КОМПРЕССОР ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2001 года по МПК F04C18/00 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, применяемым в авиационной и наземной технике.

Известна конструкция газотурбинного двигателя, в компрессоре которого отверстия для отбора воздуха из-за промежуточной ступени выполнены в кольцах направляющих лопаток, эти отверстия связывают между собой проточную часть компрессора и кольцевую замкнутую полость между наружным корпусом и кольцом направляющего аппарата [1].

Недостатком такой конструкции являются пониженные запасы газодинамической устойчивости компрессора из-за больших присоединенных объемов к проточной части компрессора.

Наиболее близким к заявляемому является компрессор газотурбинного двигателя, состоящий из наружного и внутреннего корпусов, причем во внутреннем корпусе закреплено кольцо направляющего аппарата, в котором выполнены отверстия для отбора воздуха, соосные с отверстиями во внутреннем корпусе [2].

Недостатками компрессора известной конструкции являются большие гидравлические потери отбираемого воздуха, снижение газодинамической устойчивости, что ухудшает экономичность и снижает надежность работы компрессора газотурбинного двигателя.

В двигателях типа ПС-90 А воздух, отбираемый из-за 7-й ступени 13-ступенчатого компрессора высокого давления, используется на охлаждение дисков I и II-й ступеней, а также II-й рабочей лопатки турбины высокого давления (ТВД) и сопловой лопатки II-й ступени ТВД.

Использование воздуха из-за промежуточной ступени компрессора на охлаждение турбины чрезвычайно выгодно из-за низкой температуры этого воздуха по сравнению с воздухом из-за компрессора (на двигателе ПС-90А) эта разница составляет ~ 230^oC на максимальном режиме), а также из-за минимального ухудшения параметров двигателя при отборе этого воздуха.

В случае больших гидравлических потерь отбираемого воздуха расход его через горячие детали турбины уменьшается, что приводит к перегреву этих деталей и их поломке.

Поэтому проблема минимизации гидравлических потерь при отборе воздуха из-за промежуточной ступени компрессора, идущего на самолетные и двигательные нужды, является актуальной.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и сохранении газодинамической устойчивости путем минимизации гидравлических потерь при отборе воздуха из проточной части компрессора.

Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя, включающем статор с направляющим аппаратом и внутренним корпусом, согласно изобретению, во внутреннем корпусе между лопатками направляющего аппарата и рабочей лопаткой выполнена кольцевая наклонная вдоль по потоку щель с углом раскрытия α =2^o-20^o, причем H =1,2-2,2 h, где
h - ширина щели со стороны лопаток вдоль оси компрессора;
H - расстояние между входной кромкой рабочей лопатки и выходной кромкой лопатки направляющего аппарата.

Выполнение наклонной кольцевой щели во внутреннем корпусе методу лопатками направляющего аппарата и рабочей лопаткой позволяет исключить окружную закрутку отбираемого из-за промежуточной ступени компрессора воздуха. При этом статическое давление его максимально, т.к. в направляющем аппарате кинетическая энергия разогнанного в рабочей лопатке воздуха превращается в потенциальную энергию давления.

Расположение щели под острым углом к проточной части компрессора и отсутствие окружной закрутки воздуха позволяет минимизировать гидравлические потери отбираемого воздуха.

Расширяющаяся щель тормозит отбираемый воздух. При величине угла раскрытия α < 2^o увеличение площади сечения наклонной щели от ее входа к выходу слишком мало, поэтому воздух тормозится незначительно.

При α > 20^o увеличение площади сечения щели будет происходить слишком интенсивно, что вызовет отрыв потока воздуха от стенок щели и увеличит гидравлические потери.

При H < 1,2 h возможно ухудшение КПД компрессора 1 из-за осевой сдвижки ротора относительно статора при работе двигателя.

В случае, когда H > 2,2 h, увеличивается длина и вес компрессора.

Компрессор (см. чертеж) состоит из статора 2 и ротора 3. Статор 2 состоит из наружного корпуса 4, передней половины 5 внутреннего корпуса и задней половины 6 внутреннего корпуса, которые соединены с наружным корпусом 4 с помощью конусных фланцев 7 и 8 соответственно.

Фланцы 7 и 8 своими внутренними выступами 9 и 10 образуют между собой расширяющуюся на выходе с углом раскрытия α кольцевую щель 11, которая размещена между лопаткой 12 направляющего аппарата и рабочей лопаткой 13.

Кольцевая щель выполнена под острым углом вдоль по течению потока воздуха в проточной чести 14 компрессора 1, что позволяет снизить гидравлические потери при повороте отбираемого воздуха из проточной части 14 в щель 11.

Ширина щели 11 пропорциональна количеству отбираемого воздуха, а расстояние H между выходной кромкой 15 направляющей лопатки 16 и входной кромкой 17 следующей за ней рабочей лопатки 13 выполнено увеличенным за счет раздвижки рабочих колес (не показаны) компрессора 1.

На выходе из щели 11 радиальные стенки 18 и 19 фланцев 7 и 8 образуют радиальный безлопаточный диффузор 20, на выходе из которого конусные стенки 21 и 22 фланцев 7 и 8 образуют конусную диффузорную полость 23 для окончательного расширения и торможения отбираемого воздуха. К диффузорной полости 23 подсоединен трубопровод 24, связывающий ее с турбиной, например (не показано).

Устройство работает следующим образом.

Отбор воздуха, используемого на самолетные нужды и охлаждение турбины, производят из-за промежуточной ступени компрессора за направляющими лопатками 16. Поток воздуха из проточной части 14 плавно заходит в щель 11 с минимальными гидравлическими потерями. За счет расширяющейся формы щели 11 воздух плавно тормозится, затем скорость его падает в радиальном безлопаточном диффузоре, образованном параллельными радиальными стенками 18, 19, а на выходе из него - в конусном диффузоре, образованном конусными фланцами 21, 22.

Заторможенный таким образом с минимальными гидравлическими потерями воздух по трубопроводу 24 направляется, например, на охлаждение турбины.

Источники информации:
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, стр. 106, рис. 3.43.

2. Авиационный двухконтурный двигатель Д-30КУ, 1975, стр. 36, 37, стр. 54,55, рис. 59, стр.165, рис.227.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, применяемым в авиационной и наземной технике. Технический результат, который может быть получен при осуществлении изобретения, заключается в повышении надежности и сохранении газодинамической устойчивости путем минимизации гидравлических потерь при отборе воздуха из проточной части компрессора. Компрессор газотурбинного двигателя включает статор с направляющим аппаратом и внутренним корпусом. Во внутреннем корпусе между лопатками направляющего аппарата и рабочей лопаткой выполнена кольцевая наклонная вдоль по потоку щель с углом раскрытия α = 2 - 20°, причем Н = 1,2 - 2,2 h, где h - ширина щели со стороны лопаток вдоль оси компрессора; Н - расстояние между входной кромкой рабочей лопатки и выходной кромкой лопатки направляющего аппарата. 1 ил.

Компрессор газотурбинного двигателя, включающий статор с направляющим аппаратом и внутренним корпусом, отличающийся тем, что во внутреннем корпусе между лопатками направляющего аппарата и рабочей лопаткой выполнена кольцевая наклонная вдоль по потоку щель с углом раскрытия α = 2 - 20°, причем H = 1,2 - 2,2h, где h - ширина щели со стороны лопаток вдоль оси компрессора; H - расстояние между входной кромкой рабочей лопатки и выходной кромкой лопатки направляющего аппарата.