Способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2546381:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (ФГУП "НПЦ газотурбостроения "Салют") (RU)

Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, в частности к способам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей. Для получения значения расчетного радиального зазора предварительно определяют значения центробежной вытяжки лопаток турбины для всех режимов работы турбины, значения радиальных зазоров на стационарных режимах работы турбины, а также значения монтажного зазора турбины, в процессе работы турбины измеряют температуру статора и частоту вращения ее ротора, для каждого режима работы турбины по частоте вращения ее ротора и предварительно заданным значениям определяют текущее значение центробежной вытяжки лопаток турбины и текущее значение радиального зазора на стационарных режимах, суммируют полученные текущие значения, полученное суммарное значение сигнала суммируют с сигналом значения монтажного зазора при данном режиме, получая в результате значение заданного текущего радиального зазора, которое сравнивают с измеряемым реальным значением радиального зазора, и по значению рассогласования данных сигналов регулируют общий расход воздуха, подаваемого на ротор и статор турбины, или отсекают его подачу, при этом дополнительно определяют значения долей радиального зазора турбины, приходящихся на температурные деформации ротора и статора, и по данным значениям вычисляют управляющий сигнал, в соответствии с которым регулируют доли общего расхода воздуха, подаваемые на обдув ротора и статора турбины. Технический результат изобретения - повышение точности регулирования радиального зазора в турбине. 1 ил.

 

Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, в частности к способам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей (ГТД).

Известен реализуемый устройством способ управления радиальным зазором турбины ГТД, включающий измерение температуры воздуха на входе в двигатель, измерение частоты вращения ротора высокого давления ротора турбины и давления воздуха на входе в двигатель, формирование по показаниям датчиков температуры воздуха на входе в двигатель и частоты вращения ротора значения приведенной частоты вращения ротора, которое сравнивают с заранее заданным пороговым значением, и если значение приведенной частоты вращения ротора больше порогового значения, подают на первый исполнительный механизм команду на включение подачи воздуха для обдува турбины, причем параллельно сравнивают значение фактической величины давления воздуха на входе в двигатель с заранее заданным пороговым значением, и если давление воздуха на входе в двигатель меньше его порогового значения, на второй исполнительный механизм подают сигнал на включение обдува турбины, причем команда на второй исполнительный механизм на включение обдува подается только при включенном первом исполнительном механизме (см. патент РФ №1540389, кл. F01D 11/08, 1994 г.).

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что он не предполагает при осуществлении непосредственного контроля величины радиального зазора, а основан на измерении влияющих на его величину косвенных параметров (температуры воздуха на входе в двигатель, частоты вращения ротора турбины, давления воздуха на входе в двигатель), сравнении их с заранее заданными пороговыми значениями и по результатам сравнения регулирования интенсивности обдува турбины, поэтому данный способ не позволяет обеспечить поддержание радиального зазора с достаточной точностью, так как не учитывает реального его изменения в процессе работы турбины ГТД.

Известен способ регулирования радиального зазора в турбине ГТД путем охлаждения ротора и статора турбины, согласно которому измеряют радиальный зазор, и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения ротора и статора турбины, причем изменение расхода воздуха для охлаждения турбины осуществляют дискретно (см. опубликованная заявка РФ №2012118142, кл. F03H 99/00, 2013 г., - наиболее близкий аналог).

В результате анализа известного решения необходимо отметить, что при осуществлении способа в процессе регулирования радиального зазора в турбине не учитывается влияние на его значение величины вытяжки рабочих лопаток турбины от действия центробежных сил, что снижает точность регулирования. Кроме того, использование данного способа не позволяет регулировать количество (дозы) воздуха, подаваемого на ротор и статор турбины, что также снижает его точность. Реализованный в способе принцип дискретного регулирования зазора также снижает его точность.

Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности регулирования радиального зазора в турбине ГТД за счет постоянного контроля и поддержания его значения в заданных пределах за счет учета влияния на его значение динамических и монтажных факторов, а также за счет поддержания заданной температуры ротора и статора путем регулирования распределения расхода подаваемого на турбину воздуха на обдув ротора и статора. Это также позволяет сократить время приемистости двигателя по тяге и улучшить экономичность двигателя на стационарных режимах.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя, включающем измерение радиального зазора, сравнение его значения с расчетным и по результатам сравнения регулирование расхода воздуха, подаваемого на обдув ротора и статора турбины для поддержания их заданной температуры, новым является то, что для получения значения расчетного радиального зазора предварительно определяют значения центробежной вытяжки лопаток турбины для всех режимов работы турбины, значения радиальных зазоров на стационарных режимах работы турбины, а также значения монтажного зазора турбины, в процессе работы турбины измеряют температуру статора и частоту вращения ее ротора, для каждого режима работы турбины по частоте вращения ее ротора и предварительно заданным значениям определяют текущее значение центробежной вытяжки лопаток турбины и текущее значение радиального зазора на стационарных режимах, суммируют полученные текущие значения, полученное суммарное значение сигнала суммируют с сигналом значения монтажного зазора при данном режиме, получая в результате значение заданного текущего радиального зазора, которое сравнивают с измеряемым реальным значением радиального зазора, и по значению рассогласования данных сигналов регулируют общий расход воздуха, подаваемого на ротор и статор турбины, или отсекают его подачу, при этом дополнительно определяют значения долей радиального зазора турбины, приходящихся на температурные деформации ротора и статора, и по данным значениям вычисляют управляющий сигнал, в соответствии с которым регулируют доли общего расхода воздуха, подаваемые на обдув ротора и статора турбины.

Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы регулирования радиального зазора в турбине ГТД, посредством которой может быть реализован заявленный способ.

Система регулирования радиального зазора в турбине ГТД, содержащей статор 1 и ротор 2, включает измеритель 3 величины радиального зазора δт (зазора между статором и лопатками турбины ротора), датчик 4 частоты вращения ротора, связанный с блоком 5 вычисления центробежной вытяжки лопаток турбины. Система также содержит блок 6 вычисления радиальных зазоров на стационарных режимах работы турбины, выход которого связан с первым входом первого сумматора 7, со вторым входом которого связан выход блока 5. Вход блока 6 связан с датчиком 4. Выход первого сумматора 7 связан с входом второго сумматора 8, в который введены значения монтажного зазора турбины. Выход второго сумматора 8 связан с первым входом первого сравнивающего устройства 9, со вторым входом которого связан измеритель 3. Выход первого сравнивающего устройства связан с входом второго сравнивающего устройства 10.

ГТД оснащен компрессором 11, одна из ступеней которого посредством воздушной магистрали через управляемый клапан 12, управляющий элемент которого связан с выходом второго сравнивающего устройства 10, связана с регулятором (дозатором) 13 общего расхода воздуха, выход которого связан с распределителем 14 долей воздуха, подаваемого на ротор 2 и статор 1 для их обдува с целью поддержания заданной температуры. Распределитель 14 долей воздуха может быть выполнен известным образом, но в любом исполнении он имеет два выходных канала, один из которых предназначен для обдува ротора, а другой - статора. Распределение количества (долей) воздуха, подаваемого на ротор и на статор турбины, осуществляется известным образом, например управляемой заслонкой или заслонками, регулирующей (регулирующими) площадь проходного сечения выходных каналов.

Дозирующий элемент регулятора 13 управляется сигналами, подаваемыми с первого сравнивающего устройства 9.

Система оснащена третьим сумматором 15, датчиком 16 измерения температуры статора турбины, блоком 17 вычисления температурного расширения статора (под данным термином следует понимать термические деформации деталей статора, влияющих на радиальный зазор турбины), блоком 18 вычисления долей воздуха на охлаждение ротора и статора турбины. Датчик 16 температуры связан с блоком 17 вычисления температурного расширения статора, выход которого связан с первыми входами блока 18 вычисления долей расхода воздуха на охлаждение ротора и статора турбины и третьего сумматора 15 соответственно. Второй вход сумматора 15 связан с измерителем 3, а выход третьего сумматора - со вторым входом блока 18.

Механическая связь между компрессором 11 и турбиной обозначена позицией 19.

Часть элементов системы может быть реализована на платах бортового компьютера (не показан).

Система скомпонована с использованием стандартных элементов и блоков.

Так, в качестве измерителя зазора 3 и датчика температуры 16 статора могут быть использованы стандартные датчики.

