Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТА РАСХОДА ГАЗА ЧЕРЕЗ СОПЛОВОЙ АППАРАТ ТУРБИНЫ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях.

Известно, что при проектировании двигателя для определения коэффициента расхода A_г газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя используют математическую формулу ,

где

G_г - расход газа, кг/сек;

T*_г - температура газа перед турбиной, К;

P*_г - давление газа, кг/см²,

в которую входят расчетные газодинамические параметры и учитывается геометрия проточной части соплового аппарата конкретного типа двигателя (см. Предтеченский Г.И. Расчет характеристики газовых турбин. Ленинградская краснознаменная военно-воздушная инженерная академия. Ленинград, 1953, с. 165-167).

Недостаток данного способа - недостаточно высокая достоверность полученного результата, что может привести, как следствие, к искажению фактического уровня гидравлической площади соплового аппарата турбины высокого давления.

Технический результат заявленного способа - повышение достоверности величины коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя

Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем определение значений параметров, входящих в формулу:

,

где

A_г - коэффициент расхода газа через сопловой аппарат турбины;

G_г - расход газа, кг/сек;

T*_г - температура газа перед турбиной, К;

P*г - давление газа, кг/см²,

причем для определения температуры газа перед турбиной T*_г используют формулу:

q=(C_рT*_г-C_рT*_к)/Н_uη_г-iT*_вх+С_рT*_к (см. Теория воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1975, стр. 215).

где

q=G_{в гор}/G_т - отношение величины расхода воздуха, участвующего в горении, к величине расхода топлива

С_р - теплоемкость ккал/кг, К;

Н_и - теплотворная способность топлива, ккал/кг;

i - энтальпия, ккал/кг;

η_г - коэффициент полноты сгорания (см. Теория воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1975, стр. 109).

q=G_{в гор}/G_т,

где

G_{в гор} - расход воздуха, участвующего в горении, кг/сек;

G_т - расход топлива, кг/час,

для определения расхода газа G_г используют формулу:

G_г=G_{в гор}+G_т/3600,

где

G_т - расход топлива, кг/час;

G_{в гор} - расход воздуха, участвующего в горении, кг/сек;

1/3600 - перевод размерности величины G_т в кг/час в величину G_{в гор} в кг/сек.

G_{в гор}=G_в-G_отб,

где

G_в - расход воздуха на входе в компрессор, кг/сек,

G_отб - расчетная величина отбора воздуха на охлаждение, кг/сек.

Для определения давления газа P*_г используют формулу:

P*_г=P*_кσ,

где

P*_к - давление воздуха за компрессором, кг/см²

σ - расчетные потери давления в камере сгорания,

при этом для определения значений параметров формулы коэффициента расхода A_г газа проводят испытания газогенератора двухконтурного двигателя и замеряют давление воздуха за компрессором P*_к, температуру воздуха перед и за компрессором T*_вх и T*_к, расход воздуха в компрессоре G_в, расход топлива G_т, расход воздуха, участвующего в горении G_{в гор}, по замеренным в результате испытаний параметрам определяют значения расхода газа G_г, давления газа P*_г, температуры газа перед турбиной T*_г и полученные величины включают в формулу для определения коэффициента расхода газа A_г.

Способ реализуется следующим образом.

Проводят испытания отдельного узла двухконтурного газотурбинного авиационного двигателя - газогенератора, содержащего компрессор, камеру сгорания, турбину, в том числе и для определения расхода воздуха через компрессор, поскольку при испытании двухконтурного газотурбинного двигателя расход воздуха G_в через компрессор не может быть определен достаточно точно.

При испытании используют известные испытательные установки, известные средства для измерений (манометры, термопары и т.д.) (см. Г.М. Горбунов, Э.Л. Солохин. Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1967, стр. 25-29, 172-175).

Во время испытания замеряют давление воздуха за компрессором P*_к, температуру воздуха перед и за компрессором T*_вх и T*_к, расход воздуха G_в на входе в компрессор и расход топлива G_т.

Далее, используя известные (указанные выше) формулы и результаты измерений при испытании, рассчитывают значения расхода воздуха, участвующего в горении G_{в гор}, температуры газа перед турбиной T*_г, давления газа P*_г и расхода газа G_г и по полученным значениям определяют A_г - коэффициент расхода газа через сопловой аппарат турбины по формуле A_г=(G_г√T*_г)/P*_г.

Данный способ позволяет определить величину коэффициента расхода газа A_г в реальных условиях давлений, температур и утечек воздуха для эксплуатационных условий двигателя.