RU2511814C1 - Method to determine temperature of gas upstream turbine in afterburning mode of turbojet engine - Google Patents

Method to determine temperature of gas upstream turbine in afterburning mode of turbojet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2511814C1
RU2511814C1 RU2013116516/06A RU2013116516A RU2511814C1 RU 2511814 C1 RU2511814 C1 RU 2511814C1 RU 2013116516/06 A RU2013116516/06 A RU 2013116516/06A RU 2013116516 A RU2013116516 A RU 2013116516A RU 2511814 C1 RU2511814 C1 RU 2511814C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
afterburning
gas temperature
method
mode
Prior art date
Application number
RU2013116516/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Алексей Валерьевич Белов
Андрей Леонидович Киселев
Виктор Викторович Куприк
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО"
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 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" filed Critical Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО"
Priority to RU2013116516/06A priority Critical patent/RU2511814C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2511814C1 publication Critical patent/RU2511814C1/en

Links

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: in the method for determination of gas temperature upstream a turbine in the afterburning mode of a turbojet engine they measure gas temperature at maximum and afterburning modes downstream the turbine T4M and T4F, they also measure at the maximum and afterburning modes the pressure downstream the compressor PKM and PKF and downstream the turbine PTM and PTF, further they determine gas temperature upstream the turbine at the maximum mode before start of afterburning of TGM. Then a formula is given for determination of gas temperature upstream the turbine in the afterburning mode TGF.
EFFECT: increased accuracy of gas temperature determination upstream a turbine in afterburning mode due to reduction of rated values and use of the method of indirect measurement.

Description

Изобретение относится к авиации и предназначено для определения температуры газа при испытаниях и эксплуатации газотурбинных двигателей на форсажных режимах. The invention relates to aviation, and is intended for determining the gas temperature during testing and operation of turbine engines for afterburning modes.

Известен способ определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме через уравнение теплового баланса: Known method for determining the gas temperature before the turbine to afterburning through the heat balance equation:

c c р R в at Т T * г g Т T * Г D + + q q Т T n n Т T * г g Т T * Г D = = q q T T ( ( H H U U η η Г D + + n n T T 0 0 T T 0 0 ) ) + + c c р R в at Т T * к to T T * К TO

Figure 00000001
(см. Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. Изд. Москва, «Машиностроение» 1979 г., стр.155, формула 5.47). (See. Y. Litvinov, VO Borovyk. The characteristics and performance of the aircraft turbojet engine. Publ., Moscow, "Engineering" 1979, at p.155, formula 5.47).

Недостатком известного способа является большое количество расчетных величин, что дополнительно к погрешности измерений добавляет и погрешность расчета. A disadvantage of the known method is the large amount of the calculated values, which further adds to the measurement error and calculation error.

Техническим результатом, объективно достигаемым при использовании заявленного способа, является повышение точности расчета температуры газа перед турбиной на форсажном режиме за счет уменьшения расчетных величин и использовании метода косвенного измерения, позволяющего упростить определение температуры на форсажном режиме. The technical result achieved when using an objective of the inventive process is to increase the accuracy of the calculation of the gas temperature before the turbine to afterburning by reducing the calculated values ​​and using the method of indirect measurement, which allows to simplify the determination of the temperature at the afterburner.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя измеряют на максимальном и форсажном режимах температуру газа за турбиной Т и Т , также измеряют на максимальном и форсажном режимах давление за компрессором Р КМ и Р КФ и за турбиной Р ТМ и Р ТФ , далее определяют температуру газа перед турбиной на максимальном режиме перед включением форсажа Т ГМ , затем определяют температуру газа перед турбиной на форсажном режиме Т ГФ , по форму Said technical result is achieved by a method for determining the gas temperature before the turbine at afterburning turbojet mode is measured at the maximum and afterburning gas temperature after the turbine T 4M and T 4F, as measured at the maximum and afterburning modes pressure behind the compressor P CM and F CF and after the turbine TM P and P TF further define the gas temperature before the turbine at maximum output before switching afterburner GM T, is then determined the gas temperature before the turbine at afterburning T GF form of е: e:

Т T Г D Ф F = = Т T Г D М M + + к to 1 one ( ( ( ( Т T 4 four ф f - T T 4 four М M ) ) + + к to 2 2 ( ( Р R К TO Ф F Р R Т T Ф F - Р R К TO М M Р R Т T М M ) ) ) )

Figure 00000002
, где where

к 1 - коэффициент, учитывающий работу форсажного насоса, определяемый по формуле: to 1 - coefficient accounting work afterburner pump, defined by the formula:

к 1 =ΔТ Г /ΔТ 4 , где 1 to? T = T /? T 4, where

ΔТ Г - разница температуры газа перед турбиной на максимальном и форсажном режимах; T? T - temperature difference of the gas before the turbine at the maximum and afterburning modes;

ΔТ 4 - разница температуры газа за турбиной низкого давления на максимальном и форсажном режимах; 4? T - gas temperature difference for the low pressure turbine and at a maximum afterburning modes;

к 2 - коэффициент, определяемый по формуле: k 2 - coefficient, defined by the formula:

к to 2 2 = = Т T 4 four Ф F - Т T 4 four М M π π Т T Ф F - π π Т T М M

Figure 00000003
, где where

π ТФ - степень расширения газа на турбине на форсажном режиме; π TF - the degree of expansion of the gas to the turbine afterburner;

π ТМ - степень расширения газа на турбине на максимальном режиме; π TM - the degree of expansion of the gas in the turbine at maximum capacity;

За счет того, что при расчете температуры газа перед турбиной на форсажном режиме по вышеприведенному уравнению количество расчетных величин минимизировано до одной, достоверность определения данной температуры по сравнению с прототипом повышается. Due to the fact that the calculation of the gas temperature before the turbine to afterburning by the above equation the number of calculated values ​​is minimized to one, the accuracy of determination of the temperature as compared with the prior art is improved.

Далее представлен пример реализации заявленного способа определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя: Following is an example of implementing the claimed method for determining the gas temperature before the turbine at afterburning turbojet mode:

На максимальном режиме работы двигателя измеряем приемниками At the maximum operation of the engine are measuring receivers

полного давления давление за компрессором Р КМ , кг/см 2 , давление за турбиной низкого давления Р ТМ , кг/см 2 , и измеряем термопарами температуру газа за турбиной Т , К. the total pressure of the compressor pressure P CM, kg / cm 2, the pressure after the turbine low pressure P TM, kg / cm 2, and thermocouples measure the gas temperature after the turbine T 4M, K.

Далее определяем температуру газа перед турбиной на максимальном режиме Т ГМ , К, любым известным способом, например, через уравнение теплового баланса: Next, we determine the gas temperature before the turbine at maximum capacity GM T, K, by any known method, for example, through the heat balance equation:

T T * Г D = = q q T T ( ( H H U U η η Г D + + n n T T 0 0 T T 0 0 ) ) + + c c р R в at Т T * к to T T * К TO - c c р R в at Т T * г g T T * Г D q q T T n n T T * г g

Figure 00000004

Затем двигатель выводится на форсажный режим на котором проводятся аналогичные измерения Р КФ , кг/см 2 , Р ТФ , кг/см 2 , Т , К. Then the engine output to the afterburner mode in which similar measurements are conducted F CF, kg / cm 2, the FFs F, kg / cm 2, T 4F, K.

Далее рассчитываем коэффициенты к 1 и к 2 . Further forward coefficients k 1 and k 2. Данные коэффициенты определяются для каждого типа двигателя отдельно при специальных испытаниях. These coefficients are determined for each type of engine with separate special tests.

Для определения коэффициента к 1 определяем температуру газа на максимальном Т ГМ и форсированном Т ГФ режимах работы двигателя (указанные температуры вычисляются через уравнение теплового баланса). To determine the coefficient 1 to determine the maximum gas temperature T and GM forced T GF engine operating modes (these temperatures are calculated by the heat balance equation). На этих же режимах соответственно термопарами измеряем температуру газа за турбиной низкого давления Т и Т и вычисляем по формуле коэффициент к 1 : At these same conditions, respectively thermocouples measure the temperature of the gas to the low pressure turbine T and T 4M 4F and calculate using the formula for the coefficient of 1:

к 1 =ΔТ Г /ΔТ 4 1 to? T = T /? T 4

Для определения коэффициента к 2 на максимальном режиме работы двигателя приемниками полного давления измеряем давление перед турбиной Р 1ТМ , давление за турбиной низкого давления Р ТМ и измеряем термопарами температуру газа за турбиной низкого давления Т . To determine the coefficient k 2 in the maximum mode of engine receivers measure the total pressure upstream of the turbine pressure P 1TM, low pressure after the turbine pressure P TM and thermocouples measure the gas temperature after the turbine T 4M low pressure. Далее аналогичные измерения выполняем на форсированном режиме работы двигателя и измеряем Р 1ТФ , Р ТФ и Т . Next, similar measurement was performed in the forced mode of engine operation and measuring 1TF P, P and T FF 4F. Вычисляем по формуле суммарную степень расширения газов на турбинах на максимальном π ТМ и форсированном π ТФ режимах: Calculated by the formula total degree of expansion of the gases at the turbine at the maximum π π forced TM and TF modes:

π π Т T М M = = Р R 1 one Т T М M Р R Т T М M

Figure 00000005

Далее рассчитываем коэффициент к 2 по формуле: Further forward coefficient k 2 from the formula:

к to 2 2 = = Т T 4 four Ф F - Т T 4 four М M π π Т T Ф F - π π Т T М M

Figure 00000006

Затем рассчитываем температуру газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя Т ГФ , К, по формуле: Then counting gas temperature before the turbine in a turbojet engine afterburner T GF, K, according to the formula:

Т T Г D Ф F = = Т T Г D М M + + к to 1 one ( ( ( ( Т T 4 four ф f - T T 4 four М M ) ) + + к to 2 2 ( ( Р R К TO Ф F Р R Т T Ф F - Р R К TO М M Р R Т T М M ) ) ) )

Figure 00000002

Claims (1)

  1. Способ определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя, характеризующийся тем, что измеряют на максимальном и форсажном режимах температуру газа за турбиной Т и Т , также измеряют на максимальном и форсажном режимах давление за компрессором Р КМ и Р КФ и за турбиной Р ТМ и Р ТФ , далее определяют температуру газа перед турбиной на максимальном режиме перед включением форсажа Т ГМ , затем определяют температуру газа перед турбиной на форсажном режиме Т ГФ , по формуле: A method for determining the gas temperature before the turbine at afterburning turbojet mode, characterized in that measured at the maximum and afterburning gas temperature after the turbine T 4M and T 4F, as measured at the maximum and afterburning modes pressure behind the compressor P CM and R CF and after the turbine P and P TM TF further define the gas temperature before the turbine at maximum output before switching afterburner GM T, is then determined the gas temperature before the turbine at afterburning T GF, by the formula:
    Т T Г D Ф F = = Т T Г D М M + + к to 1 one ( ( ( ( Т T 4 four ф f - T T 4 four М M ) ) + + к to 2 2 ( ( Р R К TO Ф F Р R Т T Ф F - Р R К TO М M Р R Т T М M ) ) ) )
    Figure 00000002
    , где where
    к 1 - коэффициент, учитывающий работу форсажного насоса, определяемый по формуле: to 1 - coefficient accounting work afterburner pump, defined by the formula:
    к 1 =ΔТ Г /ΔТ 4 , где 1 to? T = T /? T 4, where
    ΔТ Г - разница температуры газа перед турбиной на максимальном и форсажном режимах; T? T - temperature difference of the gas before the turbine at the maximum and afterburning modes;
    ΔТ 4 - разница температуры газа за турбиной низкого давления на максимальном и форсажном режимах; 4? T - gas temperature difference for the low pressure turbine and at a maximum afterburning modes;
    к 2 - коэффициент, определяемый по формуле: k 2 - coefficient, defined by the formula:
    к to 2 2 = = Т T 4 four Ф F - Т T 4 four М M π π Т T Ф F - π π Т T М M
    Figure 00000003
    , где where
    π ТФ - степень расширения газа на турбине на форсажном режиме; π TF - the degree of expansion of the gas to the turbine afterburner;
    π ТМ - степень расширения газа на турбине на максимальном режиме. π TM - the degree of expansion of the gas in the turbine at maximum capacity.
RU2013116516/06A 2013-04-11 2013-04-11 Method to determine temperature of gas upstream turbine in afterburning mode of turbojet engine RU2511814C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013116516/06A RU2511814C1 (en) 2013-04-11 2013-04-11 Method to determine temperature of gas upstream turbine in afterburning mode of turbojet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013116516/06A RU2511814C1 (en) 2013-04-11 2013-04-11 Method to determine temperature of gas upstream turbine in afterburning mode of turbojet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2511814C1 true RU2511814C1 (en) 2014-04-10

Family

ID=50438199

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013116516/06A RU2511814C1 (en) 2013-04-11 2013-04-11 Method to determine temperature of gas upstream turbine in afterburning mode of turbojet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2511814C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2668310C1 (en) * 2017-10-05 2018-09-28 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Method for determining gas temperature in front of turbine in afterburner mode of turbojet engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1377623A1 (en) * 1985-07-26 1988-02-28 Производственное Объединение Турбостроения "Ленинградский Металлический Завод" Device for measuring temperature of gas prior to being admitted to turbine
RU2066854C1 (en) * 1990-07-02 1996-09-20 Уфимский государственный авиационный технический университет Device measuring temperature of gas-of gas-turbine engine
RU87467U1 (en) * 2009-04-22 2009-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") The system parameter determining unmeasured turbine engine by a complex indirect signals
US8146408B2 (en) * 2006-07-12 2012-04-03 General Electric Company Method for testing gas turbine engines
RU2456464C1 (en) * 2011-04-05 2012-07-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Control method of aircraft jet turbine engine
US8256277B2 (en) * 2009-06-11 2012-09-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine debris monitoring arrangement

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1377623A1 (en) * 1985-07-26 1988-02-28 Производственное Объединение Турбостроения "Ленинградский Металлический Завод" Device for measuring temperature of gas prior to being admitted to turbine
RU2066854C1 (en) * 1990-07-02 1996-09-20 Уфимский государственный авиационный технический университет Device measuring temperature of gas-of gas-turbine engine
US8146408B2 (en) * 2006-07-12 2012-04-03 General Electric Company Method for testing gas turbine engines
RU87467U1 (en) * 2009-04-22 2009-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") The system parameter determining unmeasured turbine engine by a complex indirect signals
US8256277B2 (en) * 2009-06-11 2012-09-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine debris monitoring arrangement
RU2456464C1 (en) * 2011-04-05 2012-07-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Control method of aircraft jet turbine engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ЛИТВИНОВ Ю.А.Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, Москва, Машиностроение, 1979,с.155,формула5.47. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2668310C1 (en) * 2017-10-05 2018-09-28 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Method for determining gas temperature in front of turbine in afterburner mode of turbojet engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Carrington et al. Shock waves in chemical kinetics: The rate of dissociation of N204
US7021130B2 (en) Method and device for the measurement of exhaust gas from internal combustion engines
Chiaverini et al. Regression-rate and heat-transfer correlations for hybrid rocket combustion
Miller et al. Single-shot gas-phase thermometry using pure-rotational hybrid femtosecond/picosecond coherent anti-Stokes Raman scattering
Boushaki et al. Effects of hydrogen and steam addition on laminar burning velocity of methane–air premixed flame: experimental and numerical analysis
JP4976901B2 (en) The method of estimating the engine characteristics
Kuenne et al. Experimental and numerical analysis of a lean premixed stratified burner using 1D Raman/Rayleigh scattering and large eddy simulation
De Vries et al. Autoignition of methane-based fuel blends under gas turbine conditions
Eriksson Mean value models for exhaust system temperatures
Nooren et al. Raman-Rayleigh-LIF measurements of temperature and species concentrations in the Delft piloted turbulent jet diffusion flame
Kistiakowsky et al. Gaseous detonations. III. Dissociation energies of nitrogen and carbon monoxide
KR20060046255A (en) Process for estimating combustor flame temperature
Torregrosa et al. Combustion noise level assessment in direct injection Diesel engines by means of in-cylinder pressure components
Haldeman et al. Experimental investigation of vane clocking in a one and 1/2 stage high pressure turbine
Kuchar et al. Scale model performance test investigation of exhaust system mixers for an Energy Efficient Engine/E3/propulsion system
Dreizler et al. Advanced laser diagnostics for an improved understanding of premixed flame-wall interactions
Rasheed et al. Experimental investigations of an axial turbine driven by a multi-tube pulsed detonation combustor system
Tang et al. High temperature ignition delay times of C5 primary alcohols
EP2078995B1 (en) A method of monitoring a gas turbine engine
O'Byrne et al. Dual-pump coherent anti-Stokes Raman scattering measurements in a supersonic combustor
CN103850803A (en) Gas turbine temperature measurement
Clark et al. The effect of airfoil scaling on the predicted unsteady loading on the blade of a 1 and 1/2 stage transonic turbine and a comparison with experimental results
JP2011106334A (en) Method of estimating heat release rate of engine using wiebe function model
Masri et al. Measurements and large eddy simulation of propagating premixed flames
Mattison et al. Pulse detonation engine characterization and control using tunable diode-laser sensors