СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ ВЕНЦА ЦЕНТРОБЕЖНОГО КОМПРЕССОРА Российский патент 2011 года по МПК F04D27/00 

Настоящее изобретение относится к системе охлаждения венца центробежного компрессора, в частности центробежного компрессора в газотурбинном двигателе типа авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя.

Известным образом центробежный компрессор газотурбинного двигателя связан с кольцевым диффузором изогнутой формы, входная часть которого располагается в радиальном направлении на одной линии с выходной частью этого компрессора, и выходная часть которого ориентирована в направлении по потоку и располагается в радиальном направлении снаружи от кольцевой камеры сгорания, установленной в кольцевом пространстве, ограниченном наружным кожухом двигателя.

Диффузор содержит кольцевой фланец, который проходит в направлении по потоку и вдоль ротора компрессора, также называемого его венцом, и связан в своей задней по потоку части с конструктивными опорными элементами камеры сгорания, в частности, со средствами впрыскивания воздуха, предназначенного для охлаждения и/или вентиляции турбины, располагающейся по потоку позади камеры сгорания. Фланец диффузора ограничивает, совместно с венцом компрессора, радиальный кольцевой проход, предназначенный для течения потока воздуха, отобранного на выходе компрессора (см., например, патентные документы US 5555721А и DЕ-А-19845375).

Воздух подвергается значительному вязкому сдвигу в пространстве между венцом компрессора и фланцем диффузора, что приводит к выделению значительного количества тепловой энергии, поглощаемой, по большей части, венцом компрессора, и выражается в существенном повышении температуры этого венца и в определенной опасности повреждения венца и снижения срока его службы.

Техническое решение этой проблемы состоит в закреплении кольцевого теплозащитного экрана на венце компрессора, причем теплозащитный экран ограничивает, совместно с упомянутым венцом, некоторую кольцевую воздушную полость, предназначенную для защиты венца от тепловой энергии воздуха, отбираемого на выходе компрессора. Однако такое техническое решение не является вполне удовлетворительным, поскольку теплозащитный экран оказывается достаточно тяжелым и заметно увеличивает массу газотурбинного двигателя, а также увеличивает инерцию венца компрессора.

Техническая задача данного изобретения состоит, в частности, в том, чтобы предложить достаточно простое, эффективное и экономичное техническое решение проблем, характерных для существующего уровня техники.

Для решения поставленной технической задачи согласно изобретению предложена система охлаждения венца центробежного компрессора, в частности центробежного компрессора в газотурбинном двигателе, причем компрессор питает кольцевой диффузор, закрепленный на наружном кожухе и содержащий кольцевой фланец, который проходит в направлении по потоку и вдоль венца этого центробежного компрессора и который связан в своей задней по потоку части с опорными конструктивными элементами камеры сгорания газотурбинного двигателя, система характеризуется тем, что фланец диффузора перекрыт с передней по потоку стороны кольцевым листовым элементом, закрепленным на этом фланце, и этот листовой элемент ограничивает, совместно с венцом компрессора, первый кольцевой проход, предназначенный для течения потока воздуха, отобранного на выходе компрессора, и ограничивает, совместно с фланцем диффузора, второй кольцевой проход, предназначенный для течения некоторой части воздуха, выходящего из диффузора.

Тепловая энергия, образующаяся в результате сдвига потока воздуха, который протекает в первом кольцевом проходе, по большей части поглощается в результате конвекции воздухом, выходящим из диффузора и протекающим через второй кольцевой проход, ограниченный листовым элементом и фланцем диффузора. Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет ограничить количество тепловой энергии, поглощаемой венцом последней ступени компрессора, и повысить тем самым срок его службы.

В соответствии с предпочтительным вариантом реализации предлагаемого изобретения радиальные крылышки проходят между листовым элементом и фланцем диффузора и равномерно распределены вокруг оси газотурбинного двигателя. Эти крылышки обеспечивают повышение жесткости фланца диффузора, который, таким образом, оказывается в состоянии обеспечивать передачу усилий без деформации.

Крылышки предпочтительным образом содержат передние по потоку крылышки, которые проходят между радиальными частями кольцевого листового элемента и фланцем диффузора, и задние по потоку крылышки, которые проходят между цилиндрическими частями кольцевого листового элемента и фланцем диффузора. Передних по потоку крылышек может быть установлено, например, порядка 36 штук, и столько же может быть установлено задних по потоку крылышек.

Крылышки предпочтительным образом сформированы в виде единой детали с фланцем диффузора и закреплены на кольцевом листовом элементе, например, при помощи сварного или паяного соединения. Концы крылышек, жестко связанных с фланцем диффузора, могут быть вставлены в щели или в канавки соответствующей формы, выполненные в кольцевом листовом элементе, и могут удерживаться в них.

Кольцевой листовой элемент располагается спереди по потоку и внутри фланца диффузора по отношению к направлению течения потока воздуха через второй кольцевой проход, и этот кольцевой листовой элемент закреплен при помощи сварного соединения на фланце диффузора. Обычно такой кольцевой листовой элемент имеет толщину в диапазоне от 0,8 мм до 1,5 мм.

Фланец диффузора предпочтительным образом содержит на своем переднем по потоку конце кольцевой ряд отверстий, предназначенных для входа воздуха, поступающего из диффузора, причем отверстия ориентированы по существу в радиальном направлении и открываются на их внутреннем в радиальном направлении конце в упомянутый второй кольцевой проход. Фланец может быть закреплен или центрирован на своем заднем по потоку конце на средствах впрыскивания воздуха, предназначенного для охлаждения турбины, причем выход второго кольцевого прохода сообщается с входной частью средств впрыскивания.

Предлагаемое изобретение относится также к газотурбинному двигателю типа авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, характеризующегося тем, что содержит систему охлаждения венца центробежного компрессора описанного выше типа.

Другие подробности, характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания, не являющегося ограничительным примером реализации этого изобретения, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 изображает частичный осевой разрез системы охлаждения венца центробежного компрессора, согласно изобретению,

Фиг.2 - общий вид диффузора, используемого в системе, согласно изобретению, с его задней по потоку стороны,

Фиг.3 - разрез по линии III-III фиг.1, согласно изобретению.

На фиг.1 показана часть газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, содержащего, если смотреть в направлении спереди назад по ходу течения потока газов внутри газотурбинного двигателя, центробежную ступень 10 компрессора, диффузор 12 и камеру 14 сгорания.

Входная часть 18 центробежной ступени 10 компрессора ориентирована в направлении против потока и по существу параллельно оси газотурбинного двигателя, а выходная часть 20 ориентирована в направлении наружу, по существу перпендикулярно к оси газотурбинного двигателя, и располагается на одной линии с радиальной входной частью 22 диффузора 12. Диффузор имеет кольцевую форму, изогнутую под углом 90°, и содержит кольцевую выходную часть 24, которая ориентирована параллельно оси газотурбинного двигателя и открывается на заднем по потоку конце снаружи в радиальном направлении по отношению к входной части камеры 14 сгорания.

Диффузор 12 удерживается наружным кожухом 28 газотурбинного двигателя, который охватывает снаружи компрессор 10, диффузор 12 и камеру 14 сгорания. Диффузор 12 содержит передний по потоку перекрывающий элемент 30, являющийся по существу цилиндрическим, и закрепленный при помощи подходящих в данном случае средств крепления, например средств типа винт-гайка, на наружном кожухе 28.

Диффузор 12 также содержит фланец 26, имеющий по существу L-образное поперечное сечение и содержащий переднюю по потоку часть, которая проходит в радиальном направлении внутрь от входной части 22 диффузора 12 и которая связана на своем внутреннем в радиальном направлении конце с цилиндрической частью этого фланца. Цилиндрическая часть 26 фланца содержит на своем заднем по потоку конце кольцевую скобу 36 крепления на средствах 38 впрыскивания воздуха, предназначенного для охлаждения турбины. Радиальная часть фланца 26 проходит в направлении назад по потоку от ротора или венца 11 центробежной ступени компрессора, вдоль этого венца и на небольшом расстоянии от него, чтобы сформировать радиальный кольцевой проход 39, сообщающийся на своем наружном в радиальном направлении конце с выходной частью 20 компрессора.

Камера 14 сгорания содержит две стенки 40, 42, представляющие собой коаксиальные тела вращения, проходящие одна внутри другой и связанные на передних по потоку концах со стенкой 44 донной части этой камеры сгорания, причем стенки 40, 42 и 44 образуют между собой кольцевую камеру, в которую топливо подводится при помощи топливных инжекторов (не показаны). Наружная в радиальном направлении стенка 40 камеры сгорания закреплена своим задним по потоку концом на наружном кожухе 28, а внутренняя в радиальном направлении стенка 42 камеры сгорания связана своим задним по потоку концом с обечайкой 48, выполненной в форме усеченного конуса, которая содержит на своем внутреннем в радиальном направлении конце внутреннюю кольцевую скобу 50 крепления на упомянутых средствах 38 впрыскивания воздуха.

Средства 38, предназначенные для впрыскивания воздуха охлаждения, содержат две цилиндрические стенки, а именно внутреннюю стенку 64 и наружную стенку 66, которые устанавливаются одна внутри другой и определяют между собой кольцевой канал, который открывается в своей передней по потоку части изнутри в радиальном направлении в сторону к фланцу 26 и открываются в своей задней по потоку части изнутри в радиальном направлении в сторону к обечайке 48 камеры 14 сгорания. При этом наружная стенка 66 содержит наружный кольцевой выступ 68, к которому прижимаются скобы 36 и 50, и который содержит отверстия, предназначенные для прохождения средств крепления типа винт-гайка, параллельно оси газотурбинного двигателя через соответствующие отверстия, выполненные в скобах 36 и 50.

Небольшая часть потока воздуха, выходящего из центробежного компрессора 10, отбирается через радиальный проход 39, определяемый венцом 11 компрессора и фланцем 26. Этот воздух (см. стрелку 70) подвергается на выходе из компрессора значительному вязкому сдвигу, возникающему вследствие вращения венца 11, в непосредственной близости от радиальной части фланца, что приводит к выделению тепловой энергии и нагреванию венца, который имеет ограниченную термическую стойкость (например, до температуры 500°С для венца, изготовленного из титана).

Воздух, выходящий из диффузора 12 (см. стрелку 72), питает одной своей частью камеру 14 сгорания (см. стрелки 74), а другой своей частью внутренний кольцевой канал 76 и наружный кольцевой канал 78, проходящий в обход камеры 14 сгорания (см. стрелки 80).

Наружный канал 78 сформирован между наружным кожухом 28 и наружной стенкой 40 камеры сгорания, при этом воздух, проходящий через канал, используется для охлаждения и/или вентиляции элементов двигателя, располагающихся по потоку позади камеры сгорания (не показаны).

Внутренний канал 76 сформирован между внутренней стенкой 42 камеры сгорания и кольцевым листовым элементом 82 конвекции, который установлен в радиальном направлении между камерой 14 сгорания и фланцем 26, и воздух, который проходит через этот канал, питает отверстия, выполненные в камере 14 сгорания. Листовой элемент 82 содержит на своем переднем по потоку конце цилиндрический выступ 84, который устанавливается на соответствующий цилиндрический выступ, предусмотренный на наружном в радиальном направлении конце фланца 26, и содержит на своем заднем по потоку конце внутреннюю кольцевую скобу 86, которая зажимается в осевом направлении между скобой 36 фланца и кольцевым выступом 68 средств 38 впрыскивания.

В соответствии с предлагаемым изобретением кольцевой листовой элемент вставлен в осевом направлении между венцом 11 компрессора и фланцем 26 диффузора, чтобы сформировать, совместно с этим венцом 11, упомянутый выше радиальный проход 39 и сформировать, совместно с этим фланцем 26, второй кольцевой проход, предназначенный для прохода некоторой части воздуха, выходящего из диффузора 12 и предназначенного для вентиляции кольцевого листового элемента, а также для поглощения тепловой энергии, выделяющейся в результате сдвига потока воздуха в первом проходе 39.

В описываемом примере реализации кольцевой листовой элемент 90 имеет поперечное сечение по существу L-образной формы и проходит коаксиально по отношению к фланцу 26 диффузора, спереди по потоку от этого фланца и внутри него, ограничивая кольцевой проход 98, изогнутый под прямым углом. Листовой элемент 90 жестко связан с фланцем 26 при помощи радиальных крылышек 94, 96, которые располагаются в кольцевом проходе 98 между листовым элементом и фланцем.

Кольцевой листовой элемент 90 содержит радиальную переднюю по потоку часть, которая проходит между венцом 11 компрессора и фланцем диффузора по существу параллельно к нему и на небольшом расстоянии от этого фланца, причем передняя по потоку часть листового элемента связана на наружном в радиальном направлении конце с диффузором 12 и содержит по существу цилиндрическую часть, которая герметичным образом опирается в радиальном направлении на своем заднем по потоку конце на передний по потоку конец внутренней стенки 64 средств 38, предназначенных для впрыскивания воздуха.

Передние по потоку радиальные крылышки 94 связывают между собой радиальные части фланца 26 и листового элемента 90 на преобладающей части их радиального размера, а задние по потоку радиальные крылышки 96 связывают между собой располагающиеся друг против друга цилиндрические части фланца 26 и листового элемента 90. Эти крылышки 94, 96 позволяют повысить жесткость фланца диффузора, который обеспечивает передачу усилий между диффузором 12 и камерой 14 сгорания. При этом крылышки 94 выполнены в количестве, например, порядка 36 штук, а крылышки 96 выполнены в таком же количестве, и они равномерно распределены вокруг оси данного газотурбинного двигателя.

Фланец 26 диффузора содержит на своем наружном в радиальном направлении конце радиальные сквозные отверстия 100, равномерно распределенные вокруг оси газотурбинного двигателя. Эти отверстия 100 обеспечивают воздушное сообщение между кольцевой камерой, ограниченной наружным кожухом 28, в которую открывается выходная часть диффузора 12, и кольцевым проходом 98, сформированным между фланцем 26 и кольцевым листовым элементом 90. Воздух, используемый для питания прохода 98, определяется полным поперечным сечением всех отверстий 100, причем этот воздух движется через проход 98 и проникает затем в средства 38, предназначенные для впрыскивания воздуха (см. стрелку 102).

Фланец 26 диффузора (фиг.1-3) сформирован в виде единой детали с диффузором 12 и с лопатками 94, 96, а кольцевой листовой элемент 90 присоединен к ним и закреплен на упомянутых крылышках и на фланце 26. Наружный в радиальном направлении конец листового элемента 90 закреплен при помощи сварного соединения на наружном в радиальном направлении конце фланца 26, по потоку перед отверстиями 100, предназначенными для входа воздуха. Свободные концы крылышек 94, 96, противоположные фланцу 26, могут быть вставлены в радиальные канавки или в радиальные щели 104 и могут удерживаться в них, например, при помощи сварного или паяного соединения, причем эти канавки или щели имеют соответствующую форму и выполнены на кольцевом листовом элементе 90 (фиг.3).

Обычно кольцевой листовой элемент 90 имеет толщину в диапазоне от 0,8 мм до 1,5 мм, то есть толщину, меньшую, чем толщина фланца 26 диффузора.

Крылышки 94, 96 могут быть изготовлены отдельно от фланца 26 и от листового элемента 90 и могут быть закреплены на их концах при помощи подходящих в данном случае средств крепления на фланце 26 и на листовом элементе 90 соответственно.

Группа изобретений относится к системе охлаждения венца центробежного компрессора, в частности центробежного компрессора в газотурбинном двигателе типа авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, и обеспечивает при их использовании снижение температуры венца компрессора и увеличение срока его службы. Указанный технический результат достигается в системе охлаждения венца центробежного компрессора в газотурбинном двигателе, причем этот центробежный компрессор питает кольцевой диффузор, содержащий фланец, который проходит в направлении по потоку и вдоль венца этого компрессора и который перекрыт с передней по потоку стороны кольцевым листовым элементом, ограничивающим совместно с венцом компрессора первый кольцевой проход, предназначенный для прохода потока воздуха, отобранного на выходе компрессора, и ограничивает совместно с фланцем диффузора второй кольцевой проход, предназначенный для прохода некоторой части воздуха, выходящего из диффузора. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Система охлаждения венца центробежного компрессора, в частности, в газотурбинном двигателе, причем центробежный компрессор питает кольцевой диффузор, закрепленный на наружном кожухе и содержащий кольцевой фланец, который проходит в направлении по потоку и вдоль венца центробежного компрессора и связан в своей задней по потоку части с опорными конструктивными элементами камеры сгорания газотурбинного двигателя, отличающаяся тем, что фланец диффузора перекрыт с передней по потоку стороны кольцевым листовым элементом, закрепленным на фланце, и этот листовой элемент ограничивает совместно с венцом компрессора первый кольцевой проход, предназначенный для прохода потока воздуха, отобранного на выходе компрессора, и ограничивает совместно с фланцем диффузора второй кольцевой проход, предназначенный для прохода некоторой части воздуха, выходящего из диффузора.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что радиальные крылышки проходят между фланцем диффузора и кольцевым листовым элементом и равномерно распределены вокруг оси газотурбинного двигателя.

3. Система по п.2, отличающаяся тем, что крылышки содержат передние по потоку крылышки, которые расположены между радиальными частями кольцевого листового элемента и фланцем диффузора, и задние по потоку крылышки, которые расположены между цилиндрическими частями кольцевого листового элемента и фланцем диффузора.

4. Система по п.3, отличающаяся тем, что передние по потоку и задние по потоку крылышки выполнены, каждые, в количестве 36 штук.

5. Система по п.2, отличающаяся тем, что крылышки сформированы в виде единой детали с фланцем диффузора и закреплены при помощи сварного или паяного соединения на кольцевом листовом элементе.

6. Система по п.5, отличающаяся тем, что концы крылышек, жестко связанных с фланцем диффузора, вставляются в щели или в канавки, выполненные в кольцевом листовом элементе.

7. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой листовой элемент закреплен при помощи сварного соединения на фланце диффузора.

8. Система по п.1, отличающаяся тем, что фланец диффузора содержит на своем переднем по потоку конце кольцевой ряд отверстий, предназначенных для входа воздуха, поступающего из диффузора, причем эти отверстия ориентированы, по существу, в радиальном направлении и открываются на их внутренних в радиальном направлении концах во второй кольцевой проход.

9. Система по п.1, отличающаяся тем, что фланец диффузора закреплен на своем заднем по потоку конце на средствах, предназначенных для впрыскивания воздуха охлаждения турбины, причем выходная часть второго кольцевого прохода сообщается с входной частью средств, предназначенных для впрыскивания воздуха.

10. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что он содержит систему охлаждения в соответствии с п.1.