Изобретение относится к авиадвигателестроению, а точнее к компрессорам высокого давления турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с системой активного регулирования радиального зазора между статором и ротором.
Радиальные зазоры между статором и ротором (т.е. радиальные зазоры между торцом роторных лопаток и корпусом) имеют большое влияние на КПД компрессора, тягу двигателя и расход топлива. Уменьшение относительного радиального зазора (отношения радиального зазора к высоте лопатки) на 1% увеличивает КПД компрессора до 3% и уменьшает расход топлива до 10% [1] Это объясняется тем, что при уменьшении радиальных зазоров уменьшается перетекание воздуха из полостей с большим давлением в полости с меньшим давлением и соответственно увеличивается напор компрессора.
Известен компрессор высокого давления ТРДД с системой активного регулирования радиального зазора между статором и ротором, содержащий внутренний корпус, закрепленные в нем направляющие лопаточные аппараты с промежуточными кольцами и установленные с радиальным зазором относительно колец рабочие лопатки, и наружный силовой контур, охватывающий с образованием кольцевой камеры внутренний корпус и жестко связанный с последним со стороны первых ступеней компрессора.
Однако этот компрессор имеет низкий КПД в связи с ограниченной возможностью регулирования радиального зазора между статором и ротором.
Указанный недостаток устраняется тем, что корпуса связаны между собой и со стороны последних ступеней компрессора при помощи радиальных фланцевых соединений, при этом наружный корпус снабжен сообщенными с наружным контуром двигателя и кольцевой полостью патрубками с заслонками, а внутренний корпус имеет жиклерные отверстия, сообщающие проточную часть компрессора с кольцевой полостью.
На фиг. 1 изображен компрессор, продольный разрез; на фиг.2 показано сечение А-А на фиг.1; на фиг.3 представлен узел I на фиг.2.
Компрессор высокого давления содержит внутренний корпус 1, закрепленные в нем направляющие аппараты 2 с промежуточными кольцами 3 и установленные с радиальным зазором относительно колец 3 рабочие лопатки 4, и наружный силовой корпус 5, охватывающий с образованием кольцевой камеры 6 внутренний корпус 1 и жестко соединенный с последним со стороны первых ступеней компрессора. Корпуса 1 и 5 связаны между собой и со стороны последних ступеней компрессора при помощи радиальных фланцевых соединений 7, 8. Наружный корпус 5 снабжен сообщенными с наружным контуром двигателя и кольцевой камерой 6 патрубками 9 с заслонками 10, а внутренний корпус 1 имеет жиклерные отверстия 11, сообщающие проточную часть 12 компрессора с кольцевой камерой 6.
Компрессор работает следующим образом.
При выходе двигателя из режима малого газа на взлетный режим радиальные зазоры между ротором и статором уменьшаются. Ввиду этого возможно врезание концов рабочих лопаток 4 в промежуточные кольца 3 статора. Так как заслонки 10 находятся в открытом положении, то давление в кольцевой камере 6 примерно равно давлению в канале наружного контура двигателя. Поэтому под действием все увеличивающегося перепада давления по обе стороны внутреннего корпуса 1, а также все увеличивающейся температуры воздуха в проточной части 12 компрессора внутренний корпус расширяется быстрее, чем ротор. Ввиду этого радиальные зазоры между ротором и статором увеличиваются, что предотвращает задевание концов рабочих лопаток 4 о промежуточные кольца 3.
Потери воздуха из проточной части компрессора ничтожны, так как площадь поперечного сечения жиклерных отверстий 11 несравненно меньше площади поперечного сечения патрубков 9. По расчету они равны 8 г/с (при расходе воздуха через компрессор высокого давления 47 кг/с). К тому же работа двигателя на взлетном режиме очень кратковременна (менее 1 мин).
При переходе двигателя на длительный крейсерский режим (полет самолета по маршруту на заданной высоте) все заслонки 10 закрываются и камера 6 становится герметичной. Так как она сообщена с проточной частью 12 компрессора жиклерными отверстиями 11, то давление в ней быстро становится равным статическому давлению в том месте проточной части 12 компрессора, где расположены отверстия 11. Внутренний корпус 1 разгружается от действия силы перепада давления по обе стороны его, корпус 1 сжимается и радиальные зазоры становятся минимальными. Температуры корпуса 1 и ротора выравниваются.
При переходе двигателя на режим малого газа (снижение самолета перед заходом на посадку) температура воздуха в проточной части 12 компрессора резко уменьшается. При этом тонкостенный внутренний корпус 1 охлаждается быстрее, чем массивный ротор. Поэтому возникает опасность врезания концов рабочих лопаток 4 в промежуточные кольца 3 статора. Для увеличения радиальных зазоров открываются все заслонки 10, после чего давление в кольцевой камере 6 быстро падает до давления в канале наружного контура. Внутренний корпус 1 под действием разности давлений по обе его стороны расширяется, и радиальные зазоры между статором и ротором увеличиваются.
Использование: в авиадвигателестроении, в частности в конструкции статора компрессора с системой активного регулирования радиального зазора между статором и ротором. Сущность изобретения: компрессор содержит внутренний корпус 1 с закрепленными в нем направляющими аппаратами 2 и промежуточными кольцами 3 и охватывающий его наружный корпус 5, жестко связанный с внутренним корпусом 1 радиальными фланцами 7,8. Кольцевая камера 6 между внутренним 1 и наружным 5 корпусами выполнена герметичной и сообщена с проточной частью 12 компрессора жиклерными отверстиями, а патрубки 9 снабжены поворотными заслонками 10 и сообщены с каналом наружного контура двигателя. 3 ил.
КОМПРЕССОР ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ, содержащий внутренний корпус, закрепленные в нем направляющие лопаточные аппараты с промежуточными кольцами и установленные с радиальным зазором относительно колец рабочие лопатки и наружный силовой корпус, охватывающий с образованием кольцевой камеры внутренний корпус и жестко связанный с последним со стороны первых ступеней компрессора, отличающийся тем, что корпусы связаны между собой и со стороны последних ступеней компрессора при помощи радиальных фланцевых соединений, при этом наружный корпус снабжен сообщенными с наружным контуром двигателя и кольцевой камерой патрубками с заслонками, а внутренний корпус имеет жиклерные отверстия, сообщающие проточную часть компрессора с кольцевой камерой.
| Хронин Д.В | |||
| Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей | |||
| М.: Машиностроение, 1989, с.108, рис.3.46. |
