RU2535186C1 - Adjustment of axial compressor of gas turbine engine - Google Patents
Adjustment of axial compressor of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2535186C1 RU2535186C1 RU2013122829/06A RU2013122829A RU2535186C1 RU 2535186 C1 RU2535186 C1 RU 2535186C1 RU 2013122829/06 A RU2013122829/06 A RU 2013122829/06A RU 2013122829 A RU2013122829 A RU 2013122829A RU 2535186 C1 RU2535186 C1 RU 2535186C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- gas
- temperature
- inlet
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится авиадвигателестроению.The invention relates to aircraft engine manufacturing.
При эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) внешние условия (температура и давление воздуха на входе в двигатель) меняются, что ведет к изменению режима работы компрессора и двигателя в целом.During the operation of aircraft gas turbine engines (GTE), external conditions (temperature and air pressure at the engine inlet) change, which leads to a change in the operating mode of the compressor and the engine as a whole.
Известны способы регулирования осевых компрессоров:Known methods for regulating axial compressors:
применение двухкаскадных компрессоров (Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: «Машиностроение», 1975. С. 97);the use of two-stage compressors (Theory of jet engines. Under the editorship of S. M. Shlyakhtenko. M .: "Mechanical Engineering", 1975. S. 97);
изменение угла установки направляющих аппаратов (там же, с. 98÷99);a change in the angle of installation of the guide vanes (ibid., p. 98 ÷ 99);
перепуск воздуха из средних ступеней (там же, с. 99÷101).air bypass from the middle steps (ibid., p. 99 ÷ 101).
Общим недостатком перечисленных способов является то, что их применение не позволяет сохранить расчетный режим работы осевого компрессора в системе ГТД при изменении внешних условий.A common disadvantage of the above methods is that their application does not allow to maintain the calculated mode of operation of the axial compressor in the gas turbine engine when changing external conditions.
Целью изобретения является устранение указанного недостатка.The aim of the invention is to remedy this drawback.
Известна установка для испытания газотурбинного двигателя с подогревом воздуха на входе, в которой подогрев воздуха осуществляется путем подмешивания выхлопных газов испытуемого двигателя (Э.Л. Солохин. Испытания воздушно-реактивных двигателей. Учебник для вузов по специальности «Авиационные двигатели». М.: «Машиностроение», 1975. С. 132, рис. 3.16а).A known installation for testing a gas turbine engine with air inlet heating, in which air is heated by mixing the exhaust gases of the test engine (EL Solokhin. Testing of jet engines. A textbook for universities in the specialty "Aircraft engines". M .: " Mechanical Engineering ”, 1975. S. 132, Fig. 3.16a).
Известен способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинной установки, заключающийся в подаче горячего газа, отбираемого из канала, расположенного за турбиной, в канал, расположенный между входным устройством и компрессором двигателя, в количестве, необходимом для поддержания заданной температуры газа на входе в компрессор (патент SU 2002043063 А1, МПК F02C 6/18, 18.04.2002).There is a method of controlling an axial compressor in a gas turbine system, which consists in supplying hot gas taken from a channel located behind the turbine to a channel located between the inlet device and the engine compressor in an amount necessary to maintain a given gas temperature at the compressor inlet (patent SU 2002043063 A1, IPC F02C 6/18, 04/18/2002).
Сущность изобретения заключается в том, что температура газа на входе в осевой компрессор ГТД поддерживается постоянной, равной температуре торможения воздуха на крейсерской скорости полета летательного аппарата, что обеспечивает постоянство режима работы компрессора независимо от внешних условий.The essence of the invention lies in the fact that the temperature of the gas at the inlet to the axial compressor of the gas turbine engine is maintained constant, equal to the braking temperature of the air at the cruising speed of the aircraft, which ensures a constant operating mode of the compressor regardless of external conditions.
Поставленная цель достигается тем, что в ГТД с осевым компрессором горячий газ (продукты сгорания) забирается из канала, расположенного за турбиной, и подводится в канал, расположенный между входным устройством и компрессором, в количестве, необходимом для поддержания постоянной температуры газа на входе в компрессор, равной температуре торможения воздуха на крейсерской скорости полета летательного аппарата, которая как правило является максимальной скоростью полета.This goal is achieved by the fact that in a gas turbine engine with an axial compressor, hot gas (combustion products) is taken from the channel located behind the turbine and supplied to the channel located between the inlet device and the compressor in an amount necessary to maintain a constant gas temperature at the compressor inlet equal to the braking temperature of the air at the cruising speed of the aircraft, which is usually the maximum speed of flight.
Степень повышения давления газа в компрессоре определяется из условия прочности лопаток компрессора по формулеThe degree of increase in gas pressure in the compressor is determined from the strength condition of the compressor blades according to the formula
где Тк* - допустимая температура газа за компрессором;where Tk * is the permissible gas temperature behind the compressor;
Тн* - температура торможения воздуха на крейсерской скорости полета ЛА;Tn * is the air braking temperature at the cruising flight speed of the aircraft;
ηк - коэффициент полезного действия компрессора.ηк - compressor efficiency.
На фиг. 1 изображена схема ГТД с осевым компрессором;In FIG. 1 shows a gas turbine engine diagram with an axial compressor;
на фиг. 2 изображена характеристика осевого компрессора;in FIG. 2 shows a characteristic of an axial compressor;
на фиг. 3 изображена скоростная характеристика ГТД;in FIG. 3 shows the speed characteristic of a gas turbine engine;
на фиг. 4 изображена скоростная характеристика ГТД.in FIG. 4 shows the speed characteristic of a gas turbine engine.
ГТД с осевым компрессором (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, щелевого клапана 2, турбокомпрессора 3, выходного устройства 4. Щелевой клапан 2 представляет собой цилиндр с отверстиями, внутри которого находится другой цилиндр (с продольными щелями), поворот которого позволяет перекрывать (за счет изменения расположения щелей относительно отверстий) отверстия наружного цилиндра. Турбокомпрессор 3 состоит из осевого компрессора, камеры сгорания и турбины привода компрессора.A gas-turbine engine with an axial compressor (Fig. 1) consists of an
Способ регулирования осевого компрессора осуществляется следующим образом.The method of controlling an axial compressor is as follows.
На крейсерской скорости полета ЛА клапан 2 закрыт (отверстия перекрыты), температура газа на входе в компрессор равна температуре торможения воздуха (исходная температура). При уменьшении скорости полета ЛА температура воздуха на входе в компрессор становится меньше исходной, что формирует сигнал на открытие клапана 2 (поворот внутреннего цилиндра). Горячий газ из канала, расположенного за турбиной, через открытые отверстия клапана 2 поступает в канал, расположенный между входным устройством и компрессором. В результате смешения воздуха и продуктов сгорания температура газа на входе в компрессор восстанавливается, но уже при новом положении клапана 2.At cruising flight speed of the aircraft,
Аналогичным образом (за счет изменения количества подмешиваемого газа) происходит поддержание исходной температуры газа на входе в осевой компрессор при любом другом изменении внешних условий.In a similar way (due to a change in the amount of gas being mixed), the initial temperature of the gas at the inlet to the axial compressor is maintained under any other change in external conditions.
Сохранение исходной температуры газа Тв* на входе в осевой компрессор при неизменной частоте вращения n обеспечивает независимо от внешних условий неизменный (расчетный) режим работы компрессора: nпр=const; Gпр=const, и двигателя в целом: πк=const; πт=const; Tг*=const. Здесь:Preservation of the initial gas temperature Tv * at the inlet to the axial compressor at a constant speed n ensures, regardless of external conditions, a constant (calculated) operating mode of the compressor: n pr = const; G ol = const, and the engine as a whole: π to = const; π t = const; Tg * = const. Here:
- приведенная частота вращения ротора; - reduced rotor speed;
- приведенный расход воздуха. - reduced air flow.
На фиг. 2 показана характеристика осевого компрессора в системе ГТД. При данном способе регулирования компрессора рабочая линия вырождается в точку (РТ).In FIG. 2 shows the characteristic of an axial compressor in a gas turbine engine system. With this method of compressor control, the working line degenerates to a point (RT).
Преимуществом данного способа регулирования является то, что расход воздуха через двигатель и перепад давления на сопле изменяются пропорционально изменению полного давления воздуха на входе в двигатель, что обеспечивает лучшие, чем в известных ГТД, тягово-экономические характеристики двигателя на сверхзвуковых скоростях полета.The advantage of this control method is that the air flow through the engine and the pressure drop across the nozzle vary in proportion to the change in the total air pressure at the engine inlet, which provides better traction and economic characteristics of the engine at supersonic flight speeds than in conventional gas turbine engines.
На фиг. 3 и фиг. 4 показаны скоростные характеристики ГТД (фиг. 1). Здесь
Анализ характеристик показывает: а) двигатель способен выполнять бесфорсажный полет на скоростях М>2÷2,5; б) общий к.п.д. двигателя на крейсерской скорости полета М=2,5 составляет 43%, что выше, чем у лучших ТРДД (ηо~36%).An analysis of the characteristics shows: a) the engine is capable of performing an after-flight flight at speeds M> 2 ÷ 2.5; b) total efficiency engine at a cruising flight speed of M = 2.5 is 43%, which is higher than that of the best turbofan engines (η about ~ 36%).
Применение способа решает проблему топливной эффективности ГТД на больших скоростях полета, создает условия для возрождения сверхзвуковой гражданской авиации.The application of the method solves the problem of fuel efficiency of gas turbine engines at high flight speeds, creates the conditions for the revival of supersonic civil aviation.
Claims (3)
где Тк* - допустимая температура газа за компрессором;
Тн* - температура торможения воздуха на крейсерской скорости полета летательного аппарата;
ηк - коэффициент полезного действия компрессора. 3. The method of controlling an axial compressor in a gas turbine engine system according to claim 1, characterized in that the degree of increase in gas pressure in the compressor is determined by the formula
where Tk * is the permissible gas temperature behind the compressor;
Tn * is the air braking temperature at the cruising speed of the aircraft;
ηк - compressor efficiency.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013122829/06A RU2535186C1 (en) | 2013-05-17 | 2013-05-17 | Adjustment of axial compressor of gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013122829/06A RU2535186C1 (en) | 2013-05-17 | 2013-05-17 | Adjustment of axial compressor of gas turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013122829A RU2013122829A (en) | 2014-11-27 |
RU2535186C1 true RU2535186C1 (en) | 2014-12-10 |
Family
ID=53285844
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013122829/06A RU2535186C1 (en) | 2013-05-17 | 2013-05-17 | Adjustment of axial compressor of gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2535186C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU808702A1 (en) * | 1979-05-14 | 1981-02-28 | Киевский институт автоматики им.ХХУ съезда КПСС | System for protection of compressor unit |
US4271664A (en) * | 1977-07-21 | 1981-06-09 | Hydragon Corporation | Turbine engine with exhaust gas recirculation |
JP2001020755A (en) * | 1999-07-07 | 2001-01-23 | Hitachi Ltd | Exhaust re-circulation type gas turbine system and combined cycle generator facility with the gas turbine system |
RU2457343C2 (en) * | 2010-08-16 | 2012-07-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" | Operating method of gas-turbine electric generator |
-
2013
- 2013-05-17 RU RU2013122829/06A patent/RU2535186C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4271664A (en) * | 1977-07-21 | 1981-06-09 | Hydragon Corporation | Turbine engine with exhaust gas recirculation |
SU808702A1 (en) * | 1979-05-14 | 1981-02-28 | Киевский институт автоматики им.ХХУ съезда КПСС | System for protection of compressor unit |
JP2001020755A (en) * | 1999-07-07 | 2001-01-23 | Hitachi Ltd | Exhaust re-circulation type gas turbine system and combined cycle generator facility with the gas turbine system |
RU2457343C2 (en) * | 2010-08-16 | 2012-07-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" | Operating method of gas-turbine electric generator |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2013122829A (en) | 2014-11-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3318743B1 (en) | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine | |
US9260974B2 (en) | System and method for active clearance control | |
EP2952681A1 (en) | Turbine stage cooling | |
US20170234224A1 (en) | Method and system for modulated turbine cooling as a function of engine health | |
EP3056715A1 (en) | Systems and methods for controlling an inlet air temperature of an intercooleld gas turbine engine | |
EP3018288A1 (en) | High pressure compressor rotor thermal conditioning using discharge pressure air | |
EP3330517A1 (en) | Gas turbine engine with intercooled cooling air and controlled boost compressor | |
EP3473842A1 (en) | Electric cruise pump system | |
US11884414B2 (en) | Supersonic aircraft turbofan engine | |
EP3219993A1 (en) | Controlling a compressor of a gas turbine engine | |
RU2535186C1 (en) | Adjustment of axial compressor of gas turbine engine | |
RU157750U1 (en) | TURBO-ROW AIR REACTIVE ENGINE | |
RU2551773C1 (en) | Control over aircraft turbojet | |
RU2592562C1 (en) | Aircraft turbojet engine control method | |
US10731502B2 (en) | High pressure compressor rotor thermal conditioning using outer diameter gas extraction | |
EP3056668B1 (en) | High pressure compressor rotor thermal conditioning using cooled conditioned air | |
RU2613755C1 (en) | Turboram air-jet engine | |
RU2691287C1 (en) | Control method of aircraft turbojet engine | |
RU2682221C1 (en) | Control method of aeronautic gas turbine engine with a variable geometry of output device | |
RU2405959C1 (en) | Method of gas generation for creation of thrust in air jet engine with multi-stage axial compressor and air jet engine | |
RU2639409C1 (en) | Control method of aircraft jet turbine engine | |
US11655725B2 (en) | Active clearance control system and method for an aircraft engine | |
RU2623707C1 (en) | Method for controlling aircraft turbojet engine with afterburner combustion | |
RU2418184C1 (en) | Method of adjusting two-shaft turbojet engine | |
RU2616137C1 (en) | Method for forcing a turboretactive engine |