В качестве блока 5 вычисления центробежной вытяжки рабочих лопаток турбин может быть использован стандартный программный блок или плата бортового компьютера регулятора двигателя, в которых рассчитывается вытяжка рабочих лопаток турбины в зависимости от скорости вращения ротора 2. Расчет может быть проведен, например, по следующей зависимости: ΔδцБцБ*n2, где кцБ - наперед заданная величина, определяющая зависимость вытяжки материала, из которого изготовлена рабочая лопатка турбины, от частоты вращения ротора турбины, а n - частота вращения ротора турбины.

В качестве блока 6 вычисления радиального зазора на стационарных режимах δлрр может быть использован стандартный программный блок или процессор бортового компьютера, в который заложена заранее вычисленная зависимость значений радиального зазора от частоты (n) вращения ротора, то есть: δлрр=f(n).

В качестве блока 17 вычисления температурного расширения статора может быть использован программный блок, реализующий алгоритм: Δδст=λТст, где Δδст - доля радиального зазора δт, образованная за счет температурного расширения деталей статора, λ - коэффициент линейного расширения деталей статора, Тст - температура деталей статора.

В сумматоре 15 определяется доля радиального зазора, определяемая деталями ротора турбины по формуле: Δδртт-Δδст.

В качестве блока 18 вычисления расхода (долей) воздуха на охлаждение ротора и статора турбины может быть использован программный блок, реализующий алгоритм: Кр=GРт/GСт, где GРтртΔδрт - расход воздуха, поступающий к ротору турбины; GСтстΔδст - расход воздуха, поступающий к статору турбины, где Крт и Кст - наперед заданные значения, зависящие от коэффициентов теплопередачи между воздухом и материалом статора и ротора турбины. Значения данных коэффициентов могут быть получены различным образом, например при испытаниях ГТД. Значение Кр характеризует отношения расходов воздуха, необходимых для обдува статора и ротора турбины.

В качестве сравнивающих устройств могут быть использованы практически любые устройства, реализующие алгоритм сравнения двух величин.

Устройства, обозначенные позициями 7, 8, 12, 13, 15, являются стандартными.

Элементы и устройства по позициям 5, 6, 7, 8, 9, 10 могут быть реализованы на платах бортового компьютера.

Способ посредством раскрытой выше системы осуществляют следующим образом.

Для реализации способа в блок 5 вводят заранее определенные значения величин вытяжки лопаток ротора турбины на всех режимах ее работы. В блок 6 вводят значения радиальных зазоров для стационарных режимов работы турбины.

В блок 17 вводят расчетные значения температуры деталей статора турбины Тст.

В сумматор 8 вводят значение монтажного радиального зазора турбины, имеющего место при сборке турбины.

В сравнивающее устройство 10 вводят значения размеров радиальных зазоров, определенные заранее экспериментальным путем в зависимости от температуры ротора и статора на всех режимах работы турбины.

В процессе работы ГТД компрессор 11 через связь 19 приводит во вращение ротор 2 турбины. От компрессора через открытый управляемый клапан 12 воздух через регулятор 13 расхода подается на распределитель 14, направляющий потоки воздуха на обдув ротора и статора турбины для поддержания их заданной температуры.

В процессе работы турбины, учитывая, что она работает в большом диапазоне режимов, радиальный зазор между ротором 1 и статором 2 постоянно меняется в зависимости от режимов работы ГТД, высоты полета и пр. Величина радиального зазора постоянно измеряется измерителем 3, частота вращения ротора постоянно измеряется датчиком 4, а температура статора 1 - датчиком 16.

В блоке 5, в зависимости от частоты вращения ротора, определяется по приведенной выше зависимости текущее значение центробежной (радиальной) вытяжки лопаток турбин.

Параллельно в блоке 6 осуществляется, например, по приведенной выше зависимости вычисление значений текущего радиального зазора на стационарных режимах работы турбины, а в блоке 17 - значения температурного расширения статора в зависимости от его измеренной датчиком 16 температуры.

