RU2757091C2 - Датчик турбулентности компрессора турбомашины - Google Patents

Датчик турбулентности компрессора турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2757091C2
RU2757091C2 RU2018116234A RU2018116234A RU2757091C2 RU 2757091 C2 RU2757091 C2 RU 2757091C2 RU 2018116234 A RU2018116234 A RU 2018116234A RU 2018116234 A RU2018116234 A RU 2018116234A RU 2757091 C2 RU2757091 C2 RU 2757091C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
paragraphs
turbomachine
holes
receiving elements
Prior art date
Application number
RU2018116234A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018116234A3 (ru
RU2018116234A (ru
Inventor
Стефан ЭРНО
Original Assignee
Сафран Аэро Бустерс Са
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 Сафран Аэро Бустерс Са filed Critical Сафран Аэро Бустерс Са
Publication of RU2018116234A publication Critical patent/RU2018116234A/ru
Publication of RU2018116234A3 publication Critical patent/RU2018116234A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2757091C2 publication Critical patent/RU2757091C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/001—Testing thereof; Determination or simulation of flow characteristics; Stall or surge detection, e.g. condition monitoring
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02—Arrangement of sensing elements
    • F01D17/08—Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02—Arrangement of sensing elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02—Arrangement of sensing elements
    • F01D17/08—Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure
    • F01D17/085—Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure to temperature
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • F05D2220/3217—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage for the first stage of a compressor or a low pressure compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/10—Purpose of the control system to cope with, or avoid, compressor flow instabilities
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/10—Purpose of the control system to cope with, or avoid, compressor flow instabilities
    • F05D2270/101—Compressor surge or stall
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/301—Pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/301—Pressure
    • F05D2270/3011—Inlet pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/303—Temperature
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Согласно настоящему изобретению предложена система измерения турбулентности потока (18) турбомашины, в частности компрессора турбомашины. Система (30) содержит: первый приемный элемент (47) с первым датчиком (52) давления и первым отверстием (48); второй приемный элемент (54) со вторым датчиком (58) давления и вторым отверстием (56), выполненным под наклоном относительно первого отверстия (48); и датчик (53) температуры. Система (30) предназначена для вычисления по меньшей мере двух компонентов направления скорости потока на основании данных от датчиков (52; 58) давления и датчика (53) температуры. Отверстия выполнены в хвостовике лопатки, на передней кромке на уровне внутренней оболочки. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области анализа работы компрессора турбомашины. В частности, настоящее изобретение касается датчика измерения турбулентности с несколькими отдельными отверстиями. Настоящее изобретение также относится к осевой турбомашине, в частности к турбореактивному двигателю воздушного судна или турбовинтовому двигателю воздушного судна.
Уровень техники
В турбореактивном двигателе уровень турбулентности на входе в компрессор влияет на стабильность работы последнего. Более того, работа вентилятора создает и усиливает турбулентность на входе в компрессор. В частности, прохождение лопаток вентилятора делает неламинарными потоки на входе в компрессор. Следовательно, возможность измерения такой турбулентности позволяет оценить пределы безопасной работы компрессора и, следовательно, предвидеть критические ситуации.
В документе US2004159103 A1 описана система для определения нестабильности в компрессоре турбореактивного двигателя. Система содержит преобразователь давления с расположенным на пути потока отверстием для измерения общего давления и по меньшей мере с четырьмя отверстиями для измерения статического давления. Более того, эти четыре отверстия сообщаются с одной общей линией. Кроме того, они расположены вокруг полой трубчатой части, на стороне выше по потоку. Тем не менее применимость рассмотренной выше системы остается ограниченной в отношении компрессора.
Сущность изобретения
Техническая задача
Целью настоящего изобретения является решение по меньшей мере одной из проблем аналогов, известных из уровня техники. В частности, целью настоящего изобретения является улучшение управления стабильной работой компрессора. Также целью настоящего изобретения является обеспечение конструкции, которая является простой, прочной, легкой, экономичной, надежной, а также легко изготавливается, удобна в обслуживании, легко проверяется и повышает коэффициент полезного действия.
Техническое решение
Согласно настоящему изобретению предложена система измерения турбулентности потока турбомашины, в частности компрессора турбомашины, при этом система содержит: первый приемный элемент с первым датчиком давления и первым отверстием; второй приемный элемент со вторым датчиком давления и вторым отверстием, выполненным под наклоном относительно первого отверстия; и отличается тем, что дополнительно содержит датчик температуры, при этом система предназначена для вычисления, в частности непрерывного, по меньшей мере двух компонентов направления скорости потока на основании данных от датчиков давления и датчика температуры.
Согласно предпочтительным вариантам осуществления настоящего изобретения система может содержать один или более из следующих признаков как по отдельности, так и во всех технически возможных комбинациях:
- по меньшей мере два компонента направления скорости потока содержат осевой компонент, и/или радиальный компонент, и/или окружной компонент;
- первый приемный элемент, первый датчик и первое отверстие выполнены с возможностью измерения общего давления потока;
- второй приемный элемент, второй датчик и второе отверстие выполнены с возможностью измерения статического давления потока газа;
- система дополнительно содержит третий приемный элемент с третьим датчиком давления и третьим отверстием, при этом все отверстия выполнены под наклоном относительно друг друга;
- отверстия содержат патрубки, при этом указанные патрубки выполнены под наклоном относительно друг друга;
- система дополнительно содержит несколько вторых приемных элементов, каждый из которых снабжен вторым датчиком давления и вторым отверстием, при этом каждое отверстие выполнено под наклоном относительно других отверстий;
- вторые приемные элементы расположены вокруг первого приемного элемента;
- система дополнительно содержит единую основную часть, в которой выполнены приемные элементы и отверстия и в которой размещены датчики;
- приемные элементы являются несквозными и/или герметично отделены друг от друга, в частности, основной частью;
- система предназначена для измерения уровня возмущения как функции изменений компонентов направления скорости потока;
- система содержит элемент для вычисления компонентов направления с частотой вычисления, которая больше или равна 300 Гц, или 800 Гц, или 10 кГц для каждого компонента направления;
- первое отверстие выполнено на расстоянии от второго отверстия или каждого второго отверстия, составляющем не более чем 1 мм, или 0,5 мм, или 0,2 мм;
- система предназначена для вычисления по меньшей мере двух компонентов направления локальной скорости потока газа на основании данных от датчиков давления и датчика температуры;
- компоненты определяют вектор скорости в пространстве в некоторой точке потока;
- система содержит несколько датчиков температуры, каждый из которых расположен в приемном элементе, при этом отверстия указанных приемных элементов выполнены под наклоном, при необходимости они все выполнены под наклоном, относительно друг друга; в каждом из указанных приемных элементов размещен датчик давления, при этом несколько датчиков температуры при необходимости может содержать по меньшей мере три, или четыре, или пять, или семь датчиков температуры;
- поток представляет собой сжимаемый поток газа;
- система дополнительно содержит ось вращения турбомашины, при этом первое отверстие образует общую плоскость, по существу перпендикулярную оси вращения;
- второе отверстие проходит по существу параллельно оси вращения турбомашины или выполнено под наклоном с углом, составляющим от 5° до 85° включительно, или от 30° и 60° включительно, или от 40° до 50° включительно;
- датчики давления представляют собой электрические датчики, и/или датчик температуры представляет собой электрический датчик;
- ширина по меньшей мере одного или каждого отверстия приемного элемента меньше или равна 5,00 мм, или 1,00 мм, или 0,50 мм.
Согласно настоящему изобретению также предложена система измерения турбулентности потока в турбомашине и/или вычисления скорости потока в турбомашине, в частности для компрессора турбомашины, отличающаяся тем, что система содержит датчик температуры и лопатку, которая имеет кривую переднюю кромку; первый приемный элемент с датчиком давления и первым отверстием; второй приемный элемент с другим датчиком давления и вторым отверстием, при этом отверстия расположены вдоль кривизны кривой передней кромки и при необходимости имеют разное направление; при этом система предназначена для определения скорости по меньшей мере двух компонентов потока посредством датчика температуры и датчиков давления.
Согласно настоящему изобретению также предложен компрессор турбомашины, в частности компрессор низкого давления турбомашины, содержащий входной воздухозаборник с кольцевым рядом лопаток и систему измерения турбулентности и отличающийся тем, что система выполнена согласно настоящему изобретению, при этом при необходимости датчики давления представляют собой электрические датчики, и/или датчик температуры представляет собой электрический датчик.
Согласно предпочтительным вариантам осуществления настоящего изобретения компрессор может содержать один или более из следующих признаков как по отдельности, так и во всех технически возможных комбинациях:
- лопатки имеют передние кромки, при этом отверстия приемных элементов расположены в осевом направлении на уровне передних кромок;
- отверстия приемных элементов расположены радиально на одной передней кромке лопатки для измерения там по меньшей мере двух компонентов скорости потока;
- компрессор содержит внутреннюю оболочку, соединенную с лопатками, при этом отверстия приемных элементов расположены радиально на высоте оболочки;
- отверстия приемных элементов скомбинированы в одном проходящем радиально элементе в виде лопатки и составляют не более чем 30 %, или 10 %, или 5 % радиальной высоты соответствующей лопатки;
- система содержит кабели, проходящие в толщину одной лопатки кольцевого ряда лопаток;
- первое отверстие пересекает линия, образующая переднюю кромку, и два вторых отверстия расположены соответственно на внутренней кривой поверхности и на внешней кривой поверхности лопатки;
- система предназначена для вычисления компонентов на хвостовике лопатки;
- толщина в направлении окружности основной части меньше или равна максимальной толщине лопатки.
Согласно настоящему изобретению также предложена турбомашина, в частности турбореактивный двигатель, содержащая по меньшей мере одну систему измерения и/или один компрессор и отличающаяся тем, что система или каждая система измерения выполнена согласно настоящему изобретению и/или компрессор выполнен согласно настоящему изобретению.
Согласно одному предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения турбомашина, при необходимости компрессор, содержит несколько систем вычисления, выполненных согласно настоящему изобретению, и датчик температуры, который при необходимости только один и является общим для нескольких систем.
Согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения турбомашина содержит входной вентилятор, который в осевом направлении обращен к каждому, или нескольким, или по меньшей мере одному из отверстий приемного элемента.
Как правило, предпочтительные варианты осуществления каждого объекта настоящего изобретения в равной степени применимы к другим объектам настоящего изобретения. Каждый объект настоящего изобретения может применяться в комбинации с другими объектами, и объекты настоящего изобретения могут в равной степени применяться в комбинации с вариантами осуществления из описания, которые дополнительно могут применяться в комбинации друг с другом, во всех технически возможных комбинациях.
Обеспечиваемые преимущества
Настоящее изобретение делает возможным точное измерение скорости потока в двух или трех направлениях турбомашины. На основании скорости, измеряемой посредством датчиков, становится возможной оценка изменений направления потока, при этом известно, в каких направлениях эти изменения происходят. Следовательно, первичный поток на входе в компрессор определяется лучше. Действия по устранению нестабильности и срыва в компрессоре можно выполнять быстрее и более точно.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 показана осевая турбомашина в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг. 2 представлено схематическое изображение компрессора турбомашины в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг. 3 показана система измерения турбулентности в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг. 4 показана основная часть системы измерения в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг. 5 представлен разрез системы измерения, выполненный по линии 5-5 на фиг. 4.
Описание вариантов осуществления
В следующем описании термины «внутренний» и «внешний» касаются положения относительно оси вращения осевой турбомашины. Осевое направление соответствует направлению вдоль оси вращения турбомашины. Радиальное направление является перпендикулярным оси вращения. Термины «выше по потоку» и «ниже по потоку» касаются основного направления потока в турбомашине.
На фиг. 1 представлено упрощенное изображение осевой турбомашины. В этом конкретном случае это турбореактивный двигатель. Турбореактивный двигатель 2 содержит первую ступень сжатия, называемую компрессором 4 низкого давления, вторую ступень сжатия, называемую компрессором 6 высокого давления, камеру 8 сгорания и одну или более ступеней 10 турбины. При применении механическая энергия турбины 10, передаваемая на ротор 12 через центральный вал, приводит в движение два компрессора 4 и 6. Последние содержат несколько рядов лопаток ротора, связанных с рядами лопаток статора. Следовательно, вращение ротора вокруг своей оси 14 вращения обеспечивает возникновение потока воздуха и его постепенное сжатие до входа в камеру 8 сгорания.
С ротором 12 соединен входной вентилятор 16, который создает поток воздуха, разделяемый на первичный поток 18, который проходит через разные вышеупомянутые ступени турбомашины, и на вторичный поток 20, который проходит по кольцевому каналу (показан частично) вдоль машины, чтобы затем вновь объединиться с первичным потоком на выходе из турбины. У вентилятора 16 может быть диаметр, который больше или равен 2,00 м, или 2,50 м, или 3,00 м. Он может содержать от пятнадцати до тридцати лопаток. С вентилятором 16 может быть соединен делитель.
