СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОСТОЯННОЙ МОЩНОСТИ СИЛОВОЙ ТУРБИНЫ КОНВЕРТИРУЕМОГО В НАЗЕМНУЮ УСТАНОВКУ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2006 года по МПК F02C3/10 F02C9/22 

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:

t_4расч.=t_4пред.-Q·T_рес.,

где t_4пред. - предельно допустимая температура газа перед силовой турбиной конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

Т_рес. - межремонтный ресурс конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

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

где t^Тф. ₄ - температура газа перед силовой турбиной при наработках Т_факт.,

t^То ₄ - температура газа перед силовой турбиной в начале эксплуатации конвертируемого двигателя,

Т_факт. - 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:

t_4расч.=t_4пред.-Q·T_pec.,

где t_4пред. - предельно допустимая температура газа перед силовой турбиной 5 конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

Т_рес - межремонтный ресурс конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

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

где t^Тф. ₄ - температура газа перед силовой турбиной 5 при наработках Т_факт.,

t^То ₄ - температура газа перед силовой турбиной 5 в начале эксплуатации конвертируемого двигателя,

Т_факт. - фактическая наработка конвертируемого двигателя.

Величины t^Тф. ₄ и t^То ₄ - температуры газа перед силовой турбиной 5 (за турбиной 4 привода компрессора 2 при наработках Т_факт и Т_о=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.

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.

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:

t_4расч.=t_4пред.-QT_рес.,

где t_4пред. - предельно допустимая температура газа перед силовой турбиной конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

Т_рес. - межремонтный ресурс конвертируемого авиационного газотурбинного двигателя,

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

где t^Тф. ₄ - температура газа перед силовой турбиной при наработках Т_факт.,

t^To ₄ - температура газа перед силовой турбиной в начале эксплуатации конвертируемого двигателя,

Т_факт. - фактическая наработка конвертируемого двигателя.