Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков

Использование: изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин. Технический результат: повышение ресурса работы двигателя по числу запусков, соответственно по малоцикловой усталости, путем снижения перепада температур в лопатках и дисках турбины за счет их предварительного подогрева горячим воздухом. Сущность изобретения: перед холодной прокруткой и запуском двигателя подают горячий воздух с параметрами охлаждающего воздуха данного двигателя от внешнего источника горячего воздуха в газовоздушный тракт со стороны сопла в направлении турбины и прогревают в течение 6…12 минут, затем подачу горячего воздуха отключают, после чего запускают двигатель, в качестве внешнего источника горячего воздуха может быть использован вспомогательный газотурбинный двигатель. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению, к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин.

Известен способ подачи охладителя в лопаточный аппарат газотурбинной установки путем регулирования его расхода при изменении режима работы установки. В момент включения камеры сгорания и в период последующего заброса температуры газа относительный расход охладителя увеличивают до величины, превышающей в 1,5-2 раза его номинальное значение, после заброса расход уменьшают до величины, составляющей 0,25-0,3, и поддерживают неизменным до режима предельной по условиям прочности лопаток температуры, после чего расход увеличивают до номинального значения пропорционально росту мощности установки. А также в период заброса температуры газа охладитель подают от внешнего источника, а после заброса - от компрессора установки (АС №585303, F02C 7/12; F01D 25/12, 23.12.1977 г; бюллетень №47).

Недостатком способа является отсутствие учета количественного влияния температурного градиента в лопатке на малоцикловую усталость.

Известен способ охлаждения рабочего колеса турбины многорежимного турбореактивного двигателя, включающий подачу охлаждающего воздуха в систему охлаждения рабочего колеса и изменение его расхода по режимам работы двигателя, по которому на крейсерских режимах работы двигателя наряду с уменьшением расхода охлаждающего воздуха подводят газ из проточной части турбины на вход системы охлаждения рабочего колеса турбины, при этом соотношение массовых расходов газа и охлаждающего воздуха выбирают в пределах 0,8-1,6. (RU 2159335 C1; F01D 25/12, F02C 7/12; 28.04.1999).

Недостатком способа является отсутствие учета влияния фактора прогрева рабочего колеса на малоцикловую усталость.

Известен способ термоусталостных испытаний конвективно-охлаждаемых лопаток, включающий подачу охлаждающей среды внутрь перфорированного дефлектора испытываемой лопатки и нагрев ее внешней поверхности и выпуск среды через щель в выходной кромке лопатки, по которому предварительно разделяют внутреннее пространство дефлектора на переднюю и заднюю полости, нагрев внешней поверхности лопатки осуществляют постоянно, а подачу охлаждающей среды производят поочередно в переднюю и заднюю полости соответственно с температурами ниже и выше температуры поверхности лопатки до момента установления стационарного температурного состояния, причем при подаче среды в заднюю полость в передней создают пониженное давление (AC SU 1118774 A; F01D 5/18; 15.10.1984 г.; бюллетень №38).

Этот способ характеризуется экспериментальной оценкой малоцикловой (термической) усталости.

Недостатком способа является большие трудоемкость и стоимость.

Известен способ контроля охлаждаемых лопаток турбины путем продувки каналов контролируемой лопатки рабочей средой, измерение параметра, характеризующего состояние системы ее охлаждения, и сравнения его с одноименным параметром эталонной лопатки, лопатку предварительно помещают в герметичную емкость с внутренней поверхностью, эквидистантной наружной поверхности лопатки, и осуществляют нагрев емкости, а в качестве характерного параметра используют распределение температурных напоров между внутренней поверхностью емкости и лопаткой для сходственных точек эталонной и контролируемой лопаток (AC SU №1138524 A; F01D 5/18; 7.02.1985 г.; бюллетень №5).

Недостатком способа является большие трудоемкость и стоимость.

Известен способ снижения температурных перепадов в дисках газовой турбины на переходных и стационарных режимах путем подогрева диска рабочим газом из проточной части, подаваемым в полость, заключенную между диском и полостью, газ отводят из полости в атмосферу через отверстие в корпусе с отбором газа по оси вращения диска (АС №213466; F01c; 12.03.1968 г.; бюллетень №10).

Недостатком способа является использование отработанных газов, содержащих частицы нагара, которые в процессе эксплуатации приводят к уменьшению проходных сечений системы охлаждения.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ повышения ресурса авиационного газотурбинного двигателя по числу запусков, соответственно по малоцикловой усталости, в котором снижают температурные перепады в газовой турбине путем подачи горячего воздуха с параметрами охлаждающего воздуха данного двигателя от внешнего вспомогательного газотурбинного двигателя перед холодной прокруткой и запуском двигателя в полости охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток, а также на диски турбины двигателя и прогревают в течение 3…6 минут, после чего запускают двигатель, подачу горячего воздуха в систему охлаждения отключают после выхода двигателя на режим «малый газ» (патент №2627490; F02C 7/00; 8.08.2017; бюллетень №22).

Недостатком способа является необходимость внесения конструктивных изменений в схему двигателя, что не позволяет использовать данный способ для эксплуатирующихся двигателей.

Задача изобретения - расширение функциональных возможностей авиационного газотурбинного двигателя на пусковых режимах без внесения изменений в его конструкцию, за счет снижения перепада температур между газовым потоком, обтекающим лопатки турбины, и внутренними полостями охлаждаемых лопаток. А также за счет снижения перепада температур между ободом диска и ступицей.

Технический результат изобретения - повышение ресурса работы двигателя по числу запусков путем снижения перепада температур в лопатках и дисках турбины за счет их предварительного подогрева горячим воздухом без внесения изменений в его конструкцию, что позволяет использовать данный способ для эксплуатирующихся двигателей.

Поставленная задача достигается тем, что в способе повышения ресурса авиационного газотурбинного двигателя по числу запусков, соответственно по малоцикловой усталости, в котором снижают температурные перепады в газовой турбине, в отличие от прототипа перед холодной прокруткой и запуском двигателя подают горячий воздух с параметрами охлаждающего воздуха данного двигателя в газовоздушный тракт со стороны сопла в направлении турбины от внешнего источника горячего воздуха и прогревают в течение 6…12 минут, затем подачу горячего воздуха отключают, после чего запускают двигатель.

Кроме того, в качестве внешнего источника горячего воздуха может быть использован вспомогательный газотурбинный двигатель.

Сущность изобретения поясняется чертежами. На фиг. 1 изображена схема подачи горячего воздуха в газовоздушный тракт газотурбинного двигателя (поз. 1) со стороны сопла в направлении турбины (поз. 3) от внешнего источника горячего воздуха (поз. 2) для прогрева лопаток и дисков турбины.

Параметры горячего воздуха соответствуют температуре воздуха, подаваемого на охлаждение турбины данного двигателя. На фиг. 2 приведена типовая диаграмма термической усталости.

Пример конкретной реализации способа

Перед запуском авиационного газотурбинного двигателя температура лопаток и дисков турбины имеют температуру окружающего воздуха: зимой до -30 С и ниже, летом до +30 С и выше.

Рассмотрим запуск двигателя с выходом на режим «малый газ» без предварительного подогрева лопаток и дисков.

На режиме «малый газ» температура газов перед турбиной составляет tг*=600°С. Температура окружающего воздуха 20°С. Температура холодного двигателя и, соответственно, температура лопатки принимается равной температуре окружающего воздуха. В этом случае во время запуска в момент розжига камеры сгорания температура охлаждающего воздуха tохл* принимается равной температуре окружающего воздуха 20°С. Тогда температура лопатки tл определяется по известной формуле

tл=tг*-Θ⋅(tг*-tохл*)=310°С,

где Θ=0,5 - коэффициент интенсивности конвективно-пленочного охлаждения лопатки.

Перепад температур между наружной и внутренней стенками лопатки составит

Δt=tл-tохл*=290°.

Величина термической деформации εt составит

εt=α⋅Δt=3,828⋅10-3,

где α=13,2⋅10-6 - коэффициент теплового расширения жаропрочного сплава.

Рассмотрим запуск двигателя с выходом на режим «малый газ» с предварительным подогревом лопаток и дисков.

На турбину через газовоздушный тракт подают воздух от внешнего вспомогательного газотурбинного двигателя с температурой 250°С, т.е. toxл*=250°С. Повторив расчет термической деформации для этого случая, получим

εt=α⋅Δt=2,31⋅10-3.

Таким образом, в данном случае величина термической деформации уменьшилась примерно на 66%.

Используя диаграмму термической усталости (фиг. 2), получим увеличение числа циклов до разрушения с N1 до N2. При одинаковом запасе по числу циклов нагружения можно соответственно повысить ресурс двигателя по числу запусков, то есть по малоцикловой усталости.

При подаче горячего воздуха во входное устройство в направлении компрессора увеличивается продолжительность и стоимость подогрева элементов турбины. Поэтому для реализации способа подают горячий воздух в газовоздушный тракт со стороны сопла в направлении турбины с параметрами охлаждающего воздуха данного двигателя от внешнего источника горячего воздуха или вспомогательного газотурбинного двигателя, например, ТА-6А.

Итак, заявляемое изобретение позволяет расширить функциональные возможности за счет подогрева лопаток и дисков турбины горячим воздухом, подаваемым через газовоздушный тракт со стороны сопла в направлении турбины, без внесения изменений в конструкцию двигателя, что позволяет применить данный способ на эксплуатируемых в данный момент времени авиационных газотурбинных двигателях.

1. Способ повышения ресурса авиационного газотурбинного двигателя по числу запусков, соответственно по малоцикловой усталости, в котором снижают температурные перепады в газовой турбине, отличающийся тем, что перед холодной прокруткой и запуском двигателя подают горячий воздух с параметрами охлаждающего воздуха данного двигателя от внешнего источника горячего воздуха в газовоздушный тракт со стороны сопла в направлении турбины и прогревают в течение 6…12 минут, затем подачу горячего воздуха отключают, после чего запускают двигатель.

2. Способ по п. 1 отличающийся тем, что в качестве внешнего источника горячего воздуха используется вспомогательный газотурбинный двигатель.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система (10) для внутреннего кожуха (12) между компрессором (14) и турбиной в сборе (16).

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Способ и устройство воздушного охлаждения моторного отсека газоперекачивающего агрегата, применяемые в напорной системе вентиляции-охлаждения приточного типа с двумя напорными вентиляторами, один из которых находится в резерве.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам управления газотурбинным двигателем. В известном способе управления газотурбинным двигателем, включающим изменение расхода охлаждающего воздуха подаваемого на турбину в зависимости от режимов работы двигателя, воздух подают от источника питания в коллектор охлаждающего воздуха, сообщенный через воздухопровод с агрегатом управления и с охлаждаемым трактом турбины через дросселирующие сечения перекрывающих устройств, выполненных в виде равномерно расположенных по окружности двигателя двухпозиционных клапанов, регулирование подачи воздуха к клапанам от агрегата управления через командный коллектор для их открытия / закрытия, по предложению, клапаны разделяют, по меньшей мере, на две группы, каждая из которых соединена командным коллектором с агрегатом управления, при этом управление открытием / закрытием каждой из групп клапанов производят отдельно или совместно в зависимости от режимов работы двигателя.

Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, многоканальный воздуховод.

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя заключается в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя.

Использование: изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин. Технический результат: повышение ресурса работы двигателя по числу запусков, соответственно по малоцикловой усталости, путем снижения перепада температур в лопатках и дисках турбины за счет их предварительного подогрева горячим воздухом. Сущность изобретения: перед холодной прокруткой и запуском двигателя подают горячий воздух с параметрами охлаждающего воздуха данного двигателя от внешнего источника горячего воздуха в газовоздушный тракт со стороны сопла в направлении турбины и прогревают в течение 6…12 минут, затем подачу горячего воздуха отключают, после чего запускают двигатель, в качестве внешнего источника горячего воздуха может быть использован вспомогательный газотурбинный двигатель. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх