RU2227919C1 - Способ определения структуры газового потока в компрессоре - Google Patents
Способ определения структуры газового потока в компрессореInfo
- Publication number
- RU2227919C1 RU2227919C1 RU2002124818/28A RU2002124818A RU2227919C1 RU 2227919 C1 RU2227919 C1 RU 2227919C1 RU 2002124818/28 A RU2002124818/28 A RU 2002124818/28A RU 2002124818 A RU2002124818 A RU 2002124818A RU 2227919 C1 RU2227919 C1 RU 2227919C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flow
- pressure
- compressor
- total
- static
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Measuring Volume Flow (AREA)
Abstract
Способ определения структуры газового потока в компрессоре относится к авиационной технике, а именно к способам определения динамики изменения газодинамических параметров потока в лопаточных машинах, например в компрессоре, в заданных областях течения потока как в пограничных зонах, так и в ядре газового потока и может быть использовано для диагностирования технического состояния газотурбинных двигателей. Способ заключается в том, что производят непрерывные синхронные измерения статического и полного давлений в набегающем потоке, измерения пульсации статического и полного давлений в точке измерения за время прохождения в зонах измерения каждой лопатки и каждого межлопаточного канала ротора компрессора с последующей обработкой результатов измерения, позволяющей строить изолинии полного и статического давлений и приведенной скорости потока в абсолютном движении, строить изолинии повышения и/или потерь полного давления, определять осредненные значения указанных выше параметров за время многократного прохождения всех лопаток ротора компрессора. Техническим результатом является повышение точности измерений газодинамических параметров потока, достоверности и информативности методов исследования структуры потока в компрессоре. Изобретение также позволяет выявить зоны течения, в которых возникают повышенные потери энергии, и установить причины, их вызывающие, к которым могут быть отнесены отрывы потока различного характера и возникновение скачков давления при сверхзвуковой скорости потока в относительном движении в компрессоре. 7 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам определения динамики изменения газодинамических параметров потока в лопаточных машинах, например в лопаточных компрессорах, в заданных областях течения потока как в пограничных зонах, так и в ядре газового потока и может быть использовано для диагностирования технического состояния газотурбинных двигателей.
Актуальной задачей является выявление изменения во времени картины распространения в газовом потоке возмущений, возникающих, например, при обтекании потоком неподвижных или движущихся конструктивных элементов компрессора.
Для выявления картины возмущений в газовом потоке определяют структуру потока в виде линий постоянства того или иного параметра потока - изолиний давления, скорости, приведенной скорости, степени сжатия, коэффициента потерь полного давления. Это позволяет выявить зоны течения, в которых возникают повышенные потери энергии, и установить причины, их вызывающие, к которым могут быть отнесены отрывы потока различного характера и возникновение скачков давления при сверхзвуковой скорости потока в относительном движении в компрессоре.
В лопаточных машинах, в условиях распространяющихся возмущений от вращающихся элементов конструкции, пульсация скорости потока имеет сложный полигармонический широкополосный спектр, частотный состав которого в условиях изменения режимов работы компрессора может находиться в полосе частот от 5 Гц до 10 кГц и более.
Известен способ, Горлин С.М. Экспериментальная аэромеханика, Москва, Высшая школа, 1970, с. 173-178, определения осредненной величины приведенной скорости потока в сечении, перпендикулярном направлению движения потока, с измерением в одном сечении полного и статического давления с помощью зондов или насадков, устанавливаемых в проходном сечении трубопровода, регистрации полученных измерений и обработки результатов измерений.
Недостатком данного способа является низкая точность измерений и недостаточность полноты информации для определения структуры потока.
Известен способ определения колебаний величины скорости потока с использованием “Термоанемометра”, авторское свидетельство №2033616 от 26.06.91 г., на основе определения степени воздействия набегающего потока на чувствительный элемент, установленный в потоке, включающий измерение электрических характеристик чувствительного элемента, например сопротивления, изменяющихся под воздействием потока, например при снижении температуры чувствительного элемента, с последующим вычислением скорости потока, приводящей к такому снижению и соответственно к изменению сопротивления.
Однако термоанемометрические способы определения колебаний скорости достаточно сложны в применении, требуют использования термокомпенсации, что усложняет конструкцию приемных элементов. Недостатком способа также является ограничение по значениям приведенной скорости потока, предельное значение составляет λ=0.4...0.5 (в связи с усилением влияния сжимаемости на результаты измерения), раскаленная металлическая нить не обладает достаточной прочностью в воздушном потоке больших скоростей, и сигнал такого анемометра достаточно слабый, по уровню сравним с шумом регистрирующего устройства и требует усиления.
Известен “Способ измерения скорости потока газа или жидкости”, авторское свидетельство №1647408 от 28.06.89 г., при котором точность измерения скорости потока газа или жидкости зависит от термочувствительной поверхности измерительного устройства.
Основным недостатком данного способа является то, что он не обеспечивает точность измерения полного и статического давления и не обеспечивает получение структуры потока во времени.
Наиболее близким техническим решением к заявляемому является “Устройства, измеряющие параметры потока”, патент США US 4372170, G 01 F 1/42, 1983, в котором описывается несколько приемных устройств, с помощью которых можно определять статическое давление в плоскости, параллельной потоку, и полное давление в плоскости, перпендикулярной потоку.
Основными недостатками данных устройств является то, что они не предназначены для использования их в качестве устройств, измеряющих пульсации полного и статического давления, из-за наличия в них зоны внезапного расширения, что не позволяет правильно измерять пульсации статического давления. Кроме того, данные устройства на фиг.1 и фиг.4 предназначены для низких скоростей потока, так как приемник полного давления располагается в сужающемся канале, площадь проходного сечения которого уменьшается более чем в 2 раза, и при приведенной скорости потока λ=0.34 может возникнуть запирание канала с последующим образованием скачка давления, который приводит к неточному измерению полного давления и статического давления. Недостаток приемника на фиг.5 заключается в невозможности измерений в одной точке, так как приемники полного и статического давления разнесены.
В реальных условиях скорость потока в точке является переменной величиной, в значительной степени обусловленной турбулентностью потока, распространением возмущений от конструктивных элементов, вязкостью среды и другими процессами.
Задачей предлагаемого технического решения является повышение точности и полноты определения газодинамических параметров потока в компрессоре для выявления изменения во времени картины распространения возмущений в газовом потоке.
Технический результат достигается в заявляемом способе определения структуры газового потока в лопаточных машинах, например в лопаточном компрессоре, который основан на определении газодинамических параметров течения во времени и включает непрерывное, синхронное измерение полного и статического давления в набегающем потоке, измерение пульсаций полного и статического давлений в точке измерения за время прохождения в зонах измерений каждой лопатки и каждого межлопаточного канала ротора компрессора, с последующей обработкой результатов измерения, позволяющий строить изолинии полного и статического давлений и приведенной скорости потока в абсолютном движении, строить изолинии повышения и/или потерь полного давления, определять приведенную скорость потока, определять осредненные значения указанных выше параметров за время многократного прохождения всех лопаток ротора компрессора.
Измерение газодинамических параметров потока производят в широком частотном диапазоне, который в условиях изменения режима работы компрессора составляет от 5 до 10000 Гц и более.
Способ определения газодинамических параметров потока показан на примере исследования структуры потока в периферийной пристеночной области во входном канале модели осевой ступени лопаточной машины, имеющей высокую частоту следования лопаток, максимальное значение которой составляет 8 кГц.
На фиг.1 изображена структурная схема устройства, реализующего предлагаемый способ определения структуры газового потока в компрессоре.
На фиг.2 изображен вид осциллограмм записи аналоговых сигналов при синхронном и непрерывном измерении пульсаций полного и статического давлений в точке измерений в течение времени t.
На фиг.3 изображен вид спектров пульсаций полного и статического давления в точке измерений.
На фиг.4 изображен вид изменения статического давления в точках измерения, радиально расположенных на входе в рабочую ступень лопаточной машины за время прохождения одного межлопаточного канала.
На фиг.5 изображен вид изменения полного давления в точках измерения, радиально расположенных на входе в ступень лопаточной машины за время прохождения одного межлопаточного канала.
На фиг.6 изображен вид изменения приведенной скорости потока за время прохождения одного межлопаточного канала.
На фиг.7 изображен вид изолиний приведенной скорости потока в пристеночном слое входного канала, построенных на основе результатов измерений в нескольких точках при радиальном изменении положения измерительного устройства.
Устройство, реализующее предлагаемый способ определения структуры газового потока в компрессоре, структурная схема которого изображена на фиг.1, содержит измерительное устройство 1, датчик 2 пульсаций статического давления, датчик 3 пульсаций полного давления, определитель 4 направления потока, блок 5 коррекции положения измерительного устройства 1 в потоке, блок 6 регистрации аналогового сигнала, блок 7 визуализации результатов измерения, устройство 8 обработки результатов измерения, состоящее из блока 9 частотного анализа пульсаций давлений, блока 10 определения осредненных значений давлений, степени повышения коэффициента потерь полного давления и приведенной скорости, блока 11 определения мгновенных значений давлений, степени повышения или коэффициента потерь полного давления и приведенной скорости потока, устройство 12 построения изолиний статического и полного давлений, степени повышения или коэффициента потерь полного давления и приведенной скорости потока, устройство 13 визуализации результатов обработки
Изображенное на фиг.1 измерительное устройство 1 размещено в точке измерения и обеспечивает синхронное измерение пульсаций полного давления в плоскости, перпендикулярной направлению движения набегающего потока, относительно давления внешней среды и измерение пульсаций статического давления в плоскости, параллельной направлению движения набегающего потока, в одной и той же точке потока, и обеспечивает формирование на выходах измерительного устройства 1 аналоговых сигналов, соответствующих по величине мгновенным значениям полного и статического давлений в точке измерения.
Измерительное устройство 1 пульсаций полного и статического давления позволяет корректировать положение измерительных элементов датчиков 2 и 3 пульсаций статического и полного давления в случае неперпендикулярности плоскости измерения пульсаций полного давления направлению потока.
Способ определения структуры газового потока в компрессоре осуществляется следующим образом.
Измерительное устройство 1 размещают в точке измерения, расположенной, например, в периферийной пристеночной области во входном канале компрессора. Набегающий поток поступает в измерительное устройство 1 к чувствительным элементам - датчикам 2 и 3, оказывая на них непрерывное силовое воздействие. Датчик 2 давления непрерывно фиксирует мгновенное значение пульсации статического давления в точке измерения относительно давления окружающей среды, датчик 3 давления непрерывно фиксирует мгновенное значение пульсации полного давления в точке измерения относительно давления окружающей среды, при этом на выходах датчиков 2 и 3 формируются аналоговые сигналы, которые затем поступают в блок 6 регистрации аналоговых сигналов.
Затем аналоговые сигналы поступают в осциллограф (на фиг. не показан) блока 7 визуализации результатов измерений для получения осциллограммы пульсаций полного и статического давлений в точке измерения, скорости потока и в устройство 13 визуализации результатов обработки.
Вид осциллограмм, изображенный на фиг.2 и содержащий записи аналоговых сигналов при синхронном непрерывном измерении пульсаций полного и статического давлений в точке измерения в течение времени t, позволяет определить величину статического давления (Р) на основании соотношения
P=f(t)
и величину полного давления (Р*) на основании соотношения
P*=f(t),
где Р и Р* являются функциями времени.
Вид спектров, изображенный на фиг.3, пульсаций полного и статического давлений в точке измерения в пристеночном слое входного канала показывает возможность получения неискаженной структуры потока в пристеночном слое.
Вид осциллограмм, изображенный на фиг.4 и 5, статического и полного давлений в трех точках течения потока, радиально расположенных на входе в рабочую ступень лопаточной машины, показывает картину визуализации изменения во времени указанных давлений.
Вид изменения приведенной скорости потока в абсолютном движении (λ), изображенный на фиг.6, показан в трех точках измерений.
При одновременном измерении пульсаций давления в нескольких точках течения могут быть построены изолинии постоянства газодинамических параметров в течении, изображенные на фиг.7. При этом приведенную скорость потока (λ) определяют по формуле
где λ - мгновенное значение приведенной скорости потока;
k - показатель адиабаты;
Р - мгновенное значение величины статического давления потока;
Р* - мгновенное значение величины полного давления потока.
Вид изолиний, изображенных на фиг.7, приведенной скорости потока (λ) в абсолютном движении в пристеночной области, соизмеримой с толщиной пограничного слоя, формирующегося на стенке входного цилиндрического канала за временной интервал, соответствует времени прохождения одного межлопаточного канала и характеризует влияние конструктивных элементов - лопаток рабочего колеса на структуру течения потока на входе в рабочее колесо компрессора.
Аналогично могут быть построены изолинии других газодинамических параметров течения. При этом при определении структуры потока в компрессоре вычисляют степень повышения (π*) и коэффициент потерь полного давления (σ*) за время прохождения каждого межлопаточного канала по формулам
π*=Р*вых/P*вход;
σ*=Р*вход/В0,
где π* - степень повышения полного давления;
σ* - коэффициент потерь полного давления;
Р*вход - величина полного давления на входе в компрессор;
Р*вых - величина полного давления на выходе из компрессора;
В0 - барометрическое давление.
На основе вычисления газодинамических функций определяют пульсации газодинамических параметров во времени.
При одновременном измерении пульсаций полного и статического давлений в нескольких точках, расположенных радиально в пристеночном слое входного канала, получают картину распределения давления внутри слоя.
Предлагаемый способ реализуется на испытательных стендах, имеющих набор оборудования, с применением известных персональных компьютеров, с применением как известных так, и специальных устройств, созданных для наилучшей реализации способа.
Применение данного способа определения структуры газового потока в лопаточных машинах, например в компрессоре, позволяет повысить точность измерений газодинамических параметров потока, достоверность и информативность методов исследования структуры потока в компрессоре в целях совершенствования методик расчета при проектировании и поиска резервов повышения эффективности компрессоров.
Claims (1)
- Способ определения структуры газового потока в компрессоре, заключающийся в том, что измеряют значение полного давления в точке измерения, лежащей в плоскости, перпендикулярной направлению движения набегающего потока, измеряют статическое давление в точке измерения, лежащей в плоскости, параллельной направлению движения набегающего потока, определяют осредненное по времени в каждой точке измерения полное давление потока, статическое давление потока, степень повышения давления, коэффициент потерь полного давления, вычисляют скорость потока, отличающийся тем, что измеряют и регистрируют пульсацию полного и статического давления непрерывно синхронно в одной и той же точке измерения за время прохождения каждой лопатки и каждого межлопаточного канала ротора компрессора, причем измерения производят в нескольких точках входного и выходного каналов компрессора, строят изолинии полного и статического давлений, строят изолинии степени повышения и/или потерь полного давления, при этом приведенную скорость потока (λ) определяют по формуле
где λ - мгновенная величина приведенной скорости потока;k - показатель адиабаты;Р - мгновенное значение величины статического давления потока;Р* - мгновенное значение величины полного давления потока,а степень повышения полного давления потока определяют по формулеπ*=Р*вых/Р*вход,где Р*вход - мгновенное значение величины полного давления на входе в компрессор;Р* вых - мгновенное значение величины полного давления на выходе из компрессора,и при этом коэффициент потерь полного давления на входе перед компрессором перед каждым межлопаточным каналом определяют по формулеσ*=Р*вход/В0,где Р*вход - мгновенное значение величины полного давления на входе в компрессор;В0 - барометрическое давление.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002124818/28A RU2227919C1 (ru) | 2002-09-18 | 2002-09-18 | Способ определения структуры газового потока в компрессоре |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002124818/28A RU2227919C1 (ru) | 2002-09-18 | 2002-09-18 | Способ определения структуры газового потока в компрессоре |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002124818A RU2002124818A (ru) | 2004-03-27 |
| RU2227919C1 true RU2227919C1 (ru) | 2004-04-27 |
Family
ID=32465438
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002124818/28A RU2227919C1 (ru) | 2002-09-18 | 2002-09-18 | Способ определения структуры газового потока в компрессоре |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2227919C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2559566C1 (ru) * | 2014-04-07 | 2015-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ измерения параметров пульсирующего потока |
| RU2770630C1 (ru) * | 2018-12-03 | 2022-04-19 | Сафран Эркрафт Энджинз | Способ и устройство обнаружения вращающегося срыва потока в компрессоре турбореактивного двигателя |
| RU2786749C1 (ru) * | 2022-08-05 | 2022-12-26 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Способ определения нестационарного давления потока газа и устройство для его реализации |
-
2002
- 2002-09-18 RU RU2002124818/28A patent/RU2227919C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ГОРЛИН С.Н. Экспериментальная аэромеханика. - М.: Высшая школа, 1970, с.173-178. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2559566C1 (ru) * | 2014-04-07 | 2015-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ измерения параметров пульсирующего потока |
| RU2770630C1 (ru) * | 2018-12-03 | 2022-04-19 | Сафран Эркрафт Энджинз | Способ и устройство обнаружения вращающегося срыва потока в компрессоре турбореактивного двигателя |
| RU2786749C1 (ru) * | 2022-08-05 | 2022-12-26 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Способ определения нестационарного давления потока газа и устройство для его реализации |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2002124818A (ru) | 2004-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Eckardt | Instantaneous measurements in the jet-wake discharge flow of a centrifugal compressor impeller | |
| Kupferschmied et al. | Time-resolved flow measurements with fast-response aerodynamic probes in turbomachines | |
| Sun et al. | Instability detection of centrifugal compressors by means of acoustic measurements | |
| Estorf et al. | Surface-pressure measurements of second-mode instability in quiet hypersonic flow | |
| Meyer et al. | Instantaneous flow field measurements in the interstage section between a fan and the outlet guiding vanes at different axial positions | |
| JP2006500557A5 (ru) | ||
| Aretakis et al. | Turbocharger unstable operation diagnosis using vibroacoustic measurements | |
| Abdelhamid et al. | Experimental investigation of unsteady phenomena in vaneless radial diffusers | |
| RU2559566C1 (ru) | Способ измерения параметров пульсирующего потока | |
| Ainsworth et al. | The development of fast response aerodynamic probes for flow measurements in turbomachinery | |
| RU2227919C1 (ru) | Способ определения структуры газового потока в компрессоре | |
| JPS6183457A (ja) | ナセルからの空気漏洩の監視方法及び装置 | |
| Toni et al. | Unsteady flow field measurements in an industrial centrifugal compressor | |
| Beselt et al. | Influence of mach number and aerodynamic loading on rotating instability in an annular compressor cascade | |
| Ashworth et al. | Unsteady interaction effects on a transitional turbine blade boundary layer | |
| Meillard et al. | Time resolved pressure and velocity measurements at the DLR UHBR-Fan and comparison with simulation data | |
| RU143783U1 (ru) | Устройство для измерения параметров пульсирующего потока | |
| Stefopoulos et al. | Evaluation of pressure and species concentration measurement using uncertainty propagation | |
| Weidenfeller et al. | Time resolved measurements in an annular compressor cascade with high aerodynamic loading | |
| Gizzi et al. | Time-resolved measurements with fast-response probes and laser Doppler velocimetry at the impeller exit of a centrifugal compressor: a comparison of two measurement techniques | |
| Hilgenfeld et al. | Experimental investigation of turbulence influence of wake passing on the boundary layer development of highly loaded turbine cascade blades | |
| Schlienger et al. | Measuring Unsteady 3D Flow with a single pressure transducer | |
| RU2246711C1 (ru) | Способ определения параметров течения в компрессоре и устройство для его осуществления | |
| Bubeck et al. | Development and application of a high frequency wedge probe | |
| Choi | Aerodynamic noise generation in centrifugal turbomachinery |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110919 |