Статор компрессора газотурбинного двигателя. Компрессор газотурбинного двигателя


Компрессоры газотурбинных установок (ГТУ)

Компрессоры ГТУ предназначены для сжатия и подачи воз­духа в камеры сгорания. Сжатый воздух компрессора использу­ется также для охлаждения отдельных деталей газовой турбины.

 

К компрессорам судовых ГТУ предъявляют следующие основ­ные требования: 1) повышение давления воздуха при возможно большем коэффициенте полезного действия; 2) непрерывная по­дача воздуха в камеру сгорания; 3) малая чувствительность к из­менениям режима работы; 4) минимальный вес и габарит; 5) про­стота и надежность в работе.

Компрессоры бывают осевые, центробежные и винтовые. Наи­более распространенными являются осевые многоступенчатые компрессоры, обладающие большой производительностью, высо­ким к. п. д. и большой степенью сжатия (6—7).

Осевой многоступенчатый компрессор (рис. 109) состоит из ряда последовательно расположенных направляющих лопаток 6, закрепленных в корпусе 7, и рабочих лопаток 5, расположенных на барабанном роторе 11. По мере сжатия объем воздуха уменьша­ется и, следовательно, уменьшаются высоты лопаток.

Вращаясь, рабочие лопатки ротора сообщают газу кинетиче­скую энергию. При движении по расширяющимся каналам рабо­чих лопаток относительная скорость воздуха падает, происходит уменьшение кинетическои энергии потока с соответствующим по­вышением давления в нем. Изменение относительной скорости потока в канале рабочих лопаток связано с расходом энергии, подводимой к компрессору. В расширяющихся каналах направляю­щих лопаток наблюдается дальнейшее повышение давления воз­духа и уменьшение скорости его движения. В проточную часть компрессора воздух поступает через вход­ной патрубок 1 и направляющий аппарат 4, откуда, пройдя каналы рабочих лопаток 5 и направляющих лопаток 6, попадает в спрямляющий аппарат 8. Направляющий аппарат обеспечивает необходимое направ­ление воздушному потоку перед входом в первую ступень, а спрямляющий аппарат обеспечивает осевой выход в диффузор 9 и далее в выходной патрубок 10. В диффузоре происходит дальнейшее сжатие воз­духа за счет уменьшения скорости его дви­жения.

Ротор компрессора установлен на под­шипниках 3. В местах выхода вала через корпус расположены концевые уплотнения 2. Роторы осевых компрессоров выполня­ются барабанного, дискового и смешан­ного типов.

Лопаточный аппарат осевых компрессоров изготовляют с вы­сокой точностью и высокой степенью чистоты обработки, что спо­собствует получению высокого к. п. д. компрессора. В рабочих

Лопатках осевых компрессоров бандаж отсутствует, лопатки кре­пят хвостовиками различной формы.

Центробежные компрессоры. На рис. 110 показана принципи­альная схема одноступенчатого центробежного компрессора. На валу 6 насажено рабочее колесо, состоящее из диска 5 и рабочих лопаток 3. Рабочее колесо помещено в неподвижный корпус 7. Атмосферный воздух через входной патрубок 2 поступает в ка­налы а рабочего колеса. При вращении рабочего колеса воздух, находящийся в каналах а, под действием центробежной силы движется к диффузору 4. Так как площадь проходного сечения диффузора увеличивается в направлении выхода, то значительная часть кинетической энергии, приобретенной воздухом в каналах рабочего колеса, преобразуется в потенциальную энергию в диф­фузоре. В диффузоре давление воздуха продолжает увеличи­ваться, а скорость падает. Из диффузора сжатый воздух попадает в выходные патрубки 1, в которых скорость воздушного потока не­сколько падает, а давление повышается.

Судовые газотурбинные центробежные компрессоры бывают одноступенчатые и двухступенчатые.

Степень сжатия в одноступенчатом центробежном компрессоре невелика и составляет 1,2—1,8. Степенью сжатия называется от­ношение конечного давления воздуха в одной ступени к его на­чальному давлению.