Полученные в блоках 5 и 6 значения радиального зазора подаются на первый сумматор 7, где суммируются, и сигнал, полученный в результате суммирования, подается на второй сумматор 8, где суммируются со значением заранее заложенного в него монтажного зазора. В результате во втором сумматоре вырабатывается сигнал, характеризующий текущее расчетное значение радиального зазора, которое учитывает его изменение на стационарных и переходных режимах работы турбины, а также учитывает значение монтажного зазора.

Полученное текущее расчетное значение радиального зазора сравнивается в первом сравнивающем устройстве 9 с сигналом измерителя 3, характеризующим реальное значение радиального зазора на момент измерения, которое изменяется, в основном, в зависимости от температур нагрева ротора и статора, в результате чего получаем сигнал отклонения реального значения радиального зазора от расчетного, который поступает на регулятор 13, управляя общим расходом подаваемого на делитель 14 воздуха от компрессора 11.

Параллельно сигнал с первого сравнивающего устройства 9 поступает на второе сравнивающее устройство 10, где сравнивается с заранее заложенными параметрами зазора, оптимальными для данного режима работы двигателя. В случае если реальное значение зазора больше или равно заложенному значению, то система работает в режиме обдува ротора и статора турбины, поддерживая значение зазора в заданном интервале за счет регулирования общего расхода воздуха, подаваемого на обдув ротора и статора. В случае если реальное значение зазора меньше расчетного, то со сравнивающего устройства 10 поступает команда на клапан 12, который отсекает подачу воздуха на регулятор 13.

Параллельно сигнал с блока 17, характеризующий долю радиального зазора статора Δδст, образованную за счет температурной деформации (температурного расширения) деталей статора, поступает на первый вход блока 18 и на первый вход третьего сумматора 15, на второй вход которого поступает сигнал с измерителя 3, в результате чего на выходе третьего сумматора получаем сигнал, характеризующий долю радиального зазора, образованную за счет температурной деформации (температурного расширения) деталей ротора. Данный сигнал поступает на второй вход блока 18, в котором осуществляется выработка управляющего сигнала Кр, характеризующего отношение долей расходов воздуха на обдув ротора и статора, необходимых для стабилизации долей радиального зазора, приходящихся на температурные расширения деталей ротора и статора. Значение управляющего сигнала подается на управляемый элемент (например, заслонку) распределителя 14 для дозирования расхода воздуха, подаваемого на ротор 2 и на статор 1 турбины. Дозирование может быть реализовано изменением положения заслонки (не показана) распределителя 14 в зависимости от величины сигнала Кр.

Использование данного способа позволяет повысить точность регулирования радиального зазора турбины ГТД за счет постоянного контроля и поддержания его значения в заданных пределах. Необходимо также отметить, что при использовании данного способа, кроме технического результата, указанного выше, обеспечивается сокращение времени стабилизации радиального зазора за счет более рационального обдува ротора и статора турбины и тем самым уменьшение времени приемистости по тяге двигателя, что важно при разгонах самолета.

Способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя, включающий измерение радиального зазора, сравнение его значения с расчетным и по результатам сравнения регулирование расхода воздуха, подаваемого на обдув ротора и статора турбины для поддержания их заданной температуры, отличающийся тем, что для получения значения расчетного радиального зазора предварительно определяют значения центробежной вытяжки лопаток турбины для всех режимов работы турбины, значения радиальных зазоров на стационарных режимах работы турбины, а также значения монтажного зазора турбины, в процессе работы турбины измеряют температуру статора и частоту вращения ее ротора, для каждого режима работы турбины по частоте вращения ее ротора и предварительно заданным значениям определяют текущее значение центробежной вытяжки лопаток турбины и текущее значение радиального зазора на стационарных режимах, суммируют полученные текущие значения, полученное суммарное значение сигнала суммируют с сигналом значения монтажного зазора при данном режиме, получая в результате значение заданного текущего радиального зазора, которое сравнивают с измеряемым реальным значением радиального зазора, и по значению рассогласования данных сигналов регулируют общий расход воздуха, подаваемого на ротор и статор турбины, или отсекают его подачу, при этом дополнительно определяют значения долей радиального зазора турбины, приходящихся на температурные деформации ротора и статора, и по данным значениям вычисляют управляющий сигнал, в соответствии с которым регулируют доли общего расхода воздуха, подаваемые на обдув ротора и статора турбины.



 

Похожие патенты:

Устройство крепления кольца газовой турбины, охватывающего подвижные лопатки, приводимые в движение газовым потоком, содержит входной и выходной зацепы. Входной зацеп обращен к входу турбины и размещен во входной канавке кольца, открытой к выходу.

Турбомашина содержит средства регулирования зазоров между вершинами подвижных лопаток (16) турбины высокого давления и наружным корпусом (12), расположенным вокруг этих лопаток (16), средства (48, 46) охлаждения наружного корпуса посредством воздействия воздуха, отбираемого из компрессора высокого давления турбомашины, первые средства (60) электрического нагрева верхней части наружного корпуса (12) и вторые средства электрического нагрева нижней части наружного корпуса (12), импульсные средства управления (63) средствами (48, 61, 46) охлаждения посредством воздействия воздуха и автономные средства управления средствами электрического нагрева (60).

Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД. Турбина газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом, а также статор турбины.

Газотурбинный двигатель содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и обдува статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом.

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура.

Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя сжатым воздухом, отводимым из компрессора, содержит корпус с проточной частью.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Изобретение относится к системе для регулирования зазора между кромками поворотных лопаток самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки. Клапан, расположенный в воздушном канале, открывается для охлаждения бандажа турбины во время фазы с высоким числом оборотов (TO+CL), соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов (CR), сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета. Изобретение также относится к системе, реализующей такой способ. Технический результат изобретения - упрощение системы регулирования и снижение ее массы. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к статорам компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора включает в себя внешний (2) и внутренний (3) корпуса, соединенные между собой передним (5) и задним (6) по потоку воздуха (4) упругими коническими фланцами, а также перфорированную кольцевую обечайку (7) с отверстиями (10) подачи воздуха, размещенную с внешней стороны от внутреннего корпуса (3). Кольцевая обечайка (7) выполнена с направленными к оси (8) статора компрессора выступами (9). Радиальный фланец (14) крепления внутреннего корпуса (3) к заднему упругому коническому фланцу (6) выполнен с вырезами со стороны кольцевой обечайки (7). Обращенная к оси (8) компрессора поверхность (17) выступов (9) кольцевой обечайки (7) выполнена эквидистантной поверхности вырезов радиального фланца (14). Отверстия (10) подачи воздуха расположены на выступах (9) кольцевой обечайки (7). Задний упругий конический фланец (6) выполнен с внешним осевым кольцевым ребром, снабженным радиальными каналами, расположенными напротив выступов (9) кольцевой обечайки (7). Предложенное изобретение позволяет повысить экономичность компрессора путем повышения эффективности обдува внутреннего корпуса компрессора охлаждающим воздухом. 3 ил.

Изобретение относится к статорам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора высокого давления включает в себя внешний и внутренний корпусы, кольцевую обечайку (6), перфорированную отверстиями (7). Корпусы соединены между собой упругими элементами. В отверстиях (7) кольцевой обечайки (6) установлены сопла (8), выходной срез (9) которых направлен к поверхности (10) внутреннего корпуса. Присоединительный фланец (11) внутреннего корпуса выполнен с отверстиями (13) под болты (14) резьбовых соединений и открытыми к кольцевой обечайке (6) вырезами (15) между отверстиями (13). Отношение расстояния Т в окружном направлении между выходными срезами (9) сопел (8) к расстоянию Н в окружном направлении между центрами отверстий (13) под болты (14) резьбовых соединений равно 0,7-2,5. Путем повышения эффективности охлаждения внутреннего корпуса за счет минимизации расстояния между выходом из сопла и охлаждаемой поверхностью внутреннего корпуса повышается коэффициент полезного действия компрессора высокого давления. 2 ил.

Способ управления зазором между вершинами лопаток ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом турбины корпуса, окружающим лопатки, с другой стороны, причем способ содержит этап, на котором управляют скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу. Способ содержит этап, на котором определяют период останова (t) авиационного двигателя согласно температуре (T495(t)), измеренной датчиком температуры, включающим в себя чувствительный элемент, расположенный в свободном пространстве авиационного двигателя и модели зависящего от времени изменения указанной температуры с течением времени во время простоя авиационного двигателя на земле. Техический результат изобретения - повышение точности управления зазором. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх