Повышение эффективности конвертированного двигателя заменой направляющих аппаратов компрессора

Abstract

Конвертирование авиационных двигателей в наземные газотурбинные приводы является широко распространенной практикой. Диапазон рабочих режимов компрессора конвертированного ГТД меньше, чем у компрессора авиационного ГТД, и локализуется в области низких приведенных частот вращения компрессора. При этом первые ступени компрессора работают с повышенными углами натекания, а последние ступени – с пониженными. В работе исследовано влияние изменения углов установки лопаток направляющих аппаратов последних ступеней компрессора конвертированного ГТД на его параметры, запасы устойчивой работы и ресурс. Показано, что увеличение угла установки лопаток направляющих аппаратов (НА) последних ступеней компрессора позволяет не только улучшить экономичность двигателя и расширить область устойчивой работы КВД на дроссельных режимах, но и увеличить ресурс ГТД. Исследование выполнено с помощью математической модели газотурбинного двигателя с повенцовым описанием многоступенчатого осевого компрессора.

Конвертування авіаційних двигунів в наземні газотурбінні приводи є широко розповсюдженою практикою. Діапазон робочих режимів компресора конвертованого ГТД менше, ніж у компресора авіаційного ГТД, і локалізується в області низьких зведених частот обертання компресора. При цьому перші ступені компресора працюють з підвищеними кутами натікання, а останні ступені – із зниженими. В роботі досліджено вплив зміни кутів встановлення лопаток напрямних апаратів останніх ступенів компресора конвертованого ГТД на його параметри, запаси стійкої роботи і ресурс. Показано, що збільшення кута встановлення НА останніх ступенів компресора дозволяє не тільки поліпшити економічність двигуна і розширити область стійкої роботи КВД на дросельних режимах, але й збільшити ресурс ГТД. Дослідження виконано за допомогою математичної моделі газотурбінного двигуна з повінцевим описом багатоступінчатого осьового компресора.

Aircraft engines conversion into gas turbine actuators are common practice. The operating range of the compressor working in the conversion gas-turbine engine (GTE) system as part of gas-pumping units is narrower than that of the aircraft engine compressor, and is localized in the area of low reduced gas generator rotational frequencies. Meanwhile, the first compressor stages are running with increased incidence angle, the last stages running at decreased angles. The effect of changing the guide vane setting angles of the last-stages high-pressure compressor (HPC) on GTE parameters, margin of steady operating and engine life has been investigated. A increase in the guide vanes setting angles at the compressor last stages allows not only improving the engine efficiency and expanding the range of HPC stability operation but also increase engine life. The study was performed using the mathematical model of a gas turbine engine with multistage axial compressor blade rows description.