газотурбинная установка

Формула изобретения

Газотурбинная установка, включающая двухвальный одноконтурный двигатель с компрессорами высокого и низкого давлений и силовой турбиной с выхлопным устройством, отличающаяся тем, что первая рабочая лопатка компрессора низкого давления выполнена с соотношением высоты лопатки на входе в компрессор к ширине в корневом сечении лопатки по оси двигателя, равном 0,7 - 1,3, при этом F1 : F2 = 1,3 - 2,0, где F1 - площадь проточной части компрессора на входе в первую рабочую лопатку компрессора низкого давления; F2 - площадь проточной части компрессора на выходе из направляющей лопатки первой ступени компрессора низкого давления.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертированных авиационных двигателей.

Выполнение газотурбинных установок, в состав которых включены современные авиационные двигатели, очень выгодно, т. к. авиационные двигатели последнего поколения характеризуются высокой мощностью, низким удельным расходом топлива и высокой надежностью, а стоимость их создания невысока. Однако двигатели, используемые в гражданской авиации, выполняются двухконтурными с одноступенчатыми вентиляторами, т. е. в виде рабочего колеса большого диаметра (до 2-х метров и более) и направляющего аппарата. Степень сжатия ^*в такого вентилятора находится, как правило, в пределах 1,4-2,0.

Известна газотурбинная установка, состоящая из одновального газогенератора с однокаскадным компрессором и силовой турбины с выхлопным устройством [1] .

Недостатком такой конструкции является ее низкая мощность за счет малого расхода воздуха через установку и низкой степени сжатия в компрессоре низкого давления из-за малой степени сжатия каждой ступени компрессора.

Наиболее близкой к заявляемой является газотурбинная установка, включающая двухвальный одноконтурный двигатель с компрессорами высокого и низкого давлений [2] .

Однако двигатель известной установки обладает недостаточными мощностью и к. п. д. , а также низкой прочностью рабочих лопаток 1-й ступени в процессе эксплуатации, недостаточной для использования в газотурбинной установке мощностью 25 мегаватт.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в увеличении экономичности, к. п. д. и надежности установки за счет повышения степени сжатия компрессора низкого давления и прочности рабочих лопаток 1-й ступени в процессе эксплуатации заявляемой установки.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинной установке, включающей двухвальный одноконтурный двигатель с компрессорами высокого и низкого давлений и силовой турбиной с выхлопным устройством, согласно изобретению первая рабочая лопатка компрессора низкого давления выполнена с соотношением высоты (Н) лопатки на входе в компрессор к ширине (L) в корневом сечении лопатки по оси двигателя, равном 0,7-1,3, при этом F1: F2= 1,3-2,0, где

F1 - площадь проточной части компрессора на входе в первую рабочую лопатку компрессора низкого давления;

F2 - площадь проточной части компрессора на выходе из направляющей лопатки первой ступени компрессора низкого давления.

Соотношение площадей F1: F2, равное 1,3-2,0, позволяет повысить степень сжатия первой ступени компрессора низкого давления ^*ст до 1,35-1,8, что делает ее высоконапорной и приводит к повышению к. п. д. установки и снижению удельного расхода топлива.

При Fl: F2<1,3 снижается суммарная степень сжатия ^*ст и падает к. п. д. газотурбинной установки.

При Fl: F2>2,0 наблюдается снижение к. п. д. первой ступени компрессора.

Выполнение первой рабочей лопатки компрессора низкого давления с соотношением размеров H: L= 0,7-1,3 позволяет повысить надежность их работы при эксплуатации, т. е. широкохордные и толстостенные рабочие лопатки обладают устойчивостью к повреждениям, забоинам и к попаданию посторонних предметов.

В случае Н: L<0,7 наблюдаются рост габаритов и веса установки, а при Н: L>1,3 снижается степень сжатия ступени компрессора и падает к. п. д. установки.

На фиг. 1 показан продольный разрез заявляемой газотурбинной установки; на фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.

Газотурбинная установка 1 состоит из двухвального газогенератора 2 с двухкаскадным компрессором, состоящим из компрессора низкого давления 3, компрессора высокого давления 4, камеры сгорания 5, турбины высокого давления 6 и турбины низкого давления 7.

Газогенератор 2 получен путем конверсии современного авиационного двигателя ПС-90А и на выходе соединен с силовой турбиной 8, соединенной с выходным диффузором 9 и выхлопной системой 10.

Компрессор низкого давления 3 состоит из рабочего колеса 11 с рабочими лопатками 12, которые получены из рабочих лопаток вентилятора исходного двигателя ПС-90А путем уменьшения их наружного диаметра, а также направляющих лопаток 13 первой ступени и рабочих колес 2-й и 3-й ступеней 14 и 15, которые в исходном двигателе ПС-90А являлись подпорными ступенями компрессора низкого давления.

Заявляемое устройство работает следующим образом.

При работе двигателя рабочие лопатки 1-й ступени 12 компрессора низкого давления 3 создают высокую степень сжатия, что позволяет получить суммарную степень сжатия в компрессорах 3 и 4, равную ^*к = 28,5 и, как следствие, высокую экономичность газотурбинной установки. К. п. д. установки составляет 40%, что является рекордным для газотурбинных установок класса мощности 25 Мгв.

Широкохордные и толстостенные рабочие лопатки 12 устойчивы к повреждениям, забоинам и попаданию посторонних предметов, тем самым повышают надежность установки в целом в процессе ее эксплуатации.

Источники информации

1. Б. С. Ревзин. Газотурбинные газоперекачивающие установки, Москва, "Недра", 1986, стр. 132, рис. 70.

2. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, "Машиностроение", стр. 6, рис. 1.1.