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    重庆时时彩的官方网站: 一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法.pdf

    关 键 词:
    一种 计算 航空 发动 机主 燃烧室 火焰 出口 温度场 方法
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    摘要
    申请专利号:

    CN201610663322.3

    申请日:

    2016.08.12

    公开号:

    CN106353102A

    公开日:

    2017.01.25

    当前法律状态:

    实审

    有效性:

    审中

    法律详情: 实质审查的生效IPC(主分类):G01M 15/14申请日:20160812|||公开
    IPC分类号: G01M15/14 主分类号: G01M15/14
    申请人: 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
    发明人: 门玉宾; 柴昕; 张燚; 张弛; 齐健
    地址: 110015 辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号
    优先权:
    专利代理机构: 北京航信高科知识产权代理事务所(普通合伙) 11526 代理人: 周良玉
    PDF完整版下载: PDF下载
    法律状态
    申请(专利)号:

    CN201610663322.3

    授权公告号:

    |||

    法律状态公告日:

    2017.04.19|||2017.01.25

    法律状态类型:

    实质审查的生效|||公开

    摘要

    本发明涉及燃气轮机燃烧室全环型火焰筒出口温度场试验件方法,特别涉及一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法。方法包括如下步骤:将改进后的全环型的火焰筒按照单个头部进行划分,以每个头部作为样本点;每个样本点进行设定预定数量的温度数据测量,以获取每个样本点的样本数据;根据每个样本点的样本数据,计算每一个样本点的第一平均温度和第一最高温度;计算每一个样本点的第一OTDF值,以判断每个样本点处出口温度场周向不均匀度。本发明的计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法,能够在不改变火焰筒数量的情况下,增加样本数量,从而提供计算结果的准确度。

    权利要求书

    1.一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法,其特征在于,包括如下步
    骤:
    步骤一、将改进后的全环型的火焰筒按照单个头部进行划分,以每个头部作为样本点;
    步骤二、每个样本点进行设定预定数量的温度数据测量,以获取每个样本点的样本数
    据;
    步骤三、根据每个样本点的样本数据,计算每一个样本点的第一平均温度和第一最高
    温度;
    步骤四、计算每一个样本点的第一OTDF值,以判断每个样本点处出口温度场周向不均
    匀度。
    2.根据权利要求1所述的计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法,其特征
    在于,在所述步骤三与步骤四之间,还包括:
    对所有样本点的第一平均温度和第一最高温度,采用正态分布统计学的方法,计算得
    到第一平均温度标准差以及第一最高温度标准差。
    3.根据权利要求2所述的计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法,其特征
    在于,还包括:
    步骤五、对改进前的全环型的火焰筒进行骤一至步骤四的处理,获得改进前每一个样
    本点的第二OTDF值以及改进前的第二平均温度标准差以及第二最高温度标准差;
    步骤六、根据改进前后每一个样本点OTDF值的对比,以及改进前后平均温度标准差以
    及最高温度标准差的对比,判断每一个样本点出口温度场周向不均匀度。

    说明书

    一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法

    技术领域

    本发明涉及燃气轮机燃烧室全环型火焰筒出口温度场试验件方法,特别涉及一种
    计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法。

    背景技术

    在现代燃气轮机燃烧室火焰筒及试验装置中,对火焰筒出口温度场品质都有一定
    的要求,通?;嵊兄副暌?,评价他是否满足指标。现阶段比较常用的为出口温度场周向不
    均匀度OTDF,具体公式如下:

    <mrow> <mi>O</mi> <mi>T</mi> <mi>D</mi> <mi>F</mi> <mo>=</mo> <mfrac> <mrow> <mi>T</mi> <mn>4</mn> <mi>max</mi> <mo>-</mo> <mi>T</mi> <mn>4</mn> <mi>a</mi> <mi>v</mi> <mi>e</mi> </mrow> <mrow> <mi>T</mi> <mn>4</mn> <mi>a</mi> <mi>v</mi> <mi>e</mi> <mo>-</mo> <mi>T</mi> <mn>3</mn> </mrow> </mfrac> <mo>;</mo> </mrow>

    其中,T4max为出口截面最高温度,T4ave为出口平均温度,T3为进口平均温度,此
    公式严格的评价了出口温度场周向不均匀度是否满足指标。

    但是,上述方法任然存在计算结果准确性差的缺点;并且,当判断出某一结构形式
    的火焰筒不满足上述指标时,无法给出该火焰筒那些方面不合理或需要完善。因此就需要
    一个既可以评价其出口温度场品质好坏,又便于对照参考,从而能够提出相应改进意见的
    计算方法。

    发明内容

    本发明的目的是提供了一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法,
    以解决上述火焰筒出口温度场计算方法存在的至少一个技术问题。

    本发明的技术方案是:

    一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法,其特征在于,包括如下
    步骤:

    步骤一、将改进后的全环型的火焰筒按照单个头部进行划分,以每个头部作为样
    本点;

    步骤二、每个样本点进行设定预定数量的温度数据测量,以获取每个样本点的样
    本数据;

    步骤三、根据每个样本点的样本数据,计算每一个样本点的第一平均温度和第一
    最高温度;

    步骤四、计算每一个样本点的第一OTDF值,以判断每个样本点处出口温度场周向
    不均匀度。

    可选的,在所述步骤三与步骤四之间,还包括:

    对所有样本点的第一平均温度和第一最高温度,采用正态分布统计学的方法,计
    算得到第一平均温度标准差以及第一最高温度标准差。

    可选的,所述的计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法还包括:

    步骤五、对改进前的全环型的火焰筒进行骤一至步骤四的处理,获得改进前每一
    个样本点的第二OTDF值以及改进前的第二平均温度标准差以及第二最高温度标准差;

    步骤六、根据改进前后每一个样本点OTDF值的对比,以及改进前后平均温度标准
    差以及最高温度标准差的对比,判断每一个样本点出口温度场周向不均匀度。

    发明效果:

    本发明的计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法,能够在不改变火焰
    筒数量的情况下,增加样本数量,从而提供计算结果的准确度。

    附图说明

    图1是本发明计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法的流程图。

    具体实施方式

    为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚,下面将结合本发明实施例中
    的附图,对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中,自始至终相同或类
    似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明
    一部分实施例,而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的,旨在用
    于解释本发明,而不能理解为对本发明的限制?;诒痉⒚髦械氖凳├?,本领域普通技术人
    员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明?;さ姆段?。下
    面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

    在本发明的描述中,需要理解的是,术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、
    “左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所
    示的方位或位置关系,仅是为了便于描述本发明和简化描述,而不是指示或暗示所指的装
    置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作,因此不能理解为对本发明?;?br />范围的限制。

    下面结合附图1对本发明计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法做进
    一步详细说明。

    本发明提供了一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法,包括如下
    步骤:

    步骤一、将改进后的全环型的火焰筒按照单个头部进行划分,以每个头部作为样
    本点。其中,可以是一台份的全环火焰筒上的单个头部,也可以是多台份的全环火焰筒上的
    单个头部。本实施例中优选为一台份的全环火焰筒,头部个数为15,即样本点为15个。

    步骤二、每个样本点进行设定预定数量的温度数据测量,以获取每个样本点的样
    本数据;其中,预定数量可以根据总样本需求以及样本点数进行适合的选择,例如本实施例
    中预测量总样本数为600,则上述预定数量为600除以15,为40个,即在每个子样点取40个温
    度测量数据;此时需要将每一个头部区域(共15个)的对应的温度数据和位置进行一一记
    录。

    步骤三、根据每个样本点的样本数据,计算每一个样本点的第一平均温度T4ave和
    第一最高温度T4max;可以参加下表1所示:

    表1某状态下每个头部样本的出口平均温度和最高温度

    头部序号
    T4ave
    T4max
    1
    1313.8901
    1452.345086
    2
    1293.0765
    1486.849997
    3
    1315.5038
    1406.820677
    4
    1329.1893
    1476.650439
    5
    1315.0447
    1422.238594
    6
    1289.4276
    1433.417268
    7
    1341.5168
    1469.513209
    8
    1308.2252
    1420.051594
    9
    1314.5014
    1454.574695
    10
    1312.1645
    1446.393452
    11
    1271.4857
    1379.213934
    12
    1283.4526
    1392.914219
    13
    1304.7612
    1410.697191
    14
    1300.5389
    1402.762297
    15
    1273.5032
    1391.659928

    步骤四、计算每一个样本点的第一OTDF值,以判断每个样本点处出口温度场周向
    不均匀度;其中,第一OTDF=0.273。

    本发明的计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法,能够在不改变火焰
    筒数量的情况下,增加样本数量,从而提供计算结果的准确度。

    进一步,本发明的计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法中,在所述
    步骤三与步骤四之间,还包括:

    对所有样本点的第一平均温度T4ave和第一最高温度T4max,采用正态分布统计学
    的方法,计算得到第一平均温度标准差σT4ave以及第一最高温度标准差σT4max。本实施例
    中,根据表1得到平均温度标准差σT4ave=19.53和最高温度标准差σT4max=33.37。

    本发明的计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法中,还包括:

    步骤五、对改进前的全环型的火焰筒进行骤一至步骤四的处理,获得改进前每一
    个样本点的第二OTDF值以及改进前的第二平均温度标准差σT4ave以及第二最高温度标准
    差σT4max。其中,第二OTDF=0.261,第二平均温度标准差σT4ave=33.93,第二最高温度标
    准差σT4max=36.73。

    步骤六、根据改进前后每一个样本点OTDF值的对比,以及改进前后平均温度标准
    差以及最高温度标准差的对比,判断每一个样本点出口温度场周向不均匀度。

    具体地对比如下:

    首先,OTDF两者比较基本相当,改进型火焰筒略差于原结构火焰筒(OTDF值越小,
    出口温度场品质越好)。但是,OTDF表示的为出口温度场周向不均匀度,若只有一个高温点,
    则也会造成OTDF数值变大,有时会误导计算结果,因此还需要下面的辅助判断方法。

    其次,σT4ave两者比较,改进型火焰筒明显好于原结构火焰筒,说明改进型优化了
    油气混合和匹配,高温区域相对原结构一致性增强。需要说明的是,σT4ave表示单个头部样
    本的出口平均温度的均匀性,若数值较小则说明每一个头部样本的平均温度一致性较好,
    不同头部样本之间没有相互的干扰,且单个头部内的油气混合、匹配合适。

    另外,σT4max两者比较,改进型火焰筒基本与原结构火焰筒数值相当,考虑原结构
    火焰筒的σT4ave相对较大,σT4max却没有更大,说明其对高温点的控制是比较到位的。而改
    进型火焰筒的σT4ave相对较小,但σT4max却没有相应的减小,说明该样本点处对高温点的
    控制并不到位,有进一步挖潜的可能,为今后火焰筒部件的改进提供了方向。需要说明的
    是,σT4max表示单个头部样本的出口最高温度的均匀性,若数值较小则说明每一个头部样
    本的最高温度一致性较好,若与σT4ave一致性(即σT4max随着σT4ave的变化而变化的情况)
    也较好,则说明此种结构对出口最高温度的控制较好。

    以上所述,仅为本发明的具体实施方式,但本发明的?;し段Р⒉痪窒抻诖?,任何
    熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内,可轻易想到的变化或替换,都应
    涵盖在本发明的?;し段е?。因此,本发明的?;し段вσ运鋈ɡ蟮谋;し段?br />准。

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