Термоэмиссионный способ и устройство охлаждения лопаток турбин газотурбинных преобразователей космических аппаратов с длительным сроком активного существования

^* В настоящее время в Российской Федерации идут разработки транспортно-энергетического модуля на основе ядерной энергодвигательной установки мегаваттного класса с газотурбинным преобразователем (ГП) тепловой энергии в электрическую энергию. Аналогичные разработки ведутся в ряде стран. Кроме того, в ближайшем будущем возникнет необходимость создания крупногабаритных спутниковых платформ с длительным сроком активного существования, где также может потребоваться ГП.

Одной из основных проблем разработки и создания космических летательных аппаратов с ГП является обеспечение длительного ресурса турбины ГП и ее элементов, например лопаток турбин.

При разработке ГП космических аппаратов необходимо стремиться к максимальному уменьшению его массы при сохранении высокого уров-

* © Колычев А. В., Керножицкий В. А., 2017

ня надежности в течение заданного промежутка времени (15–25 лет).

Газотурбинный преобразователь требуемой массы должен иметь высокий КПД. Этого можно достигнуть путем увеличения температуры рабочего тела перед турбиной. Однако в этом случае возникает проблема охлаждения элементов турбины, например, рабочих и сопловых лопаток [1–4]. Существующие методы охлаждения лопаток турбин достаточно сложны и дорогостоящи, при этом вопрос об обеспечении заданного уровня надежности ГП в течение 15-25 лет непрерывной работы остается открытым. Необходим поиск новых технических решений, направленных на увеличение надежности и долговечности ГП и обеспечивающих уменьшение массы и стоимости конструкции ГП и космического летательного аппарата (КЛА) в целом.

Кроме того, для надежного функционирования ГП космического аппарата требуется непрерывная диагностика теплового состояния элементов турбины ГП.

ИССЛЕДОВАНИЯ

Способ и устройство охлаждения лопаток турбины на основе явления термоэлектронной эмиссии

Решить указанные проблемы могут разрабатываемые в БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова термоэмиссионный способ и устройство охлаждения (ТСУО) лопаток турбин ГП и других высокотемпературных элементов, суть которых заключается в следующем. Лопатки турбин ГП покрывают эмиссионным слоем из материала с низким значением 56    работы выхода электронов при высокой температу ре. При нагреве лопаток будет происходить термоэлектронная эмиссия, т. е. с их поверхности начнут выходить «горячие» электроны, забирая с собой теплоту. Лопатки с эмиссионным слоем в данном случае являются катодом. Таким образом, электронами отводится теплота, что способствует поддержанию температуры лопаток на уровне, обеспечивающем их длительную эксплуатацию. При этом эмиссия электронов происходит в поток рабочего тела.

Поскольку электроны являются носителями заряда, то полученную ими энергию при нагреве катода можно использовать для совершения полезной работы на электрической нагрузке. Для этого за турбиной с эмиссионным слоем располагают элемент - анод, последовательно соединенный с катодом через полезную электрическую нагрузку. Анод воспринимает «горячие» электроны эмиссии из потока рабочего тела. С анода «горячие» электроны переходят на электрическую нагрузку и совершают на ней полезную работу. На электрической нагрузке электроны отдают полученную при нагреве ка-

Том 1

тода тепловую энергию и при этом охлаждаются. Далее «остывшие» электроны вновь оказываются на лопатках турбины, и цикл охлаждения повторяется. При этом электроны попадают на быстровращающийся вал через токосъем, например механический в виде электрических щеток. Таким образом, система охлаждения лопаток ГП дополнительно генерирует электрическую энергию, что тоже повышает его КПД. Кроме того, увеличиваются надежность и долговечность ГП, одновременно снижается стоимость их изготовления и эксплуатации.

Принципиальная схема реализации описанного ТСУО лопаток турбины представлена на рис. 1, устройство охлаждения – на рис. 2.

Определяющей характеристикой эмиссионного слоя является работа выхода А _вых электрона из металла . Ее влияние на температуру при соответствующей тепловой нагрузке сплошных лопаток турбины показано на рис. 3 [5–7].

Как видно из рис. 4, значения температуры лопаток турбины от величины работы выхода электронов материала эмиссионного слоя при тепловых потоках к лопаткам турбины в пределах 3 МВт/м2 увеличивались, следовательно, путем подбора или разработки материала эмиссионного слоя с низкой работой выхода можно получить температуру лопаток турбины на уровне 400 К, что является основой для обеспечения ресурса ГП КЛА на уровне не ниже требуемого (15–25 лет).

Для оценки характеристик предлагаемого ТСУО лопаток турбины применялись зависимости для плотности тока эмиссии и тепловых потоков электронного охлаждения [5, 6].

Рис. 1. Схема реализации предлагаемого ТСУО лопаток турбины ГП:

1 – стартер; 2 – компрессор; 3 – источник тепловой энергии (например, камера сгорания);

4 – турбина, на лопатки которой нанесен эмиссионный слой; 5 – полезная механическая нагрузка; 6 – анод турбины; 7 – система охлаждения анода; 8 – электрическая нагрузка;

9 – холодильник; 10 – токосъем; 11 – вал

С точки зрения реализации ГП с ТСУО лопаток турбины в космических аппаратах с длительным сроком активного существования необходимо подобрать эмиссионный слой с такой работой выхода, которая обеспечивала бы заданное снижение температуры лопаток или увели- чение тепловой нагрузки на лопатки турбины. Появляется возможность путем подбора материала эмиссионного слоя, наносимого на лопатки турбины, существенно повысить ее надежность и КПД и одновременно снизить стоимость изготовления лопаток и эксплуатации ГП в целом [5–7].

—* Движение рабочего тело

-* Движение электрического тока

Рис. 2. Устройство охлаждения лопаток турбины ГП на основе явления термоэлектронной эмиссии: 1 - стартер; 2 - компрессор; 3 - источник тепловой энергии; 4 - эмиссионный слой; 5 – рабочие лопатки; 6 – колесо турбины; 7 – элемент системы охлаждения анода; 8 – каналы элемента системы охлаждения анода; 9, 14 - слои электроизоляции; 10 - анод; 11 - корпус ГП; 12 – токосъем; 13 – вал ГП; 15 – сопловые лопатки; 16 – токопроводящая подложка сопловых лопаток; 17 – токовывод; 18 – потребитель электрической энергии; 19 – холодильник

Рис. 3. Зависимость величины тепловых потоков электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии от величины работы выхода электронов металла при различных температурах поверхности

Рис. 4. Зависимость температуры лопаток турбины от величины работы выхода электронов металла при тепловой нагрузке в пределах 3 МВт/м2

ИССЛЕДОВАНИЯ

Достоинства и перспективы использования термоэмиссионного способа охлаждения

Реализация разработанной технологии позволит достигнуть следующих возможностей при создании и эксплуатации объектов газотурбинной техники КЛА:

• 1.    Возможность повышения температуры рабочего тела (газа) перед турбиной до максимальной температуры сгорания органических то- ⁵⁸ плив 2600–2700 К и выше (для других источников тепловой энергии) при максимальной температуре лопаток турбин в 300-400 К, что обусловлено большим количеством тепловой энергии (1,5–9,0 МВт и до 100 МВт с 1 м²), отводимой электронами при термоэлектронной эмиссии.

• 2.    Рост КПД простого цикла ГТУ и ГД до 43-44 % как за счет возможности повышения температуры рабочего тела (газа) (см. п. 1), так и за счет дополнительной электрогенерации, а также за счет отсутствия необходимости отбора воздуха от компрессора.

• 3.    Снижение или полное исключение температурных напряжений в лопатках турбин по причине, близкой к экспоненциальной зависимости электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии от температуры, являющейся фундаментальным свойством явления термоэлектронной эмиссии, что приводит к более интенсивному отводу тепла электронами от более нагретых поверхностей лопаток турбин, а изменение величины отвода тепла с ростом температуры происходит без задержек с нулевой инерцией. Известно, что в настоящее время температурные напряжения примерно равны механическим напряжениям в лопатках турбин.

• 4.    Снижение стоимости изготовления и эксплуатации ГТУ и ГД за счет существенного упрощения конструкции ЛТ, при котором исключается необходимость создания каналов охлаждения воздухом. При этом с учетом п. 3 появляется возможность создавать основные элементы ГТУ и ГД при помощи 3D-принтеров, печатающих металлами и сплавами.

• 5.    Диагностика теплового состояния турбины и других высокотемпературных элементов в режиме реального времени на основе измерения электротехнических параметров, зависящих от количества воспринимаемых анодом электронов эмиссии.

• 6.    Масштабирование технологии на основе независимости явления термоэлектронной эмиссии от размеров охлаждаемых элементов позволяет применять предлагаемый термоэмиссионный способ и устройство охлаждения лопаток турбин ГП на КЛА любой размерности, в том числе на-

• 7.    Большой ресурс ГП с ТСУО позволит создавать крупногабаритные орбитальные платформы с изменяемыми модулями полезных нагрузок и бортовых обеспечивающих систем.

Том 1

носпутниках и микроспутниках. Это позволит повысить срок их службы в 2–3 раза по сравнению с лучшими мировыми образцами и обеспечить их характеристики не хуже более крупных КЛА.

Мировая новизна и работоспособность метода подтверждены патентом на изобретение № 2573551 «Способ охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки» (заявка от 27.05.2014), патентом на изобретение № 2578387 «Устройство охлаждения лопаток турбин газотурбинных установок» (заявка от 27.05.2014), патентом на полезную модель № 151082 (заявка от 30.05.2014). В настоящее время получено решение о выдаче патента на изобретение по заявке № 2015131403.

При этом патент на изобретение № 2573551 «Способ охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки» входит в список СТА ЛУЧШИХ ИЗОБРЕТЕНИЙ РОССИИ 2015 года, что подтверждено дипломом Роспатента.

Заключение

В настоящей статье сформулированы аспекты создания ГП космических аппаратов с длительным сроком активного существования и предложено решение этих проблем на основе разрабатываемого в БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова ТСУО лопаток турбин и других теплонапряженных элементов. Показано, что при относительно низких значениях подводимых тепловых потоков можно достигнуть температуры сплошных лопаток турбины с эмиссионным слоем до 300–400 К путем подбора материала эмиссионного слоя с наиболее низким значением работы выхода. Очевидно, что при больших тепловых потоках и высоких температурах лопаток турбин, когда плотность тока эмиссии и интенсивность электронного охлаждения возрастают согласно зависимости, близкой к экспоненциальной, можно достигнуть еще большего снижения температуры. Предложенный способ охлаждения обладает свойствами, которые позволят увеличить КПД, надежность и долговечность ГП космического аппарата, обеспечив при этом их безаварийное функционирование в течение 15-25 лет без технического обслуживания. К таким свойствам относится и возможность непрерывной диагностики нагрева лопаток турбин и других высокотемпературных элементов за счет измерения электротехнических параметров, значения которых пропорциональны числу воспринятых анодом (анодами) электронов из потока рабочего тела.