RU2668590C1 - Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков - Google Patents
Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков Download PDFInfo
- Publication number
- RU2668590C1 RU2668590C1 RU2017138359A RU2017138359A RU2668590C1 RU 2668590 C1 RU2668590 C1 RU 2668590C1 RU 2017138359 A RU2017138359 A RU 2017138359A RU 2017138359 A RU2017138359 A RU 2017138359A RU 2668590 C1 RU2668590 C1 RU 2668590C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- hot air
- turbine
- air
- gas turbine
- 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
- F02C7/12—Cooling of plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
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.
Description
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.
Claims (2)
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.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017138359A RU2668590C1 (ru) | 2017-11-02 | 2017-11-02 | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017138359A RU2668590C1 (ru) | 2017-11-02 | 2017-11-02 | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2668590C1 true RU2668590C1 (ru) | 2018-10-02 |
Family
ID=63798423
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017138359A RU2668590C1 (ru) | 2017-11-02 | 2017-11-02 | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2668590C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2793412C1 (ru) * | 2022-04-01 | 2023-04-03 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский университет науки и технологий" | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19824766A1 (de) * | 1998-06-03 | 1999-12-09 | Siemens Ag | Gasturbine sowie Verfahren zur Kühlung einer Turbinenstufe |
| RU2159335C1 (ru) * | 1999-04-28 | 2000-11-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Способ охлаждения рабочего колеса турбины многорежимного турбореактивного двигателя |
| RU2387846C1 (ru) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
| RU2627490C1 (ru) * | 2016-11-15 | 2017-08-08 | Ильдар Хайдарович Бадамшин | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков |
-
2017
- 2017-11-02 RU RU2017138359A patent/RU2668590C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19824766A1 (de) * | 1998-06-03 | 1999-12-09 | Siemens Ag | Gasturbine sowie Verfahren zur Kühlung einer Turbinenstufe |
| RU2159335C1 (ru) * | 1999-04-28 | 2000-11-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Способ охлаждения рабочего колеса турбины многорежимного турбореактивного двигателя |
| RU2387846C1 (ru) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
| RU2627490C1 (ru) * | 2016-11-15 | 2017-08-08 | Ильдар Хайдарович Бадамшин | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2793412C1 (ru) * | 2022-04-01 | 2023-04-03 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский университет науки и технологий" | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7823389B2 (en) | Compound clearance control engine | |
| CA2794802C (en) | Gas turbine engine lockout reduction | |
| EP2587028A2 (en) | Active clearance control system and method for a gas turbine engine | |
| EP2546471B1 (en) | Tip clearance control for turbine blades | |
| JP6745079B2 (ja) | 排熱を動力とする能動的クリアランス制御のためのシステムおよび方法 | |
| US8038382B2 (en) | Methods and systems for controlling gas turbine clearance | |
| JP4929217B2 (ja) | ガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法 | |
| JP2008121685A (ja) | 浸出間隙制御タービン | |
| US20170284298A1 (en) | Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine | |
| US8057163B2 (en) | Gas turbine engine cooling system and method | |
| CA2716237A1 (en) | Gas turbine engine temperature modulated cooling flow | |
| MX2015005683A (es) | Sistema de inyeccion de fluido refrigerante externo en un motor de turbina de gas. | |
| JPWO2017090709A1 (ja) | ガスタービン、及びその部品温度調節方法 | |
| JP2014224531A (ja) | ガスタービンのタービン部用のタービンロータブレード | |
| US20150098791A1 (en) | Method and system for passive clearance control in a gas turbine engine | |
| JP2017078407A (ja) | タービンエンジン組立体及びその作動方法 | |
| JP4154509B2 (ja) | ガスタービンスのテータノズルのための冷却システム | |
| JPH02157427A (ja) | ガスタービンの起動方法 | |
| JP6088704B2 (ja) | ガスタービンおよびガスタービンを作動させる方法 | |
| RU2627490C1 (ru) | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков | |
| RU2668590C1 (ru) | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков | |
| JP2015031282A (ja) | 熱伝達アセンブリおよびその組み付け方法 | |
| RU2793412C1 (ru) | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков | |
| GB2062117A (en) | Clearance Control for Turbine Blades | |
| JP2003254091A (ja) | 圧縮機のチップクリアランス制御装置及び制御方法 |