Вторичный поток 20 можно ускорить для создания реактивной тяги, в принципе необходимой для полета реактивного воздушного судна. Первичный поток 18 и вторичный поток 20 представляют собой соосные кольцевые потоки друг в друге. Они направляются корпусом турбомашины и/или частями оболочки.
На фиг. 2 показан вид в разрезе компрессора осевой турбомашины, такой как на фиг. 1. Компрессор может представлять собой компрессор 4 низкого давления. Здесь видно часть вентилятора 16 и сопло 22, обеспечивающее разделение на первичный поток 18 и вторичный поток 20. Ротор 12 содержит несколько рядов лопаток 24 ротора, в данном случае - три ряда.
Компрессор 4 низкого давления содержит несколько статоров, в данном случае четыре, каждый из которых содержит ряд лопаток 26 статора. Статоры связаны с вентилятором 16 или с рядом лопаток ротора для уменьшения кинетической энергии потока воздуха, чтобы преобразовывать скорость потока в давление, в частности в статическое давление.
Лопатки 26 статора проходят по существу радиально от внешнего корпуса 27 и могут быть прикреплены к нему и зафиксированы относительно него посредством штифтов. Они обеспечивают опору частям 28 внутренней оболочки, которые покрыты слоями из материала, допускающего обработку абразивным инструментом, и обеспечивают уплотнение с ротором 12. Из-за того, что вращение вентилятора 16 происходит непосредственно выше по потоку относительно лопаток 26 статора на входе в компрессор, то есть на входе в разделительное сопло 22, первичный поток 18 испытывает турбулентность. Первичный поток 18 характеризуется пиками давления, обусловленными вращением лопаток 16 вентилятора. Следовательно, турбулентности характеризуются уменьшением давления, например завихрениями, вызванными работой лопаток вентилятора. Чтобы оценить турбулентность и, в частности, скорости потока в ней в осевом направлении, а также в радиальном направлении и направлении вдоль окружности, компрессор 4 содержит по меньшей мере одну систему 30 измерения турбулентности, при необходимости несколько систем 30 измерения турбулентности. Ширина по окружности лопатки вентилятора больше или равна расстоянию между двумя расположенными выше по потоку лопатками на входе в компрессор. Эта ширина может быть больше или равна двукратной или трехкратной величине указанного расстояния.
На фиг. 3 представлено схематическое изображение области турбомашины, взятой с фиг. 2. Система 30 измерения турбулентности содержит вычислительный элемент 32, обеспечивающий возможность вычисления компонентов первичного потока 18. Лопатка 26 статора проходит радиально от внешнего корпуса 27 до внутренней оболочки 28.
Лопатка 26 имеет переднюю кромку 34 и заднюю кромку 36, которые определяют ее внутреннюю кривую поверхность и ее внешнюю кривую поверхность. Система 30 измерения может содержать основную часть 38. Последняя может быть смещенной от лопатки 26 в направлении вдоль окружности и/или вдоль оси. В качестве альтернативы основная часть 38 может быть встроенной в лопатку 26, то есть может образовывать внутреннюю кривую поверхность и/или внешнюю кривую поверхность, и/или основная часть расположена между указанными поверхностями, например, на расстоянии от них.
Основная часть 38 может быть прикреплена к внутренней оболочке 28 для измерения турбулентности и колебаний потока в ней. Кроме того, колебания могут изменяться в зависимости от частоты прохождения лопаток вентилятора. Основная часть 38 может в целом поддерживать переднюю кромку 34 лопатки 26. Она может иметь постоянную кривизну и/или характеризоваться последовательностью уступов, расположенных вдоль передней кромки 34.
Передняя сторона 40 основной части 38 расположена на пути первичного потока 18. Основная часть 38 и, следовательно, ее передняя сторона 40 встроены в радиальном направлении в хвостовик лопатки 26, например, на первые 25 % или первые 10 % лопатки 26, измеренные от внутренней оболочки 28. Более того, основная часть 38 может быть ограничена радиальной высотой внутренней оболочки 28, в частности, из-за наклона ее окружного профиля.
Чтобы обеспечивать измерение и вычисление, система 30 содержит несколько датчиков (не показаны), подсоединенных к вычислительному элементу 32, который может быть снаружи внешнего корпуса 27. С этой целью система 30 может содержать кабели 42, проходящие радиально сквозь лопатку 26. Эти кабели 42 могут быть расположены в толщине лопатки 26.
Вычислительный элемент 32 содержит память, модуль для обработки данных, поступающих от датчиков, и компьютерную программу. Благодаря, в том числе, этим средствам, система способна вычислять каждый компонент направления непрерывно. Вычисление осуществляется несколько раз в секунду, например с частотой, которая больше, чем частота прохождения лопаток вентилятора. Частота вычисления может быть больше или равна 50 Гц, или 500 Гц, или 5000 Гц, в частности для каждого компонента. Вычисления могут осуществляться для разных радиальных положений датчиков. Можно получить характеристику граничного слоя.
Система 30 предназначена для измерения уровня возмущения как функции изменений компонентов направления скорости потока. Учитывается частота и величина изменения по меньшей мере одного, или нескольких, или каждого компонента направления.
На фиг. 4 представлено изометрическое изображение системы 30 измерения турбулентности потока в турбомашине, при этом система подобна или идентична описанной со ссылками на фиг. 2 и/или фиг. 3.
Основная часть 38 содержит по меньшей мере два приемных элемента 44 с отверстиями, выполненными в передней стороне 40. В приемных элементах 44 размещены электрические датчики, в том числе по меньшей мере один датчик температуры и датчики давления. Приемные элементы 44 могут быть расположены по меньшей мере одним, например радиальным, столбцом или несколькими, при необходимости параллельными радиальными столбцами. Предусматривается расположение двумя или тремя столбцами (один столбец здесь скрыт). Приемные элементы 44 также могут быть расположены рядами, например по окружности. Приемные элементы 44 и, таким образом, их отверстия могут образовывать на передней стороне 40 сетку. Могут предусматриваться другие расположения. Сетка может быть неоднородной.
Основную часть 38 может продолжать крепежная пластина 46. Она обеспечивает ее прикрепление к оболочке.
На фиг. 5 представлен разрез системы измерения, выполненный по линии 5-5 на фиг. 4, например по ряду приемных элементов. Этот ряд может представлять все приемные элементы системы. Три приемных элемента могут образовывать группу, и система может содержать несколько групп, расположенных друг над другом в радиальном направлении, например по передней кромке лопатки.
Основная часть 38 содержит, на этом уровне, три приемных элемента с их отверстиями. Приемный элемент на уровне оси 14 вращения может рассматриваться как первый приемный элемент 47, при этом его отверстие представляет собой первое отверстие 48. Первое отверстие 48 может проходить перпендикулярно оси 14 вращения или по меньшей мере иметь прямолинейный сегмент, перпендикулярный указанной оси 14. В качестве альтернативы или дополнительно первое отверстие проходит перпендикулярно потоку 18. Посредством первого приемного элемента и его первого отверстия можно измерять общее давление, то есть сумму динамического давления и статического давления. В первом приемном элементе 47 может быть размещен по меньшей мере один первый датчик 52 давления. В первом приемном элементе факультативно размещен датчик 53 температуры. Датчик температуры может быть снаружи приемного элемента.
Дополнительно в основной части 38 может быть выполнено по меньшей мере два боковых приемных элемента 54, также называемых вторыми приемными элементами 54. Эти вторые приемные элементы 54 расположены по обе стороны первого приемного элемента 47. Они могут иметь вторые отверстия 56. По меньшей мере одно или каждое из них выполнено под наклоном относительно первого отверстия 47. Два отверстия 56 могут быть выполнены под наклоном относительно друг друга. При необходимости первое отверстие и два вторых отверстия выполнены под наклоном относительно друг друга.
Кроме того, система 30 содержит по меньшей мере три вторых приемных элемента, отверстия которых выполнены под наклоном относительно друг друга, а также выполнены под наклоном относительно первого отверстия 48. Этот же принцип может применяться в случае четырех, пяти, шести или по меньшей мере десяти вторых отверстий вторых приемных элементов. Каждое отверстие (48; 56) имеет общую плоскость. Соответствующие наклоны могут быть измерены относительно общих плоскостей. По меньшей мере один или каждый второй приемный элемент 54 содержит второй датчик 58 давления. Факультативно по меньшей мере в одном, или нескольких, или каждом втором приемном элементе 54 размещен датчик температуры, при необходимости в дополнение к датчику в первом приемном элементе 47 или вместо него.
В качестве альтернативы или дополнительно первый приемный элемент расположен на пути потока 18 и/или первый приемный элемент выполнен под наклоном относительно оси 14 вращения, угол которого равен углу атаки лопаток вентилятора, при этом указанный угол атаки измеряется на внутреннем конце лопатки. Угол атаки может быть измерен на профиле лопатки вентилятора с использованием сегмента, соединяющего переднюю кромку с задней кромкой указанной лопатки. Отверстие 48 факультативно проходит перпендикулярно указанной хорде.
В случае расположения первого отверстия 48 на пути потока 18 датчики давления обеспечивают возможность определения общего давления и углов набегания потока, которые также называются «углом тангажа» и «углом рыскания». С помощью таких измерений давления также можно вычислить число Маха, в частности для каждого отверстия.
Кроме того, сведения о температуре в первом приемном элементе и/или в одном, или нескольких, или каждом из вторых приемных элементов позволяют получить плотность, следовательно, скорость звука и, наконец, скорость потока, которую можно разбить на ее три компонента благодаря сведениям об углах набегания потока.
Отверстия (48; 56) факультативно могут обеспечиваться посредством сопел (не показаны). Эти сопла продлевают приемные элементы за пределы основной части 38. Они могут проходить перпендикулярно поверхности передней стороны 40. Таким образом, сопла могут быть выполнены под наклоном относительно друг друга.

Claims (24)

1. Система (30) измерения турбулентности потока (18; 20) турбомашины (2), в частности компрессора (4; 6) турбомашины, при этом система (30) содержит
первый приемный элемент (47) с первым датчиком (52) давления и первым отверстием (48);
 второй приемный элемент (54) со вторым датчиком (58) давления и вторым отверстием (56), выполненным под наклоном относительно первого отверстия (48);
 датчик (53) температуры;
при этом система (30) предназначена для вычисления, в частности непрерывного, по меньшей мере двух компонентов направления скорости потока (18; 20) на основании данных от датчиков (52; 58) давления и датчика (53) температуры;
отличающаяся тем, что отверстия (48; 56) приемных элементов (44; 47; 54) скомбинированы в одном проходящем радиально элементе (26) в виде лопатки и составляют не более чем 30 %, или 10 %, или 5 % радиальной высоты соответствующей лопатки.
2. Система (30) по п. 1, отличающаяся тем, что по меньшей мере два компонента направления скорости потока содержат осевой компонент, и/или радиальный компонент, и/или окружной компонент.
3. Система (30) по одному из пп. 1 или  2, отличающаяся тем, что первый приемный элемент (47), первый датчик (52) и первое отверстие (48) выполнены с возможностью измерения общего давления потока (18; 20).
4. Система (30) по любому из пп. 1–3, отличающаяся тем, что второй приемный элемент (54), второй датчик (58) и второе отверстие (56) выполнены с возможностью измерения статического давления потока (18; 20).
5. Система (30) по любому из пп. 1–4, отличающаяся тем, что дополнительно содержит третий приемный элемент с третьим датчиком давления и третьим отверстием, при этом все отверстия выполнены под наклоном относительно друг друга.
6. Система (30) по любому из пп. 1–5, отличающаяся тем, что отверстия (48; 56) содержат патрубки, при этом указанные патрубки выполнены под наклоном относительно друг друга.
7. Система (30) по любому из пп. 1–6, отличающаяся тем, что дополнительно содержит несколько вторых приемных элементов (54), каждый из которых снабжен вторым датчиком (58) давления и вторым отверстием (56), при этом каждое отверстие выполнено под наклоном относительно других отверстий.
8. Система (30) по п. 7, отличающаяся тем, что вторые приемные элементы (54) расположены вокруг первого приемного элемента (47).
9. Система (30) по любому из пп. 1–8, отличающаяся тем, что дополнительно содержит единую основную часть (38), в которой выполнены приемные элементы (44; 47; 54) и отверстия (48; 56) и в которой размещены датчики.
10. Система (30) по любому из пп. 1–9, отличающаяся тем, что приемные элементы (44; 47; 54) являются несквозными и/или герметично отделены друг от друга, в частности, основной частью (38).
11. Система (30) по любому из пп. 1–10, отличающаяся тем, что предназначена для измерения уровня возмущения как функции изменений компонентов направления скорости потока (18; 20).
12. Система (30) по любому из пп. 1–11, отличающаяся тем, что содержит элемент (32) для вычисления компонентов направления с частотой вычисления, которая больше или равна 300 Гц, или 800 Гц, или 10 кГц для каждого компонента направления.
13. Компрессор (4; 6) турбомашины (2), в частности компрессор низкого давления турбомашины, содержащий входной воздухозаборник с кольцевым рядом лопаток (26) и систему (30) измерения турбулентности, отличающийся тем, что система (30) выполнена по любому из пп. 1–12, при этом при необходимости датчики (52; 58) давления представляют собой электрические датчики, и/или датчик (53) температуры представляет собой электрический датчик.
14. Компрессор (4; 6) по п. 13, отличающийся тем, что лопатки (26) имеют передние кромки (34), при этом отверстия (48; 56) приемных элементов (44; 47; 54) расположены в осевом направлении на уровне передних кромок (34).
15.Компрессор (4; 6) по п. 14, отличающийся тем, что отверстия (48; 56) приемных элементов (44; 47; 54) расположены радиально на одной передней кромке (34) лопатки (26) для измерения по меньшей мере двух компонентов скорости потока.
16. Компрессор (4; 6) по любому из пп. 13–15, отличающийся тем, что содержит внутреннюю оболочку (28), соединенную с лопатками (26), при этом отверстия (48; 56) приемных элементов (44; 47; 54) расположены радиально на высоте оболочки (28).
17. Турбомашина (2), в частности турбореактивный двигатель, содержащая по меньшей мере одну систему (30) измерения турбулентности и/или один компрессор, отличающаяся тем, что система или каждая система (30) выполнена по любому из пп. 1–12 и/или компрессор выполнен по любому из пп. 13–16.
18. Турбомашина (2) по п. 17, отличающаяся тем, что она, при необходимости компрессор, содержит несколько систем (30) измерения турбулентности, выполненных по любому из пп. 1–12, и датчик (53) температуры, который при необходимости только один и является общим для нескольких систем (30) измерения турбулентности.
19. Турбомашина (2) по одному из пп. 17 или 18, отличающаяся тем, что содержит вентилятор (16), который в осевом направлении обращен к каждому, или нескольким, или по меньшей мере одному из отверстий (48; 56) приемного элемента (44; 47; 54).
RU2018116234A 2017-05-05 2018-04-30 Датчик турбулентности компрессора турбомашины RU2757091C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
BE2017/5316A BE1025194B1 (fr) 2017-05-05 2017-05-05 Capteur de turbulences dans un compresseur de turbomachine
BE2017/5316 2017-05-05

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018116234A RU2018116234A (ru) 2019-10-30
RU2018116234A3 RU2018116234A3 (ru) 2021-09-03
RU2757091C2 true RU2757091C2 (ru) 2021-10-11

Family

ID=58709184

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018116234A RU2757091C2 (ru) 2017-05-05 2018-04-30 Датчик турбулентности компрессора турбомашины

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10746184B2 (ru)
EP (1) EP3399156B1 (ru)
CN (1) CN108798795B (ru)
BE (1) BE1025194B1 (ru)
CA (1) CA3002991C (ru)
RU (1) RU2757091C2 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU192877U1 (ru) * 2019-07-10 2019-10-04 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Устройство для измерения температуры рабочей среды

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4605315A (en) * 1984-12-13 1986-08-12 United Technologies Corporation Temperature probe for rotating machinery
US4733975A (en) * 1986-07-03 1988-03-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Unitized high temperature probes
GB2452026B (en) * 2007-07-27 2010-05-05 Assystem Instrumentation rake and aerofoil having instrumentation elements and method of manufacture therefor
US20120141251A1 (en) * 2009-08-21 2012-06-07 Universidad Politécnica de Madrid Method and device for predicting the instability of an axial compressor
RU2564158C2 (ru) * 2010-04-14 2015-09-27 Турбомека Способ регулирования расхода воздуха в центробежном компрессоре турбомашины и диффузор для его осуществления
RU2630051C2 (ru) * 2012-08-09 2017-09-05 Снекма Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3684208B2 (ja) * 2002-05-20 2005-08-17 株式会社東芝 ガスタービン制御装置
US6871487B2 (en) 2003-02-14 2005-03-29 Kulite Semiconductor Products, Inc. System for detecting and compensating for aerodynamic instabilities in turbo-jet engines
JP4890095B2 (ja) * 2006-05-19 2012-03-07 株式会社Ｉｈｉ ストール予兆検知装置及び方法、並びにエンジン制御システム
FR2942272B1 (fr) * 2009-02-16 2011-05-06 Snecma Procede et systeme de regulation de turbine a gaz et turbine a gaz munie d'un tel systeme
GB201215143D0 (en) * 2012-08-24 2012-10-10 Cummins Ltd Sensor apparatus and turbocharger
US20140182292A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Integral instrumentation in additively manufactured components of gas turbine engines
US9556798B2 (en) * 2013-01-28 2017-01-31 General Electric Company Systems and methods for measuring a flow profile in a turbine engine flow path

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4605315A (en) * 1984-12-13 1986-08-12 United Technologies Corporation Temperature probe for rotating machinery
US4733975A (en) * 1986-07-03 1988-03-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Unitized high temperature probes
GB2452026B (en) * 2007-07-27 2010-05-05 Assystem Instrumentation rake and aerofoil having instrumentation elements and method of manufacture therefor
US20120141251A1 (en) * 2009-08-21 2012-06-07 Universidad Politécnica de Madrid Method and device for predicting the instability of an axial compressor
RU2564158C2 (ru) * 2010-04-14 2015-09-27 Турбомека Способ регулирования расхода воздуха в центробежном компрессоре турбомашины и диффузор для его осуществления
RU2630051C2 (ru) * 2012-08-09 2017-09-05 Снекма Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора

Also Published As

Publication number Publication date
US20180320700A1 (en) 2018-11-08
EP3399156B1 (fr) 2021-09-22
BE1025194A1 (fr) 2018-11-30
US10746184B2 (en) 2020-08-18
CN108798795A (zh) 2018-11-13
CN108798795B (zh) 2022-05-17
RU2018116234A3 (ru) 2021-09-03
CA3002991C (en) 2023-06-20
BE1025194B1 (fr) 2018-12-07
EP3399156A1 (fr) 2018-11-07
RU2018116234A (ru) 2019-10-30
CA3002991A1 (en) 2018-11-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Mailach et al. The periodical interaction of the tip clearance flow in the blade rows of axial compressors
EP3628825B1 (en) Flow sensor rake assembly
Schlienger et al. Effects of labyrinth seal variation on multistage axial turbine flow
US7387487B2 (en) Turbomachine with fluid supply
CA2710009A1 (en) Fan stall detection system
US20180119619A1 (en) Gas turbine engine with bleed slots and method of forming
Sutliff et al. Low-speed fan noise reduction with trailing edge blowing
US11608744B2 (en) System and method for air injection passageway integration and optimization in turbomachinery
Hubrich et al. Boundary layer suction via a slot in a transonic compressor: numerical parameter study and first experiments
RU2757091C2 (ru) Датчик турбулентности компрессора турбомашины
Khalil et al. Losses in radial inflow turbines
EP1201877A2 (en) Method of positioning turbine stage arrays
Saathoff et al. Tip clearance flow induced endwall boundary layer separation in a single–stage axial–flow low–speed compressor
Taghavi-Zenouz et al. Numerical simulation of unsteady tip clearance flow in an isolated axial compressor rotor blades row
Schobeiri et al. Effects of periodic unsteady wake flow and pressure gradient on boundary layer transition along the concave surface of a curved plate
Yue et al. Experimental investigation of the unsteady tip clearance flow in a low-speed axial contra-rotating compressor
Bulot et al. Experimental and numerical investigation of the flow field in a high-pressure centrifugal compressor impeller near surge
EP2818637B1 (en) Gas turbine component for releasing a coolant flow into an environment subject to periodic fluctuations in pressure
Sanders et al. Multi-Blade Row Interactions in a Transonic Axial Compressor: Part II—Rotor Wake Forcing Function and Stator Unsteady Aerodynamic Response
Sohn et al. Influence of the leakage flow tangential velocity on the loss generation and leakage flow kinematics in shrouded axial compressor cascades
US11473508B2 (en) Flush-mount combined static pressure and temperature probe with flow enhancement feature
Vázquez et al. The effect of surface roughness on efficiency of low pressure turbines
Yamamoto et al. Unsteady endwall/tip-clearance flows and losses due to turbine rotor-stator interaction
Vera et al. Low-Speed vs High-Speed Testing of LP Turbine Blade-Wake Interaction
Feng et al. Experimental investigation of velocity fluctuations in a radial diffuser pump