Способ охлаждения рабочих лопаток турбины газотурбинного двигателя и устройство для его реализации
METHOD FOR COOLING THE BUCKETS OF THE TURBINE OF A GAS TURBINE ENGINE AND APPARATUS FOR IMPLEMENTATION THEREOF

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам охлаждения рабочих лопаток турбин газотурбинных двигателей различного назначения.
Значительный прогресс в области повышения удельной мощности и экономичности современных газотурбинных двигателей (ГТД) достигнут благодаря улучшению их термодинамического цикла на основе роста уровня давления поступающего в камеру сгорания воздуха и повышения температуры газов на входе в турбину.
Однако повышение температуры газов на входе в турбину требует интенсификации охлаждения рабочих лопаток турбины. Для их охлаждения обычно осуществляют отбор части расхода воздуха за компрессором. В ГТД с высокой степенью повышения давления в компрессоре значительно повышается температура воздуха на выходе из него, что требует увеличения расхода воздуха, необходимого для охлаждения турбины, ведущего к снижению эффективности термодинамического цикла. Для устранения этого недостатка применяется предварительное охлаждение воздуха, предназначенного для охлаждения турбины, в теплообменниках с использованием различных охлаждающих сред.
Известны способ и устройство для охлаждения турбины. Способ предусматривает подачу охлаждающего воздуха к горячим компонентам в газотурбинном двигателе, и включает отбор части воздуха в компрессоре перед камерой сгорания в виде отдельного потока, его охлаждение и направление охлажденного потока к горячим элементам двигателя для их охлаждения. Газотурбинный двигатель, реализующий этот способ, содержит компрессор с множеством ступеней лопаток ротора и лопаток статора для сжатия воздуха, камеру сгорания и турбину, а также содержит вентилятор, расположенный выше по потоку от упомянутого компрессора и имеющий перепускной канал, в котором расположен воздухо-воздушный теплообменник охлаждения потока воздуха, отбираемого за компрессором для охлаждения горячих элементов двигателя (Патент США №5581996, опубликован 16.08.1995 г.).
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является способ охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного турбореактивного двигателя и устройство для его реализации. Способ включает отбор охлаждающего воздуха за компрессором из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, в аппарат закрутки с последующим подводом охлаждающего воздуха во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины. Устройство для реализации способа содержит воздухо-воздушный теплообменник, размещенный во втором контуре, соединенный своим входом с воздушной полостью камеры сгорания, а выходом - с аппаратом закрутки статора, сообщенным через воздушные каналы в рабочем колесе с внутренними полостями рабочих лопаток турбины высокого давления (Патент RU 2387846 F01D 5/18, опубликован 27.04.2010 г.).
Известные способы и устройства для их реализации имеют ряд недостатков:
Как известно, коэффициент полезного действия рабочего цикла двигателя (термический КПД), показывающий какая часть подведенного в цикле тепла превращается в полезную работу, зависит только от уровня давления воздуха при подводе к нему тепла в камере сгорания двигателя, определяемого степенью повышения давления воздуха в его компрессоре , и определяется по зависимости:
,
где  - термический КПД,
- степень повышения давления воздуха в компрессоре,
k - показатель адиабаты, для воздуха k=1,4
(см. «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей» под ред. С.М. Шляхтенко, М., Машиностроение, 1987 г.).
Известные вышеприведенные способы охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления двухконтурного турбореактивного двигателя характеризуются отбором тепла от части расхода воздуха в первом контуре (за компрессором высокого давления) с высоким уровнем его давления, и подводом этого тепла к расходу воздуха во втором контуре с существенно более низким уровнем давления (в 4…7 раз) по сравнению с давлением воздуха в первом контуре, что ведет к снижению термодинамической эффективности рабочего цикла двигателя и его экономичн ости.
Устройства для реализации известных способов охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления имеют во втором контуре двигателя воздухо-воздушные теплообменники для предварительного охлаждения воздуха, предназначенного для охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления. Такое расположение теплообменников ведет к повышенным гидравлическим потерям в тракте второго контура двигателя вследствие его загромождения и к снижению экономичности двигателя.
Гидравлические потери в коммуникациях подвода охлаждающего воздуха к теплообменнику и отвода из него снижают уровень давления и приводят к необходимости его компенсации повышением расхода охлаждающего воздуха для обеспечения потребной эффективности охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления, что ведет к снижению экономичности двигателя.
Задачей изобретения является повышение экономичности газотурбинного двигателя за счет сохранения высокой эффективности его термодинамического цикла путем оптимизации охлаждения рабочих лопаток турбины.
Сущность изобретения заключается в том, что способ охлаждения рабочих лопаток турбины газотурбинного двигателя включает отбор охлаждающего воздуха из воздушного тракта компрессора, предварительное охлаждение его в теплообменных модулях, расположенных в лопатках спрямляющего аппарата компрессора, топливом, поступающим в камеру сгорания, подачу охлажденного воздуха в аппарат закрутки с последующим подводом его во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины.
Поставленная задача решается также устройством для охлаждения рабочих лопаток турбины газотурбинного двигателя, которое содержит расположенные в лопатках спрямляющего аппарата компрессора теплообменные модули с топливными и воздушными каналами, входы топливных каналов соединены с топливным коллектором, а их выходы - с топливными форсунками камеры сгорания, входы воздушных каналов сообщены с воздушным трактом компрессора, а их выходы - с аппаратом закрутки, сообщенным через воздушные каналы в рабочем колесе турбины с внутренними полостями его рабочих лопаток.
г
B
*
Сохранение термостабильности подогретого топлива на выходе из теплообменных модулей подтверждается нижеприведенным оценочным расчетом, исходные данные для которого приняты на основе общедоступных сведений (УДК 665.73/75, А.И. Ланшин, А.А. Церетели «Результаты экспериментального исследования высокотемпературного газогенератора с целью создания перспективного варианта двигателя с Т 1800К», Двигатель, №4, 2017 г., www.aviaport.ru) для условного расхода воздуха на выходе из компрессора высокого давления G=1 кг/с.
1. Исходные данные:
1.1. Суммарная степень повышения давления воздуха в компрессоре
кΣ
π=25
1.2. Количество воздуха, необходимое для сгорания 1 килограмма топлива
o
L=15 кг.
1.3. Параметры топлива (РТ по ГОСТ 10227-2013) в топливном коллекторе:
Т
- температура t=100°C,
T
2
- давление P=9 Мпа (90 кгс/см),
- теплоемкость С=2,38 кдж/кг/град.
1.4. Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания
в к/с
α=2,5
1.5. Относительный расход воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины от расхода воздуха на выходе из компрессора
в охл
g=0,04 (4%).
1.6. Потребное снижение температуры охлаждающего воздуха
B
Δt=200°С.
2. По известным зависимостям:
2.1. Расход воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины
в охл
B
в охл
G=G⋅g=1⋅0,04=0,04 кг/с.
2.2. Температура воздуха за компрессором:
р
и соответствующая теплоемкость С=1,04 кдж/кг/град.
2.3. Расход топлива
т
в
в охл
o
G=(G-G)/α/L=(1-0,04)/2,5/15=0,0256 кг/с.
2.4. Тепловой поток в топливо от охлаждаемого воздуха
т
в
р
в охл
в
Q=Q=С⋅G⋅Δt=1,04⋅0,04⋅200=8,32 кдж/с.
2.5. Подогрев топлива в теплообменнике
т
т
т
Δt=Q/С/G=8,32/2,38/0,0256=137°С.
2.6. Температура топлива на выходе из теплообменника
т вых
т
т
t=t+Δt=100+137=237°С.
2.7. Давление насыщенных паров топлива при этой температуре
т вых
нас т
т
2
2
(t=237°С) Р=1850 мм Hg (2,5 кгс/см) существенно ниже давления топлива (Р=90 кгс/см), что свидетельствует о его термостабильности.
На фиг. 1 показана принципиальная схема системы охлаждения рабочих лопаток турбины газотурбинного двигателя; на фиг. 2 - лопатка спрямляющего аппарата компрессора с теплообменным модулем; на фиг. 3 - поперечное сечение лопатки спрямляющего аппарата компрессора с теплообменным модулем.
Газотурбинный двигатель с устройством, реализующим предлагаемый способ охлаждения рабочих лопаток турбины, содержит ротор компрессора 1, рабочее колесо турбины 2, корпус 3 с камерой сгорания 4 и топливный коллектор 5. За ротором 1 компрессора размещен лопаточный спрямляющий аппарат 6. Камера сгорания 4 имеет топливные форсунки 7. Аппарат закрутки 8 сообщен посредством воздушных каналов 9 в рабочем колесе турбины 2 с внутренними полостями рабочих лопаток 10. Теплообменные модули 11 расположены в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 компрессора 1 и имеют топливные 13 и воздушные каналы 14. Входы 15 топливных каналов 13 сообщены с топливным коллектором 5, а их выходы 16 - с топливными форсунками 7 камеры сгорания 4. Входы 17 воздушных каналов 14 сообщены с воздушным трактом 18 компрессора, а их выходы 19 - с аппаратом закрутки 8, сообщающимся через воздушные каналы 9 в рабочем колесе турбины 2 с внутренними полостями его рабочих лопаток 10. Воздушные каналы 14 и топливные каналы 13 разделены стенками 20.
Способ осуществляют с помощью устройства следующим образом:
Воздух, предназначенный для охлаждения рабочих лопаток 10 в рабочем колесе турбины 2, отбирают из воздушного тракта 18 за ротором компрессора 1 через входы 17 в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 и подают в воздушные каналы 14 теплообменных модулей 11, расположенных в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 компрессора, и через выходы 19 в аппарат закрутки 8.
Топливо из топливного коллектора 5 через входы 15 подают в топливные каналы 13 теплообменных модулей 11, расположенных в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 компрессора, и через выходы 16 в топливные форсунки 7 камеры сгорания 4, установленной в корпусе 3.
Через стенки 20 между топливными каналами 13 и воздушными каналами 14 теплообменных модулей 11, расположенных в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 компрессора, осуществляется теплообмен с отводом тепла от воздуха, предназначенного для охлаждения рабочих лопаток 10 турбины, и соответствующим его подводом к топливу, предназначенному для подачи в камеру сгорания 4. Соответственно при этом температура воздуха понижается, а температура топлива повышается.
Воздух, охлажденный в теплообменных модулях 11, из аппарата закрутки 8 подают по каналам 9 в рабочем колесе 2 во внутренние полости рабочих лопаток 10 турбины.
Подогретое в теплообменных модулях 11 топливо с помощью форсунок 7 подается с распылом в камеру сгорания 4, где оно при сгорании передает рабочему телу термодинамического цикла двигателя (газовоздушной смеси) наряду с теплом, выделяющимся при реакции его горения, тепло, отведенное в него от воздуха, предназначенного для охлаждения рабочих лопаток турбины.
Таким образом, осуществляется охлаждение рабочих лопаток турбины с предварительным охлаждением воздуха, отбираемого для этой цели из воздушного тракта компрессора, с возвратом тепла в камеру сгорания с топливом при высоком уровне давления воздуха в ней с сохранением эффективности термодинамического цикла газотурбинного двигателя и повышением его экономичности.