RU2793412C1

RU2793412C1 - Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков

Info

Publication number: RU2793412C1
Application number: RU2022108752A
Authority: RU
Inventors: Ильдар Хайдарович Бадамшин
Filing date: 2022-04-01
Publication date: 2023-04-03

Abstract

Изобретение относится к авиадвигателестроению, к способам повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков за счёт конструкции систем охлаждения турбин. Перед холодной прокруткой и запуском двигателя в систему охлаждения турбины подают горячий воздух от внешнего вспомогательного газотурбинного двигателя или от наземной установки и прогревают его в течение 3-6 минут, после чего запускают двигатель. Параметры подаваемого горячего воздуха соответствуют параметрам воздуха, подаваемого на охлаждение турбины данного двигателя. В процессе выхода двигателя на режим «малый газ» горячий воздух в систему охлаждения подают с более высокой температурой. Термостабильность масла, подаваемого в масляную систему двигателя, обеспечивается циркуляцией масла от маслонасосов работающего двигателя. Технический результат: повышение ресурса работы двигателя по числу запусков, соответственно, малоцикловой усталости путём снижения перепада температур в лопатках и дисках турбины за счёт их предварительного подогрева горячим воздухом с более высокой температурой. 3 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 СССР №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 (АС СССР 1118774 А; 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 (АС СССР №1138524 А; F01D 5/18; 7.02.1985г.; бюллетень №5).

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 СССР №213466; F01с; 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 РФ №2627490; F02C 7/00; 8.08.2017; бюллетень №22).

Недостатком способа является ограничение повышения температуры горячего воздуха при подаче в систему охлаждения турбины, связанное с термостабильностью масла, подаваемого в систему смазки неработающего двигателя.

Задача изобретения - расширение функциональных возможностей авиационного 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.

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 с более высокой температурой, а также сохранение термостабильности масла, подаваемого в масляную систему двигателя, которая обеспечивается циркуляцией масла от маслонасосов работающего двигателя.

Поставленная задача решается, а технический результат 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. В процессе выхода двигателя на режим «малый газ» горячий воздух в систему охлаждения подают с более высокой температурой.

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 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.

Обеспечивается ступенчатый нагрев горячего воздуха, подаваемого в систему охлаждения: до запуска с параметрами охлаждающего воздуха, а в процессе запуска с более высокой температурой.

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 t_г ^*=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 t_охл ^* принимается равной температуре окружающего воздуха 20°С. Тогда температура лопатки t_л определяется по известной формуле

t_л=t_г ^*-Θ⋅(t_г ^*-t_охл ^*)=310°С,

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

Перепад температур между наружной и внутренней стенками лопатки составит

Δt=t_л-t_охл ^*=290°.

Величина термической деформации ε_t составит

ε_t=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» со ступенчатым предварительным подогревом лопаток и дисков.

На первом этапе в турбину через систему охлаждения подают горячий воздух от внешнего источника или вспомогательного газотурбинного двигателя с температурой 150°С, то есть t_охл ^*=150°С. Повторив расчет термической деформации для этого случая, получим

ε_t=α⋅Δt=2,97⋅10^-3.

На втором этапе в процессе запуска двигателя в турбину через систему охлаждения подают горячий воздух от внешнего источника или вспомогательного газотурбинного двигателя с температурой 250°С, то есть t_охл ^*=250°С. Повторив расчет термической деформации для этого случая, получим

ε_t=α⋅Δt=2,31⋅10^-3

В области упругих деформаций величина термической деформации на втором этапе не превышает величину деформации на первом этапе.

Таким образом, в данном случае величина термической деформации уменьшилась примерно на 22%.

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.

Указанный расчет приведен для конкретного двигателя. Для других типов двигателей расчет будет аналогичным, но с другими значениями температур. Это не влияет на сущность изобретения.

Итак, заявляемое изобретение позволяет расширить функциональные возможности за счет повышения ресурса двигателя по числу запусков путем подогрева лопаток и дисков турбины горячим воздухом, подаваемым в турбину через систему охлаждения. Обеспечивается ступенчатый нагрев горячего воздуха, подаваемого в систему охлаждения: до запуска с параметрами охлаждающего воздуха, а в процессе запуска с более высокой температурой. Это позволяет снизить отрицательное влияние теплового удара при низких температурах. При более высокой температуре горячего воздуха термостабильность масла, подаваемого в масляную систему двигателя, обеспечивается циркуляцией масла от маслонасосов работающего двигателя.

Claims

Способ повышения ресурса авиационного газотурбинного двигателя по числу запусков, соответственно по малоцикловой усталости, в котором 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, отличающийся тем, что на работающем двигателе подают горячий воздух с температурой выше параметров охлаждающего воздуха вплоть до окончания режима работы «малый газ».