Благодаря малым размерам центробежные компрессоры при­меняют во вспомогательных газотурбинных установках. Цен­тробежные компрессоры просты по устройству, но имеют меньшую экономичность и призводительность, чем осевые компрессоры.

vdvizhke.ru

Компрессор газотурбинного двигателя

Компрессор газотурбинного двигателя содержит лопатки с изменяемым углом установки, содержащие лопасть, связанную посредством пластины (17) кольцевого контура с опорой, удерживаемую при повороте в отверстии кожуха (14). Пластина лопатки содержит, по меньшей мере, один вырез (60) для отбора воздуха в поток компрессора, предназначенный для сообщения с отверстием (62) кожуха для удаления отобранного воздуха, когда лопатки находятся в первом положении, и перекрываемый этим кожухом, когда лопатки находятся во втором положении. Расход отбираемого воздуха зависит от угла установки лопаток. Газотурбинный двигатель может быть выполнен как турбореактивный, турбовинтовой авиационный двигатель, турбодвигатель вертолета или промышленной машины. Обеспечивается необходимый запас устойчивости по помпажу компрессора без ухудшения характеристик двигателя на других режимах работы. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю, такому как турбореактивный или турбовинтовой авиационный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одну выходную направляющую ступень с изменяемым углом установки лопаток.

Выходная направляющая ступень компрессора такого типа содержит кольцевой ряд статорных лопаток с изменяемым углом установки, которые размещены во внешнем кожухе компрессора. Каждая лопатка содержит лопасть, которая связана своим радиально внешним концом посредством пластины, имеющей, по существу, кольцевой контур, с радиальной цилиндрической опорой, которая определяет ось поворота лопатки, и поворот которой управляется через соответствующее отверстие внешнего кожуха. Радиально внутренний конец лопасти каждой лопатки обычно содержит вторую цилиндрическую опору, расположенную вдоль оси поворота лопатки, который управляется через отверстие во внутреннем кожухе компрессора. Известным образом радиально внешний конец внешней опоры каждой лопатки связан посредством тяги с управляющим кольцом, поворачивающимся вокруг внешнего кожуха силовым цилиндром или подобным средством. Поворот управляющего кольца передается через тяги на внешние опоры и заставляет их поворачиваться вокруг их осей.

Угол установки лопаток статора в турбореактивном двигателе предназначен для адаптации геометрии компрессора к его рабочей точке и, в частности, оптимизации кпд и запаса по помпажу, и для уменьшения потребления топлива в различных фазах полета. Каждая из этих лопаток выполнена поворотной вокруг своей оси между первым положением «открывания» или «полного пропускания», в котором каждая лопатка располагается, по существу, параллельно продольной оси газотурбинного двигателя, и вторым положением «закрывания» или «квазизакрывания», в котором лопатки наклонены относительно оси двигателя и уменьшают, таким образом, проходное сечение для воздуха через лопаточную ступень. Когда лопатки находятся в открытом положении, расход воздуха, поступающего в компрессор, имеет максимальную величину, а когда лопатки находятся в закрытом положении, расход воздуха, поступающего в компрессор, имеет минимальную величину (для заданного режима работы). Лопатки могут принимать промежуточные положения между этими двумя крайними положениями для того, чтобы таким образом адаптироваться к изменениям расхода воздуха, поступающего в компрессор.

Когда газотурбинный двигатель работает на малой мощности или режиме замедления, лопатки с изменяемым углом установки устанавливаются в положение закрывания, а когда двигатель находится в режиме полного газа (например, при взлете), лопатки устанавливаются в открытое положение.

На малой мощности, несмотря на закрытое положение лопаток статора, угол падения между направлением потока воздуха в струе компрессора и профилем может достигать больших величин, которые порождают отрыв воздуха, также уменьшающий проходное сечение для воздуха через лопаточную ступень. Эти зоны отрыва, в основном, локализованы на уровне радиально внутренних и внешних концов и исчезают, когда угол падения среды на лопатки достигает меньших значений.

Известно уменьшение таких отрывов в лопаточных решетках статора путем отборов воздуха в соответствующих зонах благодаря отверстиям, выполненным на уровне внутреннего или внешнего кожуха вблизи лопаток. Геометрия этих отборов является обычно неподвижной и, если отбор благоприятствует заданному режиму работы компрессора, его постоянное наличие, включая режимы, когда он не является необходимым, может влиять на рабочие характеристики двигателя (ухудшая кпд компрессора и, таким образом, удельный расход). Кроме того, неподвижная геометрия отбора ограничивает возможности оптимизации запаса по помпажу компрессора.

Задачей изобретения является простое, эффективное и экономичное устранение этих недостатков.

Для решения задачи предлагается компрессор газотурбинного двигателя, содержащий кольцевой кожух и, по меньшей мере, одну выходную направляющую ступень, образованную кольцевым рядом лопаток с изменяемым углом установки, каждая из которых содержит лопасть, связанную, по меньшей мере, с одним концом контурной, по существу, кольцевой пластины с радиальной цилиндрической опорой, управляемой поворотно в соответствующем отверстии кожуха, при этом каждая лопатка установлена с возможностью поворота вокруг оси, определяемой опорой лопатки между первым положением и вторым положением, отличающийся тем, что в каждой пластине, по меньшей мере, некоторых лопаток предусмотрено отверстие отбора воздуха в поток компрессора, причем эти отверстия предназначены для сообщения с отверстиями для прохода воздуха, образованными в кожухе, когда лопатки находятся в первом положении, и перекрываются кожухом, когда лопатки находятся во втором положении так, что расход отбора воздуха зависит от угла установки лопаток.

Предпочтительно, чтобы лопатки перемещались между положением открывания и положением закрывания, а отверстия пластин лопаток сообщались с отверстиями кожуха, когда лопатки находятся в положении закрывания или в промежуточном положении, и перекрывались кожухом, когда лопатки находятся в положении открывания.

В последнем случае лопатки находятся в положении открывания, а отверстия пластин лопаток перекрыты кожухом, при этом отбор воздуха отсутствует. На кпд турбомашины не влияет отбор воздуха при повышенных режимах, когда лопатки находятся в положении открывания. Когда лопатки находятся в положении закрывания или в промежуточном положении, отверстия пластин лопаток сообщаются с отверстиями в кожухе, обеспечивая, таким образом, сечение, свободное для отбора среды, которое изменяется с углом установки, позволяя малой части расхода воздуха, перетекающей в поток компрессора, быть отобранной для уменьшения упомянутых отрывов воздуха, что улучшает рабочие характеристики газотурбинного двигателя при малой тяге или в промежуточном режиме.

Другими словами, угол установки лопаток статора позволяет изменять расход воздуха, отобранного в поток компрессора, этот расход является нулевым при полной тяге для того, чтобы не снижать и искажать удельный расход двигателя и имеет заданную величину при малой тяге для уменьшения отрыва воздуха на лопатках. Максимальный расход отобранного воздуха составляет, например, менее 5% расхода воздуха потока компрессора. Этот расход изменяется в зависимости от угла установки лопаток и может достигать средних значений, когда лопатки находятся в промежуточных положениях.

Отбор воздуха может иметь место на уровне внешней пластины или на уровне внутренней пластины каждой лопатки, и даже двух. Отбор воздуха только на одной из пластин каждой лопатки позволяет избежать отрыва воздуха на лопасти этой лопатки, по существу, по всему ее радиальному размеру.

Каждое из отверстий пластин лопаток может, по существу, иметь кольцевую, треугольную, вытянутую, прямоугольную или трапециидальную форму. Отверстия пластин могут быть выполнены в виде вырезов по периферии пластин. Отверстия в кожухе могут также иметь кольцевую, треугольную, вытянутую, прямоугольную или трапециидальную форму.

Предпочтительно, чтобы отверстия пластин лопаток открывались в поток компрессора со стороны спинок лопастей этих лопаток. Действительно, именно на уровне спинок лопастей лопаток поток воздуха, поступающий в струю подвергается разрежению, способствующему образованию зон отрыва.

Каждое из отверстий пластин может иметь диаметр или поперечный размер, превышающий диаметр или поперечный размер отверстий в кожухе так, чтобы расходы отбираемого воздуха, являлись, в частности, функцией диаметров или поперечных размеров отверстий кожуха. В качестве варианта, каждое отверстие пластин имеет диаметр или поперечный размер, меньший диаметра или поперечного размера отверстий кожуха. В отверстиях кожуха или в отверстиях пластин, предпочтительно, установлены калибровочные втулки отбираемого расхода воздуха.

Изобретение касается также газотурбинного двигателя такого, как турбореактивный или турбовинтовой авиационный двигатель, турбодвигатель вертолета, промышленная машина или любая другая машина, использующая компрессор с лопатками с изменяемым углом установки (включая центробежный компрессор), отличающегося тем, что он содержит компрессор упомянутого типа.

Изобретение касается также лопатки с изменяемым углом установки для компрессора упомянутого типа, отличающейся тем, что она содержит лопасть, связанную через пластину, по существу, выполненную с кольцевым контуром, с цилиндрической опорой, определяющей ось вращения лопатки, при этом пластина содержит, по меньшей мере, одно отверстие, выполненное, по существу, параллельно оси вращения лопатки и открывающееся со стороны лопасти вблизи спинки этой лопасти.

Настоящее изобретение и его преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания варианта выполнения, представленного в качестве неограничивающего примера. Описание представлено со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 схематично изображает половину частичного вида в аксиальном разрезе ступени лопаток с изменяемым углом установки компрессора газотурбинного двигателя по известному уровню техники.

Фиг.2 схематично изображает частичный вид лопаточной ступени на фиг.1 на виде сверху и показывает лопатки в положении закрывания или квазизакрывания.

Фиг.3 является видом, соответствующим фиг.2, и изображает лопатки в положении открывания или полного открывания.

Фиг.4 и 5 схематично изображает частичные виды ступени лопаток с изменяемым углом установки компрессора газотурбинного двигателя по изобретению на виде сверху и иллюстрирует соответственно лопатки этой ступени в положении закрывания и открывания.

Фиг.6-8 изображают схематичные частичные виды варианта осуществления ступени лопаток с изменяемым углом установки по изобретению, вид сверху, и иллюстрирует три частных положения лопаток этой ступени.

Фиг.9 и 10 являются схематичными видам других вариантов осуществления лопаток с изменяемым углом установки, вид сверху.

Обратимся вначале к фиг.1, которая изображает выходную направляющую ступень лопаток 10 с изменяемым углом установки компрессора высокого давления газотурбинного двигателя, причем эти лопатки 10 равномерно распределены вокруг продольной оси двигателя и размещены, по существу, радиально между внутренним кожухом 12 и внешним кожухом 14 компрессора.

Каждая лопатка 10 содержит лопасть 16, связанную на своем радиально внешнем конце первой пластиной 17 с цилиндрической радиальной опорой 18 и на своем радиально внутреннем конце второй пластиной 19 с радиальной цилиндрической опорой 20, при этом внутренняя 20 и внешняя 18 опоры определяют ось 22 поворота лопатки.

Внешняя цилиндрическая опора 18 вставлена в отверстие 24 внешнего кожуха 14 и удерживается при повороте в этом отверстии с помощью цилиндрических втулок 26. Внутренняя цилиндрическая опора 20 вставлена в цилиндрическое посадочное место внутреннего кожуха 12 и удерживается при повороте в этом посадочном месте цилиндрической втулкой 28.

Лопасть 16 каждой лопатки 10 содержит внутреннюю поверхность 30 и спинку 32, связанные между собой на входе ребром атаки 34, а на выходе - ребром 36 обтекания газами 38, проходящими в потоке компрессора (фиг.1-3). Внутренняя 19 и внешняя 17 пластины имеют каждая, по существу, кольцевой контур и размещены в выемках дополняющей формы внутреннего кожуха 12 и внешнего кожуха 14 соответственно.

Лопатки 10 установлены с возможностью поворота на их осях 22 между положением закрывания или квазизакрывания, изображенным на фиг.2, и положением открывания или полного пропускания этого потока, изображенным на фиг.3.

В положении закрывания по фиг.2 лопасти 16 лопаток наклонены относительно продольной оси А газотурбинного двигателя и определяют между собой минимальное проходное сечение воздуха в потоке (стрелка 50). Лопатки 10 приводятся в это положение, когда газотурбинный двигатель находится в режиме малой тяги или замедления, при этом расход воздуха, поступающего в компрессор, имеет, таким образом, минимальную величину.

В положении открывания по фиг.3 лопасти 16 лопаток располагаются, по существу, параллельно оси А газотурбинного двигателя, таким образом, что проходное сечение воздуха между лопастями является максимальным (стрелка 52). Лопатки 10 приводятся в это положение, когда двигатель находится в режиме полного газа, при этом расход воздуха, поступающего в компрессор, имеет, таким образом, максимальную величину.

В положении закрывания всегда констатируют отрыв воздуха на лопастях 16 между пластинами 17 и 19 вследствие большого угла падения потока на лопасти, эти отрывы исчезают, когда лопатки 10 близки к условиям нормальной работы.

Изобретение позволяет устранить эту проблему благодаря отбору воздуха на уровне радиально внутренних и внешних концов лопастей лопаток, при этом отбор является максимальным, когда лопатки находятся в положении закрывания, и нулевым, когда эти лопатки находятся в положении полного пропускания, которое не влияет негативно на рабочие характеристики газотурбинного двигателя в повышенных режимах. Для этого отбор воздуха зависит от угла установки лопаток.

В соответствии с настоящим изобретением этот отбор воздуха осуществляется через отверстие внутренней пластины и/или внешней пластины, по меньшей мере, некоторых лопаток ступени компрессора, причем эти отверстия сообщаются с отверстиями или сверлениями соответствующего кожуха компрессора для обеспечения удаления отобранного воздуха.

Когда внутренняя пластина 19 содержит такие отверстия для отбора воздуха, отверстия или сверления для прохода отобранного воздуха образованы во внутреннем кожухе 12, а когда внешняя пластина 17 содержит такие отверстия, то отверстия или сверления для удаления отобранного воздуха образованы во внешнем кожухе 14.

Для большей ясности примеры осуществления изобретения, описанные ниже, касаются только отверстий для отбора воздуха, образованных во внешней пластине 17 лопаток и предназначенных для сообщения с отверстиями или соответствующими сверлениями внешнего кожуха 14. Эти примеры осуществления, во всяком случае, применимы к внутренним пластинам 19 лопаток и к внутреннему кожуху 12.

В варианте осуществления по фиг.4 и 5 лопатки 10 отличаются от лопаток по фиг.1-3 тем, что каждая их внешняя пластина 17 содержит сквозной вырез 60. Этот вырез 60 простирается от кольцевого края пластины к оси вращения 22 лопатки. Он имеет, по существу, форму треугольника, основание которого является, по существу, касательным к кольцевому краю пластины 17, и противолежащая вершина которого искривлена и расположена вблизи внешней опоры 18 лопатки. Два боковых края каждого выреза 60 связаны по кольцевой периферии пластины углами скругленной выпуклой формы.

Вырез 60 образует угол примерно от 50 до 80° вокруг оси 22. Он пересекает, по существу, радиально пластину и открывается на внутренней поверхности пластины 17 со стороны спинки 32 лопасти 16 лопатки, где воздух слегка разрежен.

Отверстия 62, по существу кольцевые, образованы во внешнем кожухе 14 компрессора вблизи направляющих втулок 24 посадочных мест для внешних опор 18 лопаток. Число отверстий 62 кожуха может быть равно числу лопаток 10 либо быть целым кратным числом числа лопаток.

В примере осуществления по фиг.4 и 5 отверстие 62 кожуха образовано вблизи каждой втулки 24. Когда лопатки находятся в положении закрывания (фиг.4), отверстия 62 кожуха размещены в направлении вырезов 60 и сообщаются с последними так, что часть расхода воздуха, поступающая в компрессор отбирается и выпускается наружу внешнего кожуха (этот расход воздуха имеет максимальную величину, схематично изображенную полным зачернением кругов 62, изображающих отверстие в кожухе). Этот воздух может возвращаться в кольцевой коллектор (не изображенный на чертеже), размещенный вокруг внешнего кожуха и в который открываются отверстия 62 этого кожуха.

Когда лопатки 10 находятся в положении открывания (фиг.5) радиально внешние края вырезов 60 пластин не сообщаются больше с отверстиями 62 кожуха и, таким образом, благодаря этому приему, отобранный воздух отсутствует в потоке компрессора. В этом положении вырезы 60 пластин закрыты кожухом 14 и отверстия 62 кожуха закрыты пластинами 17.

Чем больше проходное сечение между вырезом 60 и соответствующим отверстием кожуха 62, тем более значителен расход отобранного воздуха. Когда вырез 60 совмещается радиально с отверстием 62 кожуха (фиг.4), расход отобранного воздуха является максимальным и зависит от поперечного сечения отверстия кожуха, которое, в данном случае, меньше, чем сечение выреза 60. Точная калибровка расхода воздуха в этом случае является, таким образом, возможной за счет контроля сечения отверстия 62, выполненного в кожухе.

В особом случае использования ступени, образованной 100 лопатками, равномерно распределенными вокруг оси газотурбинного двигателя, общий расход отобранного воздуха составляет, например, 5% от общего расхода воздуха, циркулирующего в компрессоре. Расход воздуха, отобранного каждым отверстием 62, составляет, таким образом, 0,05% расхода воздуха компрессора.

Лопатки 60 могут занимать одно или несколько промежуточных положений между положениями, изображенными на фиг.4 и 5, при этом расход отобранного воздуха зависит, таким образом, от проходного сечения для воздуха между вырезами 60 пластин и отверстиями 62 кожуха.

В варианте осуществления, изображенном на фиг.6-8, пластины 17 лопаток содержат сквозные, по существу, кольцевые отверстия 64 для отбора воздуха. Отверстия здесь имеют диаметр, превышающий диаметр отверстий в кожухе. Эти отверстия 64 ориентированы, по существу, радиально и открываются на радиально внутренние поверхности внешних пластин лопаток со стороны спинок 32 лопастей лопаток.

Фиг.6 изображает лопатки 10 в положении открывания, в котором отверстия 64 их пластин не совмещены и не сообщаются с отверстиями 62 кожуха 14. Расход отобранного воздуха является, следовательно, нулевым. На фиг.7 лопатки 10 находятся в промежуточном положении, когда отобранный расход имеет заданную величину, а на фиг.8 находится в положении закрывания, когда проходное сечение, определяющее отбор при совпадении сечений отверстий 64 пластин и сечений отверстий 62 кожуха, является максимальным.

Вырезы 60 и отверстия 64 пластин, а также отверстия 62 кожуха могут иметь любую форму, например, квадратную, треугольную, трапецеидальную, вытянутую, овальную, кольцевую и т.д.

В случае фиг.9 отверстие 66 внешней пластины 17 лопатки имеет, по существу, треугольную форму, а на фиг.10 отверстие 68 пластины 17 имеет овальную форму. Эти различные формы отверстий или вырезов пластины и отверстия кожуха позволяют изменять расход отобранного воздуха линейно или нелинейно в процессе поворотного перемещения лопаток вокруг их осей.

Пластины 17, 19 лопаток могут содержать более одного отверстия для отбора воздуха. Кроме того, каждое из этих отверстий может сообщаться более чем с одним отверстием или сверлением кожуха, когда лопатки находятся в закрытом положении. Отверстия или вырезы пластин, а также отверстия в кожухе ориентированы, по существу, радиально, и даже с некоторым смещением. Цилиндрические втулки, не изображенные на чертеже, могут быть расположены в отверстиях кожуха для точной калибровки расхода отбираемого воздуха.

1. Компрессор газотурбинного двигателя, содержащий кольцевой кожух (14) и, по меньшей мере, одну выходную направляющую ступень, образованную кольцевым рядом лопаток (10) с изменяемым углом установки, каждая из которых содержит лопасть (16), связанную, по меньшей мере, одним концом посредством пластины (17), по существу, кольцевого контура с радиальной цилиндрической опорой (18), удерживаемой при повороте в соответствующем отверстии кожуха (14), при этом каждая лопатка выполнена с возможностью поворота вокруг оси, определяемой опорой лопатки, между первым положением и вторым положением, отличающийся тем, что каждая пластина, по меньшей мере, некоторых лопаток содержит отверстие (60, 64, 66, 68) для отбора воздуха в поток компрессора, причем эти отверстия предназначены для сообщения с отверстиями (62) для прохода воздуха, выполненными в кожухе, когда лопатки находятся в первом положении, и перекрываются кожухом, когда лопатки находятся во втором положении, так что расход отобранного воздуха зависит от угла установки лопаток.

2. Компрессор по п.1, отличающийся тем, что лопатки (10) выполнены с возможностью перемещения между положением открывания и положением закрывания, при этом отверстия (60, 64, 66, 68) пластин лопаток предназначены для сообщения с отверстиями (62) кожуха (14), когда лопатки находятся в положении закрывания или в промежуточном положении, и перекрываются кожухом, когда лопатки находятся в положении открывания.

3. Компрессор по п.1, отличающийся тем, что отверстия выполнены в радиально внешних пластинах (17) лопаток и предназначены для сообщения с отверстиями внешнего кожуха (14), окружающего лопатки.

4. Компрессор по п.1, отличающийся тем, что отверстия выполнены в радиально внутренних пластинах (19) лопаток и предназначены для сообщения с отверстиями внутреннего кожуха (12), окруженного лопатками.

5. Компрессор по п.1, отличающийся тем, что каждое отверстие (60, 64, 66, 68) пластин лопаток имеет, по существу, кольцевую, треугольную, вытянутую, прямоугольную или трапецеидальную форму.

6. Компрессор по п.1, отличающийся тем, что отверстия пластин лопаток выполнены в виде вырезов (60) по периферии пластин.

7. Компрессор по п.1, отличающийся тем, что каждое отверстие (62) кожуха имеет, по существу, кольцевую, треугольную, вытянутую или трапецеидальную форму.

8. Компрессор по п.1, отличающийся тем, что отверстия (60, 64, 66, 68) пластин лопаток открываются в поток компрессора со стороны спинок (32) лопастей (16) этих лопаток.

9. Компрессор по п.1, отличающийся тем, что каждое отверстие (60, 64, 66, 68) пластин лопаток имеет диаметр или поперечный размер, превышающие диаметр или поперечный размер отверстий (62) кожуха.

10. Компрессор по п.1, отличающийся тем, что в отверстиях (62) кожуха или в отверстиях (60, 64, 66, 68) пластин установлены калибровочные втулки расхода отбираемого воздуха.

11. Газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный, турбовинтовой авиационный двигатель, турбодвигатель вертолета или промышленной машины, отличающийся тем, что содержит компрессор по п.1.

12. Лопатка с изменяемым углом установки для компрессора по п.1, отличающаяся тем, что она содержит лопасть (16), связанную, по меньшей мере, одним концом посредством пластины (17), по существу, кольцевого контура с цилиндрической опорой (18), определяющей ось (22) поворота лопатки, при этом пластина содержит, по меньшей мере, одно отверстие (60, 64, 66, 68), выполненное, по существу, параллельно оси поворота лопатки и открывающееся со стороны лопасти вблизи спинки (32) этой лопасти.

www.findpatent.ru

Статор компрессора газотурбинного двигателя

 

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей (ГТД) авиационного и наземного применения. Технический результат заключается в повышении надежности и КПД компрессора за счет исключения утечек сжимаемого воздуха и износа рабочих колец о внутренний корпус компрессора. Это достигается тем, что в статоре компрессора ГТД, содержащем наружный и внутренний корпуса, рабочие кольца, образующие с внутренним корпусом кольцевые полости, согласно изобретению рабочие кольца скреплены между собой с помощью соединения кольцевой выступ - паз кольцами направляющих аппаратов, которые зафиксированы под внутренним корпусом радиальными винтами, а рабочие кольца закреплены относительно колец направляющих аппаратов в окружном направлении осевыми штифтами. 2 ил.

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен корпус (статор) компрессора высокого давления ТРД-36, в котором рабочие полукольца и полукольца направляющих аппаратов телескопически установлены в центрирующие оболочки, связанные с наружным корпусом, а крутящий момент от спрямляющих аппаратов передается от первой к последней ступени и далее на наружный корпус с помощью фиксирующих штифтов [1]. Однако, при малом весе конструкция обладает повышенным износом полуколец направляющих аппаратов в местах их телескопического соединения с центрирующими оболочками, а также пониженным КПД компрессора из-за перетекания сжимаемого компрессором воздуха по телескопическим соединениям и отсутствия системы активного управления радиальными зазорами между ротором и статором. Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является статор компрессора газотурбинного двигателя с системой управления радиальными зазорами, включающий наружный и внутренний корпуса, рабочие кольца, образующие с внутренним корпусом кольцевые полости. Внутренний корпус соединен с наружным корпусом посредством упругих фланцев, а в кольцевую полость подается холодный воздух на обдув внутреннего корпуса, за счет термической деформации которого обеспечивается управление радиальными зазорами между ротором и статором [2]. Однако, статор данной конструкции не обеспечивает высокий КПД компрессора в результате перетекания сжатого воздуха от последних ступеней компрессора к первым из-за зазоров и плохих контактов между внутренним корпусом и рабочими кольцами, а также кольцами направляющих аппаратов, что также не обеспечивает необходимую управляемость при регулировании этих зазоров. Кроме того, возможны наклеп и износ колец при контактах с внутренним корпусом и поломка компрессора. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и КПД компрессора за счет исключения утечек сжимаемого воздуха и износа рабочих колец о внутренний корпус компрессора. Сущность изобретения заключается в том, что в статоре компрессора газотурбинного двигателя, содержащем наружный и внутренний корпуса, рабочие кольца, образующие с внутренним корпусом кольцевые полости, согласно изобретению рабочие кольца скреплены одежду собой с помощью соединения кольцевой выступ - паз кольцами направляющих аппаратов, которые зафиксированы под внутренним корпусом радиальными винтами, а рабочие кольца закреплены относительно колец направляющих аппаратов в окружном направлении осевыми штифтами. Закрепление колец направляющих аппаратов под внутренним корпусом радиальными винтами обеспечивает плотный контакт между этими элементами, исключая их наклеп, а значит и поломку компрессора. Такая конструкция обеспечивает фиксацию, исключающую перетекание сжатого воздуха от последних ступеней к первым и обеспечивая стабильную на всех режимах теплопередачу от колец направляющего аппарата к внутреннему корпусу и упрощая регулирование радиальных зазоров между статором и ротором. Дополнительная фиксация, необходимая для высоконапорного компрессора, обеспечена креплением рабочих колец между скобой с помощью соединения кольцевой выступ - паз кольцами направляющих аппаратов, которые зафиксированы под внутренним корпусом радиальными винтами, прижимающими рабочие колеса к корпусу. Такая двойная фиксация выполнена для уменьшения "паразитных" утечек сжимаемого воздуха из проточной части от последних ступеней к передним в зазорах между кольцами и корпусом, т.к. давление за компрессором двигателя ПС-90А на максимальном режиме составляет 32,5 кг/см2, на входе в компрессор 2,5 кг/см2, т.е. разница давлений составляет P = 32,5 - 2,5 = 30 кг/см2. На фиг. 1 показан продольный разрез статора компрессора заявляемой конструкции. На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде. Статор 1 компрессора газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса 2 и внутреннего корпуса 3, внутри которого установлены рабочие кольца 4 и кольца направляющих аппаратов 5 с направляющими лопатками 6. Наружный корпус 2 и внутренний корпус 3 связаны между собой с помощью фланцев 7 и 8, при этом один из них (фланец 7) выполнен упругим. Наружный 2 и внутренний 3 корпуса совместно с фланцами 7 и 8 образуют замкнутую кольцевую полость 9, в которую через перфорированный дефлектор 10 подается охлаждающий воздух, который охлаждает наружную поверхность 11 внутреннего корпуса 3, а затем через отверстия 12 сбрасывается в наружный контур двигателя (не показан) или в атмосферу. Направляющие лопатки 6 крепятся в кольцах направляющих аппаратов 5 с помощью замков 13 типа "ласточкин хвост", в котором выполнены пазы 15. Рабочие кольца 4 и кольца направляющих аппаратов 5 зафиксированы в осевом направлении с помощью фланцев 7 и 8, в радиальном - с помощью внутреннего корпуса 3, а крутящий момент от направляющих лопаток 6 передается с помощью осевых штифтов 16, которые установлены в рабочих кольцах 4 и входят в пазы колец 5. Для высоконапорного компрессора газотурбинного двигателя ПС-90А кольца 5 дополнительно закреплены с помощью бобышек 17 множеством (16 -18) винтов 18 к внутреннему корпусу 3, а с помощью осевых кольцевых выступов 19 соединением 20 фиксируют и прижимают к корпусу 3 рабочие кольца 4. Двойная фиксация выполнена для уменьшения паразитных утечек сжимаемого воздуха из проточной части 14 от последних ступеней 21 к передним 22 через зазоры между кольцами 4 и 5 и корпусом 3. В противном случае это приводит к существенному снижению КПД компрессора. Устройство работает следующим образом. При работе двигателя, особенно на максимальном режиме, сжатый воздух из проточной части 14 под действием перепада давлений 30 кг/см2 стремится к перетеканию по зазорам между внутренним корпусом 3 и кольцами 4, 5 в направлении от выхода компрессора к его входу, т.е. от последних ступеней 21 к первым 22, что снижает КПД компрессора. Наличие множества последовательно расположенных в осевом направлении воздушных полостей 25, 24 и 23, разделенных между собой множеством кольцевых выступов 26, контактирующих с внутренней поверхностью 27 корпуса 3 за счет затяжки множества радиальных винтов 18, существенно снижает эти утечки. Устройство работает как лабиринтное уплотнение между взаимно неподвижными деталями, в котором разгонные участки для перетекающего воздуха зазора между выступами 26 и поверхностью 27 чередуются с воздушными полостями 23, 24 и 25. Для улучшения прижатия рабочих колец к внутренней поверхности 27 корпуса 3, а также для обеспечения сборки кольца направляющих аппаратов 5 выполняются разрезными на две и более частей. Рабочие кольца 4 могут быть выполнены как цельными, так и разрезными. При уменьшении режима работы двигателя или его выключении тонкостенный корпус 3 охлаждается быстрее массивных дисков ротора компрессора, радиальные зазоры 1 и 2 могут уменьшиться до нуля, что приведