РОТОР КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, СОДЕРЖАЩИЙ СРЕДСТВА ЦЕНТРОБЕЖНОГО ЗАБОРА ВОЗДУХА, И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2013 года по МПК F01D5/06 

Настоящее изобретение относится к средствам центробежного забора воздуха в роторе компрессора газотурбинного двигателя, такого как турбореактор или турбовинтовой самолетный двигатель.

Диски системы лопаток ротора компрессора соединены между собой коаксиальной стенкой вращения, выполненной, по существу, цилиндрической или в виде усеченного конуса, которая проходит между этими дисками. Эта соединительная стенка дисков может быть образована заодно с первым диском или быть соединена и зафиксирована одним из своих осевых концов на боковой поверхности этого первого диска, а ее осевой противоположный конец может содержать один кольцевой фланец, закрепленный при помощи средств типа гайка/болт на втором диске.

Известны средства забора воздуха с центробежным течением, которыми оборудованы роторы, для его подачи в вентиляционные системы и/или в системы охлаждения выходной ступени компрессора и обода турбины газотурбинного двигателя, а также для обеспечения прочистки турбины. В современной технике эти средства забора содержат пересекающие проходы, образованные в соединительных стенках дисков компрессора и открывающиеся в кольцевую камеру, образованную внутри стенок между двумя дисками ротора (см. FR-A1-2 672 943).

Часть воздуха, циркулирующего в тракте компрессора, отбирается в проходы, пересекающие соединительную стенку, и проходит в кольцевую камеру, где эта часть циркулирует центробежно вдоль дисков ротора, а затем перетекает в направлении с входа на выход газотурбинного двигателя внутри осевой цилиндрической втулки для поступления в турбину. Однако турбулентность и потеря напора в центре кольцевой камеры между дисками ротора являются значительными, что приводит к забору воздуха на выходной ступени компрессора и выражается в повышении потребления газотурбинного двигателя.

Кроме этого, отобранный воздух нагревается из-за повышенной скорости вращения относительно скорости вращения дисков. Когда коэффициент Ке зацепления воздуха (который равен соотношению тангенциальной скорости забранного воздуха и циркулирующего в компрессоре при скорости вращения ротора компрессора газотурбинного двигателя) превышает 1, необходимо увеличить расход забираемого воздуха для обеспечения надлежащего охлаждения составляющих турбины. Тем не менее, в современной технике в некоторых зонах, в частности в междисковой камере и вблизи от цилиндрической втулки, значение коэффициента Ке может достигать 2, 5.

Чтобы устранить этот недостаток, уже было предложено уменьшить скорость воздуха в междисковой камере посредством, по существу, радиальных ребер, выполненных на поверхностях, расположенных напротив дисков, образующих камеру. Тем не менее, эти ребра не позволяют сократить потери напора в центральной зоне камеры.

Задачей изобретения является более простое, эффективное и экономичное решение проблем современной техники.

Для решения этой задачи, предлагается ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, два коаксиальных диска, на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения, и средства центробежного забора воздуха, содержащие воздушные проходы, пересекающие стенку и открывающиеся в кольцевую камеру, образованную внутри стенки между дисками, и, по существу, радиальные ребра, расположенные на одном из этих дисков, отличающийся тем, что ребра разнесены в осевом направлении от диска и выровнены в радиальном направлении с проходами стенки, при этом эти ребра соединены только одним из своих осевых концов с указанным диском.

Согласно настоящему изобретению ребра спрямляют поток забранного воздуха, как только он выходит из проходов соединительной стенки дисков. Они проходят в центральной зоне камеры, что позволяет ограничить повторную циркуляцию и турбулентное движение в этой зоне, заставляя воздух протекать центробежным образом. Изобретение позволяет, таким образом, избежать разрыва струи воздуха на выходе из пересекающих проходов и образования турбулентного движения, вызывающего потерю напора. В результате уменьшения потерь напора, забор воздуха происходит больше на входе ряда компрессора, что позволяет уменьшить потребление газотурбинного двигателя, а также температуру забираемого воздуха. Ребра, которые вращаются с такой же скоростью, что и ротор компрессора, ограничивают также увеличение скорости забираемого воздуха относительно скорости ротора (коэффициент Ке=1). Воздух, который поступает на радиальные поверхности диска, циркулирует естественным образом вдоль дисков в направлении оси вращения, образуя на этих дисках слои, которые приближены к атмосферным или океаническим явлениям и которые называются слоями Экмана.

Согласно одному из признаков изобретения ребра соединены одним из своих осевых концов с опорными средствами, прикрепленными к одному из дисков, при этом один из концов ребра является свободным.

Воздушные проходы могут быть образованы в стенке вращения, на выходе из лабиринтного уплотнения, предназначенного для взаимодействия со спрямляющим аппаратом, установленным на одном из дисков ротора. Ребра могут быть расположены на выходном диске, ограничивающем камеру.

Предпочтительно, спрямляющие ребра равномерно распределены вокруг оси ротора и наклонены относительно оси ротора.

Эти ребра могут быть в виде уплощенных пластин. Как вариант, они представляют собой лопатки, каждая из которых содержит радиально наружную переднюю кромку и радиально внутреннюю кромку.

Ребра могут быть соединены независимо друг от друга с указанным диском. Каждое ребро может быть образовано как одна деталь с опорным элементом с, по существу, радиальной ориентацией, который фиксируется на диске. Как вариант, ребра связаны и закреплены на, по существу, радиальном кольцевом элементе, который прикреплен, например, при помощи средства типа гайка/болт, на кольцевом фланце диска, что позволяет осуществлять демонтаж этих ребер.

Ребра, таким образом, удерживаются самим кольцевым элементом и не расположены более между двумя кольцевыми элементами. Это позволяет «не удерживать» воздух», циркулирующий между ребрами, что оказывает влияние на течение воздуха вблизи ребер. В действительности, факт фиксации ребер на единственном кольцевом элементе позволяет потенциально увеличить активную часть (по ширине) ребер, при этом часть расхода воздуха, не проходящая по ребрам, захватывается, благодаря вязкому трению, другой частью расхода воздуха, которая проходит между ребер.

Радиально наружные концы ребер предпочтительно отделены на заданное радиальное расстояние от стенки, содержащей воздушные проходы. Ребра могут проходить только по части радиального размера дисков в направлении оси вращения.

Ребра имеют ширину или осевой размер, который может быть близок к диаметру воздушных проходов в стенке вращения. Этот размер предпочтительно меньше половины осевого расстояния, разделяющего диски, и например, может быть меньше на 30% от этого расстояния.

Таким образом, ребра имеют сокращенную ширину, что позволяет уменьшить время сборки деталей, а также стоимость и массу ребер.

Несмотря на относительно небольшую ширину ребер согласно настоящему изобретению, большая часть забираемого воздуха естественным образом направляется в направлении ребер, что является предпочтительным путем. И в действительности, при движении по этому пути потери напора уменьшаются, и такой путь является наиболее легким для течения воздуха.

На входном диске, который находится на расстоянии от ребер, эффект от ребер меньше и можно было бы ожидать небольших центробежных скоростей воздуха, даже при турбулентных движениях, но динамический эффект, создаваемый при вращении ротора, образует упомянутые слои Экмана, что благоприятствует течению воздуха центробежным образом. Таким образом, в этих слоях радиальные скорости вновь будут высокими и будут способствовать центробежному движению.

Настоящее изобретение относится также к газотурбинному двигателю, такому как турбореактор или турбовинтовой самолетный двигатель.

Другие признаки и преимущества изобретения будут понятны из нижеследующего описания, приведенного только в рамках иллюстративного, не ограничительного примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 показывает схематичный вид части в осевом разрезе газотурбинного двигателя, содержащего в частности компрессор, камеру сгорания и турбину;

Фиг.2 показывает схематичный вид части в осевом разрезе ротора компрессора, снабженного средствами центробежного забора воздуха согласно настоящему изобретению, в большем масштабе по сравнению с Фиг.1;

Фиг.3 показывает вид в разрезе по линии А-А на Фиг.2;

Фиг.4 показывает схематический общий вид согласно одному из вариантов осуществления средств забора воздуха согласно настоящему изобретению;

Фиг.5 представляет собой график развития радиальной скорости воздуха в междисковой камере ротора компрессора с заданным радиусом в зависимости от ширины или осевого размера этой камеры.

Вначале обратимся к Фиг.1, на которой показана часть газотурбинного двигателя 10, снабженная выполненными в виде радиальных проходов средствами 44, 48 центробежного забора воздуха, согласно предшествующему уровню техники.

Газотурбинный двигатель содержит, в частности, компрессор, камеру сгорания и турбину. Компрессор, представленный частично, содержит входной модуль, содержащий несколько осевых ступеней 14 сжатия и выходной модуль, содержащий центробежную ступень сжатия. Каждая осевая ступень 14 компрессора содержит колесо ротора, образованное диском 18, 20, по наружной периферии которого расположены лопатки 22 и спрямляющий аппарат 24, расположенный на выходе колеса и образованный кольцевым рядом неподвижных спрямляющих лопаток.

Диски роторов 18, 20 коаксиально соединены друг с другом и с колесом 26 центробежной ступени 16, которая сама закреплена посредством внутреннего цилиндрического картера 28 камеры сгорания с колесом ротора турбины. Это колесо турбины образовано ободом 30, по наружной периферии которого расположены лопатки 32.

Диски 18, 20 ротора компрессора соединены между собой и с колесом 26 стенкой 36, 38 вращения, по существу, цилиндрической или в виде усеченного конуса, проходящей вокруг оси вращения ротора.

На Фиг.1 показаны только два диска 18, 20 ротора компрессора. Выходной диск 20 образован как одна деталь с входной, по существу, цилиндрической стенкой 36 крепления на входном диске 18, и с выходной стенкой 38 крепления в виде, по существу, усеченного конуса на колесе 26. На входном конце стенки 36 расположен кольцевой фланец 40, который устанавливается на радиальной выходной стороне диска 18 и крепится на этом диске при помощи средств типа гайка/болт, а на выходном конце стенки 38 установлен кольцевой фланец 42, закрепленным при помощи средства гайка/болт на колесе 26.

Известным образом стенки 36 и 38 ротора компрессора содержат наружные кольцевые выступы, которые взаимодействуют трением с элементами из истирающегося материала, расположенными на спрямляющем аппарате 24 для образования герметичного соединения лабиринтного типа.

Средства центробежного забора воздуха установлены между дисками ротора двух последовательных ступеней компрессора газотурбинного двигателя. В представленном примере эти средства предусмотрены между дисками 18 и 20, содержат радиальные проходы 48, образованные в стенке 36 диска 20, и открываются в кольцевую камеру 50, образованную дисками 18, 20 и соединительной стенкой 36 этих дисков. Средства забора содержат также два кольцевых ряда ребер 44, которые проходят по существу радиально в камере 50 и которые образованы как одна деталь с дисками 18 и 20. Ребра 44 образованы на боковых поверхностях напротив дисков и проходят по большей части их радиального размера.

Часть воздуха, циркулирующего по тракту компрессора, проходит радиально в направлении снаружи внутрь через проходы 48 стенки 36 и проникает в кольцевую камеру 50. Часть этого воздуха поступает на уровне поверхностей напротив дисков 18, 20 и течет естественным образом вдоль дисков в направлении оси вращения (пунктирная линия 54). Другая часть воздуха поступает на уровне центра камеры в зону, где особенно велики повторная циркуляция и турбулентное движение (пунктирная линия 56). Воздух, который выходит из камеры 50, затем направляется в осевом направлении с входа на выход вокруг цилиндрической втулки 52, которая проходит коаксиально внутри дисков 18, 20 и колеса 26 компрессора и обода 30 турбины. Воздух течет в осевом направлении вплоть до турбины и может питать системы охлаждения и/или системы вентиляции составляющих этой турбины (пунктирная линия 58).

Воздух, который течет естественным образом центростремительно вдоль дисков 18, 20, под действием ребер вынужден вращаться, по существу, с такой же скоростью, что и ротор компрессора (Ке=1). Тем не менее, эти ребра не позволяют спрямляющему аппарату замедлять воздух в центральной зоне камеры 50, где потеря напора является значительной.

Настоящее изобретение позволяет устранить, по меньшей мере, часть этих проблем благодаря спрямляющим ребрам, которые отдалены в осевом направлении от дисков 18, 20 ротора и которые находятся на одной линии с воздушными проходами соединительной стенки этих дисков.

Изобретение позволяет значительно сократить потери напора забранного воздушного потока и предусмотреть забор воздуха больше на входе в компрессор для ограничения удельного потребления газотурбинного двигателя.

В примере, представленном на Фиг.2 и 3, уже описанные элементы со ссылкой на фиг.1 имеют те же ссылочные номера, увеличенные на сто.

Спрямляющие ребра 160 здесь образованы уплощенными пластинами, которые расположены на кольцевом элементе 162, который сам удерживается средствами типа гайка/болт или аналогичным образом на кольцевом фланце 164 выходного диска 120. В представленном примере кольцевой элемент 162 образован по существу радиальной стенкой.

Ребра 160 равномерно распределены вокруг оси ротора, при этом каждое ребро наклонено относительно радиуса, проходящего от этой оси (Фиг.3) таким образом, что при функционировании возникает эффект всасывания потока воздуха в направлении внутрь. Эти ребра 160 соединены и закреплены, например, сваркой или пайкой, на поверхности кольцевого элемента 162, в представленном примере на входной поверхности.

Ребра 160 проходят только по участку радиального размера стенки диска 120, на котором расположены эти ребра. Радиально внутренние и наружные концы ребер 160 находятся на радиальном расстоянии от наружной и внутренней периферийных кромок кольцевой стенки 162. Ребра 160 также разнесены в пространстве на заданное расстояние от соединительной стенки 136 дисков.

Кольцевой элемент 162 может быть разбит на сектора или быть непрерывным на 360°. Этот элемент образует дополнительные направляющие средства для потока воздуха, выходящего из проходов 148 стенки 36.

Элемент 162 содержит кольцевой ряд отверстий 166 вблизи своей внутренней периферийной кромки для прохода указанных средств типа гайка/болт.

Внутренняя периферия элемента 162 накладывается на кольцевой фланец 164 диска 120, который установлен на его входе. Этот фланец 164 соединен с диском посредством осевых лапок, которые находятся на расстоянии друг от друга таким образом, чтобы стало возможным центростремительное течение воздуха между этими лапками вдоль диска 120, между этим диском и элементом 162.

Осевое расстояние 168 между элементом 162 и диском 120 определяется так, чтобы ребра 160 были по существу выровнены в радиальном направлении с проходами 148 выхода воздуха, как это показано на Фиг.2.

При функционировании, одна часть воздуха, выходящая из проходов, всасывается этими ребрами 16, которые вращаются с той же скоростью, что и ротор компрессора, и которые позволяют таким образом спрямить поток забранного воздуха с момента его выхода и уменьшить скорость этого воздуха для того, чтобы она не превышала скорость ротора (Ке=1). Настоящее изобретение позволяет, таким образом, избежать образования турбулентного движения в центре камеры 150, и таким образом, снизить потери напора потока забранного воздуха. Другая часть забранного воздуха течет естественным образом вдоль дисков 118, 120 в направлении оси ротора, образуя слои Экмана.

В варианте, представленном на Фиг.4, ребра 260 образованы лопатками, каждая из которых содержит переднюю и заднюю кромки относительно забранного воздуха, при этом передняя кромка расположена радиально снаружи, а задняя кромка находится радиально внутри.

Ребра 260 равномерно распределены вокруг оси ротора и могут быть немного наклонены относительно этой оси для обеспечения указанного эффекта всасывания воздуха.

Ребра 260 независимо друг от друга соединены с диском 220 посредством опорных органов 262. В представленном примере эти органы 262 образованы малыми, по существу прямоугольными пластинами, проходящими радиально вокруг оси ротора и расположенными между ребрами 260 и диском 220. Каждый орган 262 проходит приблизительно по половине участка радиального размера одного ребра 260. Эти органы 262 позволяют центробежное течение воздуха между собой вдоль диска 220. Ребра 260 находятся на осевом расстоянии от диска 220 и на радиальном расстоянии от стенки 236 так, чтобы находиться по существу в центре камеры 250 и быть выровненными по существу радиально с воздушными проходами 248 стенки 236.

Согласно другому варианту, не представленному здесь, проходы 148, 248 забора воздуха образованы на входной концевой части стенки 136, 236, например, на входе выступов этой стенки. Согласно еще одному варианту спрямляющие ребра 160, 260 расположены на входном диске 118, 218.

Температура забранного воздуха является порядка 500°К, а расход забранного воздуха равен порядка 100 гр/с.

На Фиг.5 показано положение радиальной скорости воздуха по ширине междисковой камеры 150, 250 с заданным радиусом. В направлении слева направо на этой фигуре можно увидеть влияние слоев Экмана на скорость воздуха, протекающего на входном диске 118, 218 (зона 1), затем одну часть с меньшей радиальной скоростью (зона 2), затем возрастающий центробежный захват воздуха, провоцируемый вязким трением с протекающим воздухом между ребрами 160, 260 (зона 3), и наконец, наибольшая радиальная скорость воздуха, проходящего между этими ребрами (зона 4).

Ротор компрессора газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, два коаксиальных диска, средства центробежного забора воздуха и радиальные ребра. На дисках расположены лопатки. Диски соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения. Средства центробежного забора воздуха содержат воздушные проходы, пересекающие стенку и открывающиеся в кольцевую камеру. Камера образована внутри стенки между дисками. Радиальные ребра расположены на одном из дисков. Ребра разнесены в осевом направлении от диска и, по существу, выровнены с проходами стенки в радиальном направлении. Ребра соединены только одним из своих осевых концов с опорными средствами, закрепленными на этом диске. Также объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий описанный выше ротор компрессора. Изобретение позволяет избежать потери напора и уменьшить потребление газотурбинного двигателя, а также температуру забираемого воздуха. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, два коаксиальных диска (118, 120), на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения (134), и средства центробежного забора воздуха, содержащие воздушные проходы (148), пересекающие стенку и открывающиеся в кольцевую камеру (150), образованную внутри стенки между дисками, и, по существу, радиальные ребра (160), расположенные на одном из дисков, отличающийся тем, что ребра разнесены в осевом направлении от диска и, по существу, выровнены с проходами стенки в радиальном направлении, при этом эти ребра соединены только одним из своих осевых концов с опорными средствами, закрепленными на этом диске.

2. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (160) равномерно распределены вокруг оси ротора.

3. Ротор по п.1, отличающийся тем, что каждое ребро (160) наклонено относительно радиуса, проходящего от оси ротора.

4. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (160) выполнены в виде плоских пластин.

5. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (260) представляют собой лопатки, каждая из которых содержит радиально наружную переднюю кромку и радиально внутреннюю выпускную кромку.

6. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (260) соединены независимо друг от друга с диском (220).

7. Ротор по п.6, отличающийся тем, что каждое ребро (260) закреплено при помощи элемента (262), имеющего, по существу, радиальную ориентацию, на диске (220).

8. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (160) соединены и закреплены, по существу, на радиальном кольцевом элементе (162), который закреплен, например, при помощи средства типа гайка/болт, на кольцевом фланце (164) диска (120).

9. Ротор по п.1, отличающийся тем, что радиально наружные концы ребер (160) радиально отделены на заданное расстояние от стенки (136), содержащей воздушные проходы (148).

10. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (160) проходят по части радиального размера опорного диска (120) этих ребер.

11. Ротор по п.1, отличающийся тем, что воздушные проходы (148) образованы в стенке (136), на выходе лабиринтного уплотнения (146), предназначенного для взаимодействия со спрямляющим аппаратом, установленным между двумя дисками (118, 120) ротора, при этом ребра расположены на выходном диске (120), ограничивающем камеру.

12. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (160) имеют осевой размер, меньший половины осевого расстояния между дисками (118, 120).

13. Газотурбинный двигатель, такой как турбореактор или турбовинтовой самолетный двигатель, отличающийся тем, что он содержит ротор по п.1.