Способ обеспечения постоянной мощности силовой турбины конвертируемого в наземную установку авиационного газотурбинного двигателя

Способ обеспечения постоянной мощности силовой турбины конвертируемого в наземную установку авиационного газотурбинного двигателя осуществляют путем поддержания допустимой температуры газа перед силовой турбиной в течение межремонтного ресурса работы установки посредством изменения расхода воздуха. Изменение расхода осуществляют в сторону его увеличения за счет изменения угла поворота лопаток соплового аппарата турбины привода компрессора газогенератора в сторону уменьшения проходного сечения последнего. При этом поддерживают температуру газа перед силовой турбиной меньшей предельно допустимой и определяемую из защищаемого изобретением уравнения. Изобретение позволяет поддерживать постоянной мощность силовой турбины. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения на базе конвертируемых двигателей для наземных газотурбинных установок.

Известен, являющийся ближайшим к предложенному изобретению, способ обеспечения постоянной мощности силовой турбины конвертируемого в наземную установку авиационного газотурбинного двигателя путем поддержания постоянной температуры газа перед силовой турбиной в течение межремонтного ресурса работы установки посредством изменения расхода воздуха (см. Беккер Б. Опыт эксплуатации газовых турбин серии 3А фирмы SIEMENS, журнал Газотурбинные технологии №5, 2000 г.).

Мощность силовой турбины зависит от температуры газа перед ней, чем больше температура, тем больше мощность. Но в то же время температура газа определяет тепловое состояние узлов и деталей конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя, поэтому устанавливается ее предельно допустимое значение (см. ГОСТ 29328-92 «Установки газотурбинные для привода генераторов. Общие технические условия», стр.4). Известно, что в процессе эксплуатации двигателей их характеристики могут ухудшаться (см. Кулагин И.И. Основы теории авиационных газотурбинных двигателей, Москва, Военное издательство, 1967, с.227, 230). Поэтому значение температуры газа, потребной для поддержания заданной мощности двигателя, в частности, конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя, увеличивается и может достигать предельно допустимого значения еще до выработки межремонтного ресурса. Или, при условии ограничения температуры газа мощность силовой турбины конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя будет уменьшена, что также недопустимо.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение постоянной мощности силовой турбины посредством определения и обеспечения допустимой начальной температуры газа перед силовой турбиной конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя, меньшей предельно допустимого значения.

Поставленная задача достигается за счет того, что в способе обеспечения постоянной мощности силовой турбины конвертируемого в наземную установку авиационного газотурбинного двигателя путем поддержания допустимой температуры газа перед силовой турбиной в течение межремонтного ресурса работы установки посредством изменения расхода воздуха, согласно изобретению увеличивают расход воздуха за счет изменения угла поворота лопаток соплового аппарата турбины привода компрессора газогенератора в сторону уменьшения проходного сечения последнего, а постоянной поддерживают в начале эксплуатации температуру газа перед силовой турбиной, меньшую предельно допустимой и определяемую из следующего выражения:

t4расч.=t4пред.-Q·Tрес.,

где t4пред. - предельно допустимая температура газа перед силовой турбиной конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

Трес. - межремонтный ресурс конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

Q - темп роста температуры перед силовой турбиной в процессе эксплуатации, определяемый по следующей формуле:

где tТф.4 - температура газа перед силовой турбиной при наработках Тфакт.,

tТо4 - температура газа перед силовой турбиной в начале эксплуатации конвертируемого двигателя,

Тфакт. - фактическая наработка конвертируемого двигателя.

Поставленная задача достигается за счет того, что поддержание допустимой температуры газа перед силовой турбиной обеспечивают дополнительно посредством уменьшения зазоров между элементами статора и ротора компрессора и турбины привода компрессора газогенератора конвертируемого газотурбинного двигателя.

Поставленная задача достигается за счет того, что поддержание постоянной температуры газа перед силовой турбиной обеспечивают дополнительно посредством уменьшения расхода воздуха, отбираемого от компрессора газогенератора конвертируемого газотурбинного двигателя на охлаждение горячих деталей и узлов последнего.

На чертеже изображен конвертируемый в наземную установку газотурбинный авиационный двигатель.

Конвертируемый в наземную установку авиационный двигатель содержит газогенератор 1, состоящий из компрессора 2, камеры сгорания 3 и турбины 4 привода компрессора 2. За турбиной 4 привода компрессора 2 расположена силовая турбина 5.

Способ обеспечения постоянной мощности силовой турбины 5 конвертируемого в наземную установку авиационного газотурбинного двигателя осуществляется путем поддержания допустимой температуры газа перед силовой турбиной 5 в течение межремонтного ресурса работы установки посредством изменения расхода воздуха в сторону его увеличения. Увеличение расхода воздуха осуществляется за счет изменения угла поворота лопаток соплового аппарата турбины 4 привода компрессора 2 газогенератора 1 в сторону уменьшения проходного сечения соплового аппарата турбины 4. Постоянной поддерживают температуру газа перед силовой турбиной 5 в начале эксплуатации, меньшую предельно допустимой и определяемую из следующего выражения:

t4расч.=t4пред.-Q·Tpec.,

где t4пред. - предельно допустимая температура газа перед силовой турбиной 5 конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

Трес - межремонтный ресурс конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

Q - темп роста температуры перед силовой турбиной 5 в процессе эксплуатации, определяемый по следующей формуле:

где tТф.4 - температура газа перед силовой турбиной 5 при наработках Тфакт.,

tТо4 - температура газа перед силовой турбиной 5 в начале эксплуатации конвертируемого двигателя,

Тфакт. - фактическая наработка конвертируемого двигателя.

Величины tТф.4 и tТо4 - температуры газа перед силовой турбиной 5 (за турбиной 4 привода компрессора 2 при наработках Тфакт и То=0) определяют экспериментально в результате испытаний аналогичного двигателя.

Поддержание постоянной температуры газа перед силовой турбиной 5 в начале эксплуатации наземной установки обеспечивают дополнительно посредством уменьшения зазоров между элементами статора и ротора компрессора 2 и турбины 4 привода компрессора 2 конвертируемого газотурбинного двигателя.

Также поддержание постоянной температуры газа перед силовой турбиной 5 обеспечивают дополнительно посредством уменьшения расхода воздуха отбираемого от компрессора 2 газогенератора 1 конвертируемого газотурбинного двигателя на охлаждение горячих деталей и узлов последнего.

1. Способ обеспечения постоянной мощности силовой турбины конвертируемого в наземную установку авиационного газотурбинного двигателя путем поддержания допустимой температуры газа перед силовой турбиной в течение межремонтного ресурса работы установки посредством изменения расхода воздуха, отличающийся тем, что увеличивают расход воздуха за счет изменения угла поворота лопаток соплового аппарата турбины привода компрессора газогенератора в сторону уменьшения проходного сечения соплового аппарата, а постоянной поддерживают температуру газа перед силовой турбиной в начале эксплуатации установки, меньшую предельно допустимой и определяемую из следующего выражения:

t4расч.=t4пред.-QTрес.,

где t4пред. - предельно допустимая температура газа перед силовой турбиной конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

Трес. - межремонтный ресурс конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

Q - темп роста температуры перед силовой турбиной в процессе эксплуатации, определяемый по следующей формуле:

где tТф.4 - температура газа перед силовой турбиной при наработках Тфакт.,

tTo4 - температура газа перед силовой турбиной в начале эксплуатации конвертируемого двигателя,

Тфакт. - фактическая наработка конвертируемого двигателя.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что поддержание постоянной температуры газа перед силовой турбиной обеспечивают дополнительно посредством уменьшения зазоров между элементами статора и ротора компрессора и турбины привода компрессора газогенератора конвертируемого газотурбинного двигателя.

3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что поддержание постоянной температуры газа перед силовой турбиной обеспечивают дополнительно посредством уменьшения расхода воздуха, отбираемого от компрессора газогенератора конвертируемого газотурбинного двигателя, на охлаждение горячих деталей и узлов последнего.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в автомобильных газотурбинных двигателях. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для привода газоперекачивающего агрегата (ГПА). .

Изобретение относится к вооружению, конкретно к конструкции танков

Изобретение относится к транспортировке газообразного углеводородного топлива по трубопроводам большой протяженности, проложенным по морскому дну

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано в качестве энергетической установки стационарного или транспортного назначения в виде основного, резервного и аварийного источника электроэнергии и тепла

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор. Газовая турбина расположена поперечно оси двигателя. Камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции. Использование поперечного расположения газовой турбины и центральное размещение камеры сгорания позволяют значительно уменьшить массу и длину двигателя за счет уменьшения длины вала и объема корпуса камеры сгорания. Вал двигателя будет необходимо рассчитывать лишь на сжатие от газовых сил, возникающих в компрессоре, а длина вала уменьшится на величину длины турбины пропорционально. 3 ил.

Турбинный двигатель со свободной турбиной содержит газогенератор, включающий в себя, по меньшей мере, один компрессор, питаемый воздухом, камеру сгорания, принимающую сжатый воздух от выхода упомянутого компрессора, и, по меньшей мере, одну генераторную турбину, механически связанную с упомянутым компрессором посредством приводного вала и приводимую в движение газами, получающимися при сгорании топлива в камере сгорания. Выход газов ориентирован в направлении компрессора. Турбинный двигатель содержит также свободную турбину, питаемую газами от сгорания после их прохода через генераторную турбину, которая приводит в движение силовой вал, не расположенный в продолжение приводного вала газогенератора и передающий мощность от турбинного двигателя через редуктор. генераторная турбина является турбиной аксиального типа. Камера сгорания имеет, по существу, цилиндрическую форму или форму усеченного конуса, расположена в продолжение оси генераторной турбины и содержит единственный инжектор. Изобретение направлено на уменьшение стоимости производства и уменьшение выбросов NOx. 2 н. и 11 з.п.ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к газотурбинному двигателю (100) для вертолета (200). Вертолет содержит главный редуктор, винт (204) и устройство (206) понижения частоты вращения, размещенное полностью в главном редукторе (202) вертолета и соединенное с упомянутым винтом. Газотурбинный двигатель содержит корпус (102), газогенератор (114) с валом (115) газогенератора и свободную турбину (124), приводимую во вращение потоком газа, создаваемым газогенератором. Упомянутая свободная турбина имеет вал (128) свободной турбины. В газотурбинном двигателе, когда газотурбинный двигатель прикреплен к редуктору вертолета, вал свободной турбины проходит аксиально в главный редуктор вертолета для того, чтобы быть непосредственно соединенным с устройством понижения частоты вращения. 2 н. И 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания. Двигатель выполнен двухвальным. Компрессор выполнен трехкаскадным в виде последовательно установленных компрессоров низкого, среднего и высокого давления. Между компрессорами низкого и высокого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен теплообменник. Внутри воздушного тракта коаксиально первому валу установлена биротативная паровая турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы. Входной коллектор соединен с выходом из теплообменника, вход которого соединен с топливной системой, работающей на воде. Выходной коллектор соединен с электролизером, первый и второй выходы которого соединены с камерой сгорания. За камерой сгорания установлена газовая турбина. Ротор компрессора низкого давления первым валом соединен с паровой турбиной. Ротор компрессора среднего давления выполнен заодно с внешним ротором паровой турбины. Ротор компрессора высокого давления соединен третьим валом с ротором газовой турбины. Изобретение направлено на повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 6 з.п. ф-лы, 15 ил.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания. Двигатель выполнен двухвальным. Компрессор выполнен трехкаскадным в виде последовательно установленных компрессоров низкого, среднего и высокого давления. Между компрессорами низкого и высокого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен теплообменник. Внутри воздушного тракта коаксиально первому валу установлена биротативная паровая турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы. Входной коллектор соединен с выходом из теплообменника, вход которого соединен с топливной системой, работающей на воде. Выходной коллектор соединен с электролизером, первый и второй выходы которого соединены с камерой сгорания. За камерой сгорания установлена газовая турбина. Ротор компрессора низкого давления первым валом соединен с паровой турбиной. Ротор компрессора среднего давления выполнен заодно с внешним ротором паровой турбины. Ротор компрессора высокого давления соединен третьим валом с ротором газовой турбины. Изобретение направлено на повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 6 з.п. ф-лы, 15 ил.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбину низкого давления, турбину высокого давления и средства регулирования для регулирования скорости вращения турбины низкого давления до по существу постоянной скорости. Турбина низкого давления связана первым валом с компрессором высокого давления. Турбина высокого давления связана вторым валом с компрессором низкого давления. Первый вал коаксиально проходит через второй вал, при этом первый и второй валы (24, 26) определяют осевое направление. Компрессор высокого давления, компрессор низкого давления, турбина высокого давления и турбина низкого давления расположены в этом порядке вдоль осевого направления. Изобретение направлено на снижение риска возникновения явления помпажа между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх