Способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя



Способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя
Способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя
Способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя

Владельцы патента RU 2623852:

Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "УМПО") (RU)

Изобретение относится к способам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину, преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре. Для перекрытия клапана поршень поворачивают или перемещают относительно корпуса клапана механизмом перемещения, дополнительно положение поршней всех клапанов изменяют синхронно до промежуточных положений в интервале от положения "открыто" в положение "закрыто" и, наоборот, при этом расход воздуха изменяют и фиксируют одновременно на всех клапанах с помощью средства передачи управляющего воздействия, связанного с механизмом перемещения каждого клапана и системой управления, причем средство передачи управляющего воздействия на расход воздуха выполнено механическим и/или электрическим. Предусмотрено, что в положении "закрыто" на всех клапанах одновременно обеспечивают с помощью системы управления минимально допустимый "дежурный" расход охлаждающего воздуха, необходимый для уменьшения до минимума концевых потерь за профилями на сопловом аппарате и рабочих лопатках турбины. Технический результат – уменьшение удельного расхода топлива на всех режимах эксплуатации, повышение стабильности охлаждения. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

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

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является способ, который реализует система управления расходом воздуха, охлаждающего турбину турбореактивного двигателя. Известный способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя, включает подачу воздуха через клапаны, расположенные по окружности двигателя, регулирование расхода воздуха исполнительным устройством системы управления, перекрытие клапана поршнем из положения "открыто" в положение "закрыто" и наоборот и его фиксирование /RU 2194179 С1 МПК 7 F02C 9/00. Опубликовано: 10.12.2002/.

Известная система управления расходом воздуха использует пневматические исполнительные устройства системы управления. Поэтому реализуемый системой способ обеспечивает оптимальную подачу охлаждающего воздуха в турбины только на двух режимах: максимальном и крейсерском. При необходимости дополнительно обеспечить варьирование расхода охлаждающего воздуха по режимам работы в интервале - от крейсерского до максимального, надежность и стабильность подачи охлаждающего воздуха за счет системы снижается, удельный расход топлива и масса конструкции турбореактивного двигателя увеличиваются.

Задачей изобретения является повышение надежности и стабильности подачи охлаждающего воздуха через систему управления расходом воздуха, охлаждающего турбину.

Ожидаемый технический результат - уменьшение удельного расхода топлива, на всех режимах эксплуатации, повышение стабильности охлаждения.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя, включающий подачу воздуха через клапаны, расположенные по окружности двигателя, регулирование расхода воздуха исполнительным устройством системы управления, перекрытие клапана поршнем из положения "открыто" в положение "закрыто" и наоборот и его фиксирование, по предложению, для перекрытия клапана поршень поворачивают или перемещают относительно корпуса клапана механизмом перемещения, дополнительно положение поршней всех клапанов изменяют синхронно до промежуточных положений в интервале от положения "открыто" в положение "закрыто" и наоборот, при этом расход воздуха изменяют и фиксируют одновременно на всех клапанах с помощью средства передачи управляющего воздействия, связанного с механизмом перемещения каждого клапана и системой управления, причем средство передачи управляющего воздействия на расход воздуха выполнено механическим и/или электрическим. Предусмотрено, что в положении "закрыто" на всех клапанах одновременно обеспечивают с помощью системы управления минимально допустимый "дежурный" расход охлаждающего воздуха, необходимый для уменьшения до минимума концевых потерь за профилями на сопловом аппарате и рабочих лопатках турбины.

Подача топлива в двигатель должна соответствовать оптимальному уровню подачи воздуха на каждом режиме работы турбореактивного двигателя. Этот уровень на каждом режиме определяется температурным режимом турбины (особенно ее проточной части) и одновременно высоким запасом прочности, то есть ресурса и надежности. В изобретении предусмотрено воздух подавать синхронно при изменении уровня закрытия клапанов из положения "открыто" в положение "закрыто" и наоборот. При уменьшении расхода охлаждающего воздуха в случае его синхронной подачи на промежуточном режиме между максимальным и крейсерским, доля воздуха, на которую уменьшается его расход, возвращается в камеру сгорания двигателя. Масса рабочего тела, проходящая через турбину, возрастает, что увеличивает мощность турбины и ее обороты. Для сохранения мощности турбины, которая задается мощностью компрессора, снижают температуру газа перед турбиной, что приводит к восстановлению оборотов турбины, уменьшению ее мощности, что достигается уменьшением расхода топлива. Таким образом, снижается удельный расход топлива.

Для надежной фиксации уровня закрытия клапанов путем изменения положения поршня относительно корпуса каждого клапана при дискретном изменении расхода воздуха, в изобретении, предусмотрен механизм перемещения каждого клапана, связанного со средством передачи управляющего воздействия и исполнительным устройством системы управления. В положении "закрыто" на всех клапанах одновременно обеспечивают минимально допустимый "дежурный" расход охлаждающего воздуха, необходимый для уменьшения до минимума концевых потерь за профилями на сопловом аппарате и рабочих лопатках турбины.

Средство передачи управляющего воздействия, используемое в изобретении, позволяет изменять и фиксировать расход воздуха одновременно на всех клапанах и может быть выполнено механическим и/или электрическим. При регулировании расхода охлаждающего воздуха поршень может поворачиваться или перемещаться относительно корпуса клапана, изменяя уровень открытия клапана. Такие перемещения поршня требуют различных конструкций механизмов, обеспечивающих эти перемещения. Существуют различные конструкции клапанов в зависимости от перемещения поршня. Например с механическим механизмом перемещения - шиберного или игольчатого типа, и с электрическим механизмом перемещения - дроссельного или сельсинного типа. В рамках изобретения конкретные конструкции клапанов и механизмов передачи воздействий не рассматриваются.

Способ иллюстрируется схемами механизмов передачи воздействий, обеспечивающих реализацию предложения.

Фиг. 1 - схема передачи механического управляющего воздействия для изменения расхода воздуха перемещаемым или поворачиваемым поршнем относительно корпуса клапана.

Фиг. 2 - схема передачи электрического управляющего воздействия для изменения расхода воздуха перемещаемым или поворачиваемым поршнем относительно корпуса клапана.

Фиг. 3 – график, пример реализации способа подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя.

Клапаны оснащены механизмом I перемещения или поворота поршня, соединенные средством II, передачи управляющего воздействия от исполнительного устройства III системы управления.

Сигнал от исполнительного устройства III, через средство II, передачи управляющего воздействия подают на механизм I перемещения или поворота поршня. Приведенные устройства позволяют реализовать любую схему подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя.

Пример

На летательном аппарате, оснащенном системой подачи воздуха для охлаждения турбины проводили испытания различных вариантов подачи воздуха на режимах от максимального (взлетного) до крейсерского. На графике приведены результаты испытаний. При подаче воздуха на турбину с постоянным расходом на режимах от максимального (взлетного) до крейсерского удельный расход топлива CR соответствует (кривой 1). Снижение расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме в закрытом положении клапана до уровня, который позволяет обеспечить минимально допустимый "дежурный" расход охлаждающего воздуха и иметь сравнимые минимальные потери давления охлаждающего воздуха в положении системы управления "открыто", как на максимальном режиме. Удельный расход топлива CR соответствует (кривой 2) и на 5% меньше, чем на режиме с полным охлаждением. В соответствии с изобретением реализована схема синхронной подачи охлаждающего воздуха на промежуточных режимах полета. Расход воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя ступенчато равномерно убавляли от режима взлета до крейсерского режима. Фиксируемый при этом удельный расход топлива равномерно сокращался (кривая 3) и на крейсерском режиме соответствовал его расходу 5%, как и при двухпозиционном охлаждении.

Таким образом применение предложенного способа регулирования подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя на каждом режиме полета оптимизирует расход топлива за полет, удешевляет час эксплуатации летательного аппарата, увеличивает время продолжительности полета, увеличивает радиус действия летательного аппарата.

1. Способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя, включающий подачу воздуха через клапаны, расположенные по окружности двигателя, регулирование расхода воздуха исполнительным устройством системы управления, перекрытие клапана поршнем из положения "открыто" в положение "закрыто" и наоборот и его фиксирование, отличающийся тем, что для перекрытия клапана поршень поворачивают или перемещают относительно корпуса клапана механизмом перемещения, дополнительно положение поршней всех клапанов изменяют синхронно до промежуточных положений в интервале от положения "открыто" в положение "закрыто" и наоборот, при этом расход воздуха изменяют и фиксируют одновременно на всех клапанах с помощью средства передачи управляющего воздействия, связанного с механизмом перемещения каждого клапана и системой управления, причем средство передачи управляющего воздействия на расход воздуха выполнено механическим и/или электрическим.

2. Способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что в положении "закрыто" на всех клапанах одновременно обеспечивают с помощью системы управления минимально допустимый "дежурный" расход охлаждающего воздуха, необходимый для уменьшения до минимума концевых потерь за профилями на сопловом аппарате и рабочих лопатках турбины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования турбореактивного двигателя, оптимизирующим его работу в зависимости от условий полета, в частности обеспечение оптимальных тягово-экономических характеристик во всей области эксплуатации самолета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Изобретение относится к области оборудования для проведения испытаний и может быть использовано для проведения приемосдаточных и других испытаний газотурбинных двигателей различного назначения.

Изобретение относится к энергетике. Способ и устройство предназначены для остановки генератора с целью подготовки его к повторному запуску.

Изобретение относится к энергетике. Термоуправляемый узел для узла газовой турбины газотурбинной системы содержит элемент теплопередачи, имеющий первую часть и вторую часть, при этом первая часть расположена внутри первой полости, имеющей первую температуру, а вторая часть расположена во второй полости, имеющей вторую температуру, причем элемент теплопередачи проходит через полую стенку, и первая температура больше, чем вторая температура.

Использование - в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Техническим результатом является повышение точности измерителя температуры газа ГТД на переходных режимах.

Описаны системы и способы обнаружения утечек топлива в газотурбинных двигателях. В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения предлагается способ обнаружения утечки топлива в газотурбинном двигателе.

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД) относится к авиационному двигателестроению. В системе каждый клапан выполнен однопоршневым, его вход размещен со стороны надпоршневой полости, выход - со стороны боковой поверхности поршня, а подпоршневая полость сообщена с наружным контуром и в ней установлена пружина.

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинного двигателя для снижения проскока аммиака включает в себя работу двигателя в диапазоне выходных уровней мощности; регулирование массового потока оксидов азота (NOx), производимого в отработавшем газе двигателя, чтобы быть в пределах 10% в диапазоне выходных уровней мощности; и обработку отработавшего газа двигателя в процессе селективного каталитического восстановления таким образом, что генерация NOx и соответствующий поток восстановителя, используемого в процессе селективного каталитического восстановления, остаются относительно постоянными в терминах массового (молярного) потока в диапазоне выходных уровней мощности, и регулируется проскок аммиака.

Изобретение относится к электроэнергетике и может быть использовано в системах автоматического регулирования газовых турбин электростанций для перевода газовых турбин в режим регулирования скорости вращения при снижении частоты в энергосистеме. В способе регулирования газовых турбин, включающем измерение частоты вращения ротора генератора газовой турбины в режиме реального времени, сравнение текущего значения частоты вращения с заданными уставками каждой из ступеней технологической защиты газовой турбины и формирование защитных сигналов, при выявлении снижения частоты вращения до уставки одной из ступеней технологической защиты начинают отсчет времени для этой ступени. В случае превышения частотой вращения значения уставки данной ступени в течение заданной выдержки времени на ее срабатывание отсчет времени прекращают, при этом продолжают вести отсчет времени для ступеней с более высокими уставками по частоте. В случае отсутствия превышения частотой вращения значения уставки данной ступени в течение заданной выдержки времени на ее срабатывание формируют защитный сигнал данной ступени на перевод газовой турбины из режима поддержания мощности с коррекцией по частоте в режим регулирования скорости вращения и на отключение генератора от сети. Изобретение позволяет повысить надежность и живучесть электростанции за счет повышения надежности работы газовых турбин при глубоких снижениях частоты в энергосистеме.

Изобретение относится к электротехнике, тепло- и электроэнергетике, а именно к когенерационным системам получения энергии для энергоснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя и тепла для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой. Система генерирования электрической и тепловой энергии снабжена двумя изолированными контурами, системой парогенерирования, первой и второй секцией шин с секционным выключателем, блоком синхронизации, первым и вторым пассивными фильтрами, и также активным фильтром. Изобретение позволяет повысить эффективность функционирования энергетической установки параллельно с сетью за счет фильтрации высших гармонических составляющих вырабатываемого тока посредством активного фильтра и синхронизацией тока по фазе через синхронизирующее устройство, а также использования в блоке утилизации выхлопных газов двух изолированных контуров циркуляции энергоносителя. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности кратковременного обеспечения максимальной скорости полета самолета. Ожидаемый технический результат - возможность увеличения тяги сверх штатных режимов в ходе эксплуатации двигателя. Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, согласно настоящему изобретению предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на полном форсажном режиме (режиме работы двигателя с максимальным расходом топлива через форсажные коллекторы) с замером тяги, затем перенастраивают регулятор на повышение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной, не превышая максимально допустимых значений для данного типа двигателей, до достижения заданного прироста тяги и фиксируют значения регулятора, а при не достижении заданного прироста тяги значения регулятора также фиксируют для максимально полученного прироста тяги, затем на основе полученных данных формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, далее в ходе эксплуатации двигателя при необходимости увеличения тяги сверх штатных режимов задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной. 2 табл., 2 пр.

Струйный регулятор ГТД по приведенным оборотам относится к системам автоматического регулирования энергетических установок и может использоваться, в частности, в системах управления газотурбинных двигателей, а также при моделировании в лабораторных условиях работы силовой установки. Содержит струйный блок управления, выходы которого подключены к исполнительному механизму, вал с установленным на нем диском с отверстиями для получения сигнала о частоте вращения компрессора и термоприемник, выполненный в виде непроточного трубопровода, помещенный в среду, температура которой измеряется. Струйный регулятор сравнивает промежуток времени прохождения импульсов по трубопроводу с промежутком времени поворота вала на заданный угол. При равенстве этих временных промежутков заданный угол поворота диска однозначно определяет значение приведенных оборотов. Технический результат - повышение точности определения приведенных оборотов и, как следствие, более оптимальное регулирование параметров ГТД. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем, в частности запуска при выходе двигателя на режим авторотации. Частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения, роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, а после достижения холостой частоты вращения совместно авторотирующих роторов, частоту вращения роторов поддерживают постоянной, с помощью регулирования скоростного напора воздуха, до запуска двигателя. Использование изобретения позволяет поддерживать обороты вала ротора высокого давления на уровне, достаточном для запуска на режиме авторотации в полете, позволяет увеличить ресурс агрегатов вспомогательной силовой установки двигателя, увеличить показатели надежности и безотказности силовой установки. 1 ил.

Изобретение относится к способу мониторинга цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки, содержащему следующие этапы: (i) определяют продолжительность воспламенения в двигателе при определенном параметре запуска, (ii) определенную таким образом продолжительность воспламенения в двигателе сравнивают с контрольной продолжительностью воспламенения для контрольного двигателя и при этом параметре запуска, (iii) определяют показатель запуска двигателя, (iv) повторяют этапы (i)-(iii) для этого параметра запуска при каждом запуске двигателя в ходе цикла, и (v) в зависимости от изменения показателя генерируют тревожный сигнал об ухудшении цикла запуска двигателя. Технический результат изобретения – повышение надежности определения неисправности всей или части системы двигателя, участвующей в запуске газотурбинной установки. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления ГТД. Сигналы управления ЭР, ГМР и сигналы селектора затем преобразуют в пневматические сигналы, поступающие в струйный блок управления, в котором при исправном ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ГМР, а сигналы управления ЭР подают на исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем, при отказе ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ЭР, а сигналы управления ГМР подают на тот же исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем. Технический результат – обеспечение возможности оптимального управления ГТД на всех режимах работы. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем. При останове двигателя генерируемую вращением вала ротора низкого давления электроэнергию передают на электродвигатель-генератор вала ротора высокого давления, для создания дополнительного ускорения, обеспечивающего отношение продолжительности выбега вала ротора высокого давления к продолжительности выбега вала ротора низкого давления, равное 1,5…6,0. Использование изобретения позволяет исключить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1ил.

Изобретение относится к области управления электронно-гидромеханической автоматикой авиационных ГТД и может быть использовано для управления авиационным ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе аварийных. Система оснащена сигнализатором отказа насоса-регулятора, резервным дозатором топлива, двумя обратными клапанами, первым и вторым электромагнитными клапанами, а также гидравлическими переключателями, причем система дополнительно оснащена каналом отбора топлива, соединяющим четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, и резервным топливным каналом, соединяющим выход плунжерного насоса с входами резервного дозатора топлива и гидравлических переключателей, первый и второй электромагнитные клапаны размещены в резервном топливном канале, управляющие входы электромагнитных клапанов и резервного дозатора топлива связаны с блоком управления, выход первого электромагнитного клапана связан с входами гидравлических переключателей, установленных в топливных каналах, соединяющих выходы насосов и гидроцилиндры, первый обратный клапан размещен в топливном канале на третьем выходе насоса-регулятора, а второй - в канале, соединяющем четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, выход второго электромагнитного клапана подсоединен к каналу отбора топлива между вторым обратным клапаном и вторым входом распределителя топлива, резервный дозатор топлива входом подключен через резервный топливный канал к выходу плунжерного насоса, а выходом - к основному топливному каналу между первым обратным клапаном и распределителем топлива, при этом выход сигнализатора отказа насоса-регулятора связан с блоком управления. Технический результат изобретения – повышение безопасности эксплуатации летательного аппарата и обеспечение возможности завершения полетного задания и безаварийной посадки при частичном или полном отказе насоса-регулятора и/или блока его управления.1 ил.-
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-09-15 2017-07-12T21:26:12
Наверх