RU2627490C1 - Method for increasing gas turbine engine life by start number - Google Patents
Method for increasing gas turbine engine life by start number Download PDFInfo
- Publication number
- RU2627490C1 RU2627490C1 RU2016144934A RU2016144934A RU2627490C1 RU 2627490 C1 RU2627490 C1 RU 2627490C1 RU 2016144934 A RU2016144934 A RU 2016144934A RU 2016144934 A RU2016144934 A RU 2016144934A RU 2627490 C1 RU2627490 C1 RU 2627490C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- turbine
- hot air
- gas turbine
- cooling
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
-
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению, к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин.The invention relates to aircraft engine building, to methods for increasing the resource and basic parameters due to the introduction of turbine cooling systems in the engine design.
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 SU №585303, F02C 7/12; F01D 25/12, 23.12.1977 г; бюллетень №47).A known method of supplying a cooler to the blade apparatus of a gas turbine installation by controlling its flow rate when changing the operating mode of the installation. At the moment the combustion chamber is turned on and during the subsequent casting of the gas temperature, the relative flow rate of the cooler is increased to a value that exceeds 1.5-2 times its nominal value, after casting, the flow rate is reduced to a value of 0.25-0.3 and kept constant to the mode of temperature vanes, which is maximum in terms of strength, and then the flow rate is increased to the nominal value in proportion to the increase in the plant power. And also during the casting of the gas temperature, the cooler is supplied from an external source, and after casting from the compressor of the unit (AC SU No. 585303, F02C 7/12; F01D 25/12, 12/23/1977; bulletin No. 47).
Недостатком способа является отсутствие учета количественного влияния температурного градиента в лопатке на малоцикловую усталость.The disadvantage of this method is the lack of consideration of the quantitative effect of the temperature gradient in the blade on low-cycle fatigue.
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).A known method of cooling the impeller of a turbine of a multi-mode turbojet engine, comprising supplying cooling air to the cooling system of the impeller and changing its flow rate according to engine operating modes, according to which, at cruising engine operating modes, along with reducing the cooling air flow, supply gas from the turbine flow part to the system inlet cooling the impeller of the turbine, while the ratio of the mass flow rates of gas and cooling air is selected in the range of 0.8-1.6 (RU 2159335 C1, F01D 25/12, F02C 7/12, 04/28/1999).
Недостатком способа является отсутствие учета влияния фактора прогрева рабочего колеса на малоцикловую усталость.The disadvantage of this method is the lack of consideration of the influence of the heating factor of the impeller on low-cycle fatigue.
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, 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).A known method of thermal fatigue testing of convectively cooled blades, including supplying a cooling medium inside the perforated deflector of the test blade and heating its external surface and discharging the medium through a slot in the outlet edge of the blade, preliminarily divide the inner space of the deflector into the front and rear cavities, the outer surface of the blade is constantly heated and the cooling medium is supplied alternately to the front and rear cavities, respectively, with temperatures lower and higher than the temperature the surface of the blade until a stationary temperature state is established, and when the medium is supplied to the posterior cavity in the anterior, reduced pressure is created (AC SU 1118774 A, F01D 5/18, 10/15/1984; Bulletin No. 38).
Этот способ характеризуется экспериментальной оценкой малоцикловой (термической) усталости.This method is characterized by an experimental evaluation of low-cycle (thermal) fatigue.
Недостатками способа являются большие трудоемкость и стоимость.The disadvantages of the method are the large complexity and cost.
Известен способ контроля охлаждаемых лопаток турбины путем продувки каналов контролируемой лопатки рабочей средой, измерение параметра, характеризующего состояние системы ее охлаждения, и сравнение 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).A known method of monitoring cooled turbine blades by blowing the channels of a controlled blade with a working medium, measuring a parameter characterizing the state of its cooling system, and comparing it with the same parameter of a reference blade, the blade is previously placed in a sealed container with an inner surface that is equidistant to the outer surface of the blade, and heat capacity, and as a characteristic parameter use the distribution of temperature pressures between the inner surface of the container and the blade for similar points of the reference and controlled blades (AC SU No. 1138524 A, F01D 5/18, 02/07/1985; Bulletin No. 5).
Недостатками способа являются большие трудоемкость и стоимость.The disadvantages of the method are the large complexity and cost.
Наиболее близким к предлагаемому способу является 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 SU №213466, F01С, 12.03.1968 г.; бюллетень №10).Closest to the proposed method is a method of reducing temperature differences in disks of a gas turbine in transient and stationary modes by heating the disk with working gas from the flow part supplied to the cavity enclosed between the disk and the cavity, the gas is removed from the cavity into the atmosphere through an opening in the housing with selection gas along the axis of rotation of the disk (AC SU No. 213466, F01C, 03/12/1968; Bulletin No. 10).
Недостатком способа является использование отработанных газов, содержащих частицы нагара, которые в процессе эксплуатации приводят к уменьшению проходных сечений системы охлаждения.The disadvantage of this method is the use of exhaust gases containing carbon particles, which during operation lead to a decrease in the flow area of the cooling system.
Задача изобретения - расширение функциональных возможностей газотурбинного двигателя на пусковых режимах 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.The objective of the invention is the expansion of the functionality of a gas turbine engine in starting conditions by reducing the temperature difference between the gas stream flowing around the turbine blades and the internal cavities of the cooled blades, as well as by reducing the temperature difference between the disk rim and the hub.
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.The technical result of the invention is to increase the life of the engine by the number of starts by reducing the temperature difference in the blades and disks of the turbine due to their preliminary heating with hot air.
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 в полости охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток, а также на диски турбины двигателя подают горячий воздух с параметрами охлаждающего воздуха данного двигателя от внешнего вспомогательного газотурбинного 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».The problem is achieved in that in a method of increasing the resource of an aircraft gas turbine engine by the number of starts, respectively by low-cycle fatigue, in which temperature differences in a gas turbine are reduced, in contrast to the prototype before cold scrolling and starting the engine in the cavity of cooled nozzle and working blades, and Also, hot air with the cooling air parameters of the engine from the external auxiliary gas turbine engine is supplied to the engine turbine disks and heated for 3 6 minutes, then start the engine, feeding hot air into the cooling system is switched off after the engine output to "small gas" mode.
Сущность изобретения поясняется чертежами. На фиг. 1 изображена схема подачи горячего воздуха в систему охлаждения турбины, в которую перед холодной прокруткой и запуском двигателя подают горячий воздух (поз. 1) от внешнего вспомогательного газотурбинного двигателя или от наземной установки и прогревают лопатки и диски турбины. Параметры подаваемого горячего воздуха соответствуют температуре и расходу воздуха на охлаждение турбины данного двигателя. На фиг. 2 приведена типовая диаграмма термической усталости. На фиг. 3 приведена схема установки распределительного крана (клапана) подачи горячего воздуха от внешнего источника в систему охлаждения турбины: 1 - отбор воздуха от компрессора на охлаждение турбины; 2 - подвод воздуха на охлаждение турбины двигателя; 3 - распределительный кран подвода воздуха на охлаждение от внешнего источника.The invention is illustrated by drawings. In FIG. 1 shows a diagram of the supply of hot air to the turbine cooling system, into which hot air (item 1) is supplied from the external auxiliary gas turbine engine or from a ground installation before cold scrolling and starting the engine, and the blades and disks of the turbine are heated. The parameters of the supplied hot air correspond to the temperature and air flow rate for cooling the turbine of this engine. In FIG. Figure 2 shows a typical diagram of thermal fatigue. In FIG. Figure 3 shows the installation diagram of a distribution valve (valve) for supplying hot air from an external source to the turbine cooling system: 1 - air sampling from the compressor for cooling the turbine; 2 - air supply for cooling the engine turbine; 3 - distribution valve for supplying cooling air from an external source.
Пример конкретной реализации способаAn example of a specific implementation of the method
Перед запуском газотурбинного двигателя температура лопаток и дисков турбины имеет температуру окружающего воздуха: зимой до -30°С и ниже, летом до +30°С и выше.Before starting the gas turbine engine, the temperature of the turbine blades and disks has an ambient temperature: in winter up to -30 ° С and lower, in summer up to + 30 ° С and higher.
Рассмотрим запуск двигателя с выходом на режим «малый газ» без предварительного подогрева лопаток и дисков.Consider starting the engine with access to the "low gas" mode without preheating the blades and discs.
Допустим, что 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 формулеAssume that in the "small gas" mode the temperature of the gases in front of the turbine is t g * = 600 ° C. Ambient temperature 20 ° С. The temperature of the cold engine and, accordingly, the temperature of the blade is taken equal to the ambient temperature. In this case, during startup when air-cooling of the combustion chamber ignition temperature t * OHL taken equal to an ambient temperature of 20 ° C. Then the temperature of the blade t l is determined by the well-known formula
где Θ=0,5 - коэффициент интенсивности конвективно-пленочного охлаждения лопатки.where Θ = 0.5 is the intensity coefficient of convective-film cooling of the blade.
Перепад температур между наружной и внутренней стенками лопатки составитThe temperature difference between the outer and inner walls of the scapula will be
Δt=tл-tохл *=290°.Δt = t l -t okhl * = 290 °.
А величина термической деформации εt составитAnd the value of thermal deformation ε t will be
εt=α⋅Δt=3,828⋅10-3,ε t = α⋅Δt = 3,828⋅10 -3 ,
где α=13,2⋅10-6 К-1 - коэффициент теплового расширения жаропрочного сплава.where α = 13.2⋅10 -6 K -1 is the coefficient of thermal expansion of the heat-resistant alloy.
Рассмотрим запуск двигателя с выходом на режим «малый газ» с предварительным подогревом лопаток и дисков.Consider starting the engine with access to the "low gas" mode with preheating of the blades and discs.
Допустим, что в систему охлаждения турбины подается воздух от внешнего вспомогательного газотурбинного двигателя с температурой 250°С, т.е. tохл *=250°С. Повторив расчет термической деформации для этого случая, получимAssume that air is supplied to the turbine cooling system from an external auxiliary gas turbine engine with a temperature of 250 ° C, i.e. t okhl * = 250 ° C. Repeating the calculation of thermal deformation for this case, we obtain
εt=α⋅Δt=2,31⋅10-3.ε t = α⋅Δt = 2.31⋅10 -3 .
Таким образом, в данном случае величина термической деформации уменьшилась примерно на 66%.Thus, in this case, the value of thermal deformation decreased by about 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.Using the diagram of thermal fatigue (Fig. 2), we obtain an increase in the number of cycles to failure from N 1 to N 2 . With the same margin in terms of the number of loading cycles, it is possible to correspondingly increase the engine resource in terms of the number of starts, that is, in low-cycle fatigue.
Для реализации способа необходимо в коммуникацию (обвязку) двигателя ввести следующие конструктивные доработки.To implement the method, it is necessary to introduce the following design improvements into the communication (piping) of the engine.
В трубопровод, подающий воздух от компрессора на охлаждение турбины 2 (фиг. 3), устанавливается распределительный кран (клапан) подачи горячего воздуха от внешнего источника в систему охлаждения турбины. Распределительный кран открывает подачу горячего воздуха от внешнего источника перед холодной прокруткой и запуском двигателя и закрывает ее после выхода двигателя на режим «малый газ».In the pipeline supplying air from the compressor to cool the turbine 2 (Fig. 3), a distribution valve (valve) for supplying hot air from an external source to the turbine cooling system is installed. The distribution valve opens the hot air supply from an external source before cold scrolling and starting the engine and closes it after the engine enters the "low gas" mode.
Итак, заявляемое изобретение позволяет расширить функциональные возможности за счет подогрева лопаток и дисков турбины через систему ее охлаждения.So, the claimed invention allows to expand functionality by heating the blades and disks of the turbine through its cooling system.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016144934A RU2627490C1 (en) | 2016-11-15 | 2016-11-15 | Method for increasing gas turbine engine life by start number |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016144934A RU2627490C1 (en) | 2016-11-15 | 2016-11-15 | Method for increasing gas turbine engine life by start number |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2627490C1 true RU2627490C1 (en) | 2017-08-08 |
Family
ID=59632348
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016144934A RU2627490C1 (en) | 2016-11-15 | 2016-11-15 | Method for increasing gas turbine engine life by start number |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2627490C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2668590C1 (en) * | 2017-11-02 | 2018-10-02 | Ильдар Хайдарович Бадамшин | Method to increase the resource of a gas turbine engine according to the number of launches |
| RU2793412C1 (en) * | 2022-04-01 | 2023-04-03 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский университет науки и технологий" | Method for increasing the resource of a gas turbine engine by the number of starts |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU213466A1 (en) * | METHOD FOR REDUCING TEMPERATURE DIFFERENCES IN GAS TURBINE DISCS | |||
| DE19824766A1 (en) * | 1998-06-03 | 1999-12-09 | Siemens Ag | Gas turbine and method for cooling a turbine stage |
| RU2159335C1 (en) * | 1999-04-28 | 2000-11-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Method of cooling turbine wheel rotor of multimode turbojet engine |
| US6602047B1 (en) * | 2002-02-28 | 2003-08-05 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| RU2387846C1 (en) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
| RU2562361C1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Cooling method of turbine work blade of gas-turbine engine |
-
2016
- 2016-11-15 RU RU2016144934A patent/RU2627490C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU213466A1 (en) * | METHOD FOR REDUCING TEMPERATURE DIFFERENCES IN GAS TURBINE DISCS | |||
| DE19824766A1 (en) * | 1998-06-03 | 1999-12-09 | Siemens Ag | Gas turbine and method for cooling a turbine stage |
| RU2159335C1 (en) * | 1999-04-28 | 2000-11-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Method of cooling turbine wheel rotor of multimode turbojet engine |
| US6602047B1 (en) * | 2002-02-28 | 2003-08-05 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| RU2387846C1 (en) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
| RU2562361C1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Cooling method of turbine work blade of gas-turbine engine |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2668590C1 (en) * | 2017-11-02 | 2018-10-02 | Ильдар Хайдарович Бадамшин | Method to increase the resource of a gas turbine engine according to the number of launches |
| RU2793412C1 (en) * | 2022-04-01 | 2023-04-03 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский университет науки и технологий" | Method for increasing the resource of a gas turbine engine by the number of starts |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR101798806B1 (en) | Gas turbine, device for controlling gas turbine, and method for cooling gas turbine | |
| US7823389B2 (en) | Compound clearance control engine | |
| EP2587028B1 (en) | Active clearance control system and method for a gas turbine engine | |
| US8459040B2 (en) | Rear hub cooling for high pressure compressor | |
| JP2700797B2 (en) | Gas turbine equipment | |
| JP4554867B2 (en) | Cooling air system | |
| JP5557496B2 (en) | Method and apparatus for gas turbine engine temperature management | |
| US20170284298A1 (en) | Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine | |
| JP6745079B2 (en) | Systems and Methods for Exhaust Heat Powered Active Clearance Control | |
| EP3409903B1 (en) | Gas turbine system with an intercooler providing cooled fluid as bearing pressurization fluid | |
| JP2014139429A (en) | Systems and methods for active component life management for gas turbine engines | |
| JPS62182444A (en) | Method and device for controlling cooling air for gas turbine | |
| CN103133060B (en) | Gas turbine engine and control the method in gap between turbine casing and rotor blade | |
| BR102016002935A2 (en) | Intercooled gas turbine engines and airflow temperature control method | |
| CN106321247B (en) | Gas turbine cooling stage operation method | |
| US20190024527A1 (en) | Gas turbine engine with rotor tip clearance control system | |
| RU2159335C1 (en) | Method of cooling turbine wheel rotor of multimode turbojet engine | |
| US11319830B2 (en) | Control of clearance between aircraft rotor blades and a casing | |
| RU2627490C1 (en) | Method for increasing gas turbine engine life by start number | |
| JP6088704B2 (en) | Gas turbine and method of operating a gas turbine | |
| RU2668590C1 (en) | Method to increase the resource of a gas turbine engine according to the number of launches | |
| RU2793412C1 (en) | Method for increasing the resource of a gas turbine engine by the number of starts | |
| JP2003254091A (en) | Apparatus and method for controlling tip clearance of compressor | |
| KR101874208B1 (en) | Gas turbine with an de-icing means | |
| JP2022053627A (en) | Propulsion system |