或停车，等待发动机分解后再对主燃烧室出口温度场进行调试。目前尚缺少在航空发动机上对主燃烧室出口温度场调控的方法。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种主燃烧室出口温度的控制方法，实现在发动机上对主燃烧室出口温度的实时控制，能够使航空发动机温度场一直保持均匀，避免了由于航空发动机超温引起的故障及后续繁杂的分解、调试。
为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种发动机出口温度场控制方法，所述方法包括如下步骤：
S1：在发动机涡轮出口截面布置多个测量靶，将测量靶测量的涡轮出口温度记为T5；
S2：计算温度值最大的T5max的测点周向位置对应主燃烧室出口截面的周向位移X；
S3：将周向位移转换为周向偏转角度b，
Figure 696528DEST_PATH_IMAGE001
，其中，r为涡轮转子半径；
S4：将位于主燃烧室出口环形截面的温度场按照燃油喷嘴对应位置划分为多个主燃烧室出口温度扇区；
S5：通过温度最大的T5max的测点和S3获取的周向偏转角，获得需要调整的对应主燃烧室出口温度扇区，减小主燃烧室出口温度扇区对应的燃油喷嘴的流量；
S6：通过温度最小的T5min的测点和S3获取的周向偏转角，获得需要调整的对应主燃烧室出口温度扇区，增大主燃烧室出口温度扇区对应的燃油喷嘴的流量；
S7：重复S5-S6，直至达到均匀的出口温度场。
本发明所提供的发动机出口温度场控制方法，还具有这样的特征，所述测量靶的数量不小于发动机燃油喷嘴的数量，所述测量靶周向均匀分布。
本发明所提供的发动机出口温度场控制方法，还具有这样的特征，所述S2包括如下步骤：
S2.1：计算温度值最大的T5max的测点周向位置对应涡轮动叶出口的周向位移
Figure 364270DEST_PATH_IMAGE002
；
S2.2：计算涡轮动叶出口对应涡轮动叶进口的周向位移
Figure DEST_PATH_IMAGE003
；
S2.3：计算涡轮动叶进口对应涡轮静叶出口的周向位移
Figure 266104DEST_PATH_IMAGE004
；
S2.4：计算涡轮静叶出口对应涡轮静叶进口的周向位移
Figure DEST_PATH_IMAGE005
；
S2.5：计算温度值最大的T5max的测点周向位置对应主燃烧室出口截面的周向位移X，X=X1+X2+X3-X4，
其中，L1为涡轮静叶长度，L2为涡轮静叶至涡轮动叶的距离，L3为涡轮动叶长度，L4为涡轮动叶至涡轮出口截面的距离，a1为涡轮静叶进口角，a2为涡轮静叶出口角，a3为涡轮动叶进口角，a4为涡轮动叶出口角，u为气流切向速度，v为气流轴向速度。
本发明所提供的发动机出口温度场控制方法，还具有这样的特征，所述多个主燃烧室出口温度扇区平均划分，每个主燃烧室出口温度扇区对应的燃油喷嘴位于该主燃烧室出口温度扇区的中间位置。
本发明所提供的发动机出口温度场控制方法，还具有这样的特征，所述S5中减少的主燃烧室出口温度扇区对应的燃油喷嘴的流量和S6中增加的主燃烧室出口温度扇区对应的燃油喷嘴的流量相同。
本发明所提供的发动机出口温度场控制方法，还具有这样的特征，所述发动机上的燃油总管上设有电控分配器，所述电控分配器用于控制每个燃油喷嘴的流量。
本发明所提供的发动机出口温度场控制方法，还具有这样的特征，所述S1前还包括发动机加油或减油时，燃油流量均匀地分配到每个燃油喷嘴。
本发明所提供的发动机出口温度场控制方法，还具有这样的特征，在发动机为多级涡轮发动机时，S4还包括，重复S1-S3，逐级推算至主燃烧室出口截面的周向偏转角度b。
有益效果
本发明所提供的发动机出口温度场控制方法，实现了航空发动机上对出口温度场的实时地控制，能够使航空发动机温度场一直保持均匀，避免了由于航空发动机超温引起的故障及后续繁杂的分解、调试。本方法也避免了航空发动机燃油总管均匀性的调试和主燃烧室出口温度场的调试，大大缩短了研制周期，增强了航空发动机的整体寿命。
附图说明
为了更清楚地说明本发明专利的技术方案，下面将对实施案例或现有技术描述中所需要使用的附图作一些简单的介绍，显而易见的，下面描述中的附图仅仅是本发明专利的一些实施案例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例所提供的发动机出口温度场控制方法的流程图；
图2为航空发动机示意图；
图3为涡轮示意图；
图4为燃油总管示意图；
图5为主燃烧室出口温度场示意图；
4-环形截面，5-涡轮出口截面，11-压气机，12-主燃烧室，13-涡轮，21-燃油总管，22-电控分配器，23-燃油喷嘴，24-主燃烧室出口温度扇区，31-涡轮静叶，32-涡轮动叶，L1-涡轮静叶长度，L2-涡轮静叶至涡轮动叶的距离，L3-涡轮动叶长度，L4-涡轮动叶至涡轮出口截面的距离，a1-涡轮静叶进口角，a2-涡轮静叶出口角，a3-涡轮动叶进口角，a4-涡轮动叶出口角。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
如图1-图3所示，本实施例提供一种发动机出口温度场控制方法，所述方法包括如下步骤：
S1：航空发动机包括压气机11，燃烧室12，涡轮13，在航空发动机涡轮出口截面5布置多个测量靶，将测量靶测量的涡轮出口温度记为T5；
S2：计算温度值最大的T5max的测点周向位置对应主燃烧室出口截面的周向位移X；
S3：将周向位移转换为周向偏转角度b，
Figure 931572DEST_PATH_IMAGE006
，其中，r为涡轮转子半径；
S4：将位于主燃烧室12出口环形截面4的温度场按照燃油喷嘴23对应位置划分为多个主燃烧室出口温度扇区24；
S5：通过温度最大的T5max的测点和S3获取的周向偏转角，获得需要调整的对应主燃烧室出口温度扇区24，减小主燃烧室出口温度扇区24对应的燃油喷嘴23的流量，即可降低出口温度场的最大温度值；
S6：通过温度最小的T5min的测点和S3获取的周向偏转角，获得需要调整的对应主燃烧室出口温度扇区24，增大主燃烧室出口温度扇区24对应的燃油喷嘴23的流量，即可增大出口温度场的最小温度值；
S7：重复S5-S6，直至达到均匀的出口温度场。
在上述实施例中，通过布置在涡轮出口截面5上的温度测量耙对航空发动机高温区域进行监控，对温度值最大的区域，通过本控制方法，计算出其对应的某一个主燃烧室出口温度扇区24，减小主燃烧室出口温度扇区24对应的位置的燃油喷嘴23的流量，即可降低出口温度场的最大温度值。对于测量的温度值最小的区域，通过本控制方法，计算出其对应的某一个主燃烧室出口温度扇区24，增大主燃烧室出口温度扇区24对应的位置的燃油喷嘴23的流量，即可增加出口温度场的最小温度值。通过控制设定，当航空发动机超温时，不断重复此步骤，就能有效降低航空发动机热点温度。通过本方法，实现了航空发动机上对出口温度场的实时地控制，能够使航空发动机温度场一直保持均匀，避免了由于航空发动机超温引起的故障及后续繁杂的分解、调试。本方法也避免了航空发动机燃油总管均匀性的调试和主燃烧室出口温度场的调试，大大缩短了研制周期，增强了航空发动机的整体寿命。
在部分实施例中，所述测量靶的数量不小于发动机燃油喷嘴23的数量，所述测量靶周向均匀分布。优选的，测量靶的数量与燃油喷嘴23的数量相同，也即一个主燃烧室出口温度扇区24对应安装一支温度测量靶，并周向均匀分布。
在部分实施例中，所述S2包括如下步骤：
S2.1：计算温度值最大的T5max的测点周向位置对应涡轮动叶32出口的周向位移
Figure 154743DEST_PATH_IMAGE007
；
S2.2：计算涡轮动叶32出口对应涡轮动叶32进口的周向位移
Figure 157334DEST_PATH_IMAGE008
；
S2.3：计算涡轮动叶32进口对应涡轮静叶31出口的周向位移
Figure 883982DEST_PATH_IMAGE009
；
S2.4：计算涡轮静叶31出口对应涡轮静叶31进口的周向位移
Figure 782668DEST_PATH_IMAGE010
；
S2.5：计算温度值最大的T5max的测点周向位置对应主燃烧室出口截面的周向位移X，X=X1+X2+X3-X4，
其中，L1为涡轮静叶长度，L2为涡轮静叶至涡轮动叶的距离，L3为涡轮动叶长度，L4为涡轮动叶至涡轮出口截面的距离，a1为涡轮静叶进口角，a2为涡轮静叶出口角，a3为涡轮动叶进口角，a4为涡轮动叶出口角，u为气流切向速度，v为气流轴向速度。
在部分实施例中，如图5所示，所述多个主燃烧室出口温度扇区24平均划分，每个主燃烧室出口温度扇区24对应的燃油喷嘴23位于该主燃烧室出口温度扇区24的中间位置。
在部分实施例中，所述S5中减少的主燃烧室出口温度扇区24对应的燃油喷嘴23的流量和S6中增加的主燃烧室出口温度扇区24对应的燃油喷嘴23的流量相同，以保持总燃油流量不变。
在部分实施例中，如图4所述，所述发动机上的燃油总管21上设有电控分配器22，所述电控分配器用于控制每个燃油喷嘴23的流量。
在部分实施例中，所述S1前还包括发动机加油或减油时，燃油流量均匀地分配到每个燃油喷嘴23。
在部分实施例中，在发动机为多级涡轮发动机时，S4还包括，重复S1-S3，逐级推算至主燃烧室出口截面的周向偏转角度b。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种发动机出口温度场控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：在发动机涡轮出口截面布置多个测量靶，将测量靶测量的涡轮出口温度记为T5；
S2：计算温度值最大的T5max的测点周向位置对应主燃烧室出口截面的周向位移X；
S3：将周向位移转换为周向偏转角度b，
Figure 492040DEST_PATH_IMAGE001
，其中，r为涡轮转子半径；
S4：将位于主燃烧室出口环形截面的温度场按照燃油喷嘴对应位置划分为多个主燃烧室出口温度扇区；
S5：通过温度最大的T5max的测点和S3获取的周向偏转角，获得需要调整的对应主燃烧室出口温度扇区，减小主燃烧室出口温度扇区对应的燃油喷嘴的流量；
S6：通过温度最小的T5min的测点和S3获取的周向偏转角，获得需要调整的对应主燃烧室出口温度扇区，增大主燃烧室出口温度扇区对应的燃油喷嘴的流量；
S7：重复S5-S6，直至达到均匀的出口温度场，
其中，所述S2包括如下步骤：
S2.1：计算温度值最大的T5max的测点周向位置对应涡轮动叶出口的周向位移
Figure 621670DEST_PATH_IMAGE002
；
S2.2：计算涡轮动叶出口对应涡轮动叶进口的周向位移
Figure 34110DEST_PATH_IMAGE003
；
S2.3：计算涡轮动叶进口对应涡轮静叶出口的周向位移
Figure 590994DEST_PATH_IMAGE004
；
S2.4：计算涡轮静叶出口对应涡轮静叶进口的周向位移
Figure 858027DEST_PATH_IMAGE005
；
S2.5：计算温度值最大的T5max的测点周向位置对应主燃烧室出口截面的周向位移X，X=X1+X2+X3-X4，
其中，L1为涡轮静叶长度，L2为涡轮静叶至涡轮动叶的距离，L3为涡轮动叶长度，L4为涡轮动叶至涡轮出口截面的距离，a1为涡轮静叶进口角，a2为涡轮静叶出口角，a3为涡轮动叶进口角，a4为涡轮动叶出口角，u为气流切向速度，v为气流轴向速度。
2.根据权利要求1所述的发动机出口温度场控制方法，其特征在于，所述测量靶的数量不小于发动机燃油喷嘴的数量，所述测量靶周向均匀分布。
3.根据权利要求1所述的发动机出口温度场控制方法，其特征在于，所述多个主燃烧室出口温度扇区平均划分，每个主燃烧室出口温度扇区对应的燃油喷嘴位于该主燃烧室出口温度扇区的中间位置。
4.根据权利要求1所述的发动机出口温度场控制方法，其特征在于，所述S5中减少的主燃烧室出口温度扇区对应的燃油喷嘴的流量和S6中增加的主燃烧室出口温度扇区对应的燃油喷嘴的流量相同。
5.根据权利要求1所述的发动机出口温度场控制方法，其特征在于，所述发动机上的燃油总管上设有电控分配器，所述电控分配器用于控制每个燃油喷嘴的流量。
6.根据权利要求1所述的发动机出口温度场控制方法，其特征在于，所述S1前还包括发动机加油或减油时，燃油流量均匀地分配到每个燃油喷嘴。
7.根据权利要求1所述的发动机出口温度场控制方法，其特征在于，在发动机为多级涡轮发动机时，S4还包括，重复S1-S3，逐级推算至主燃烧室出口截面的周向偏转角度b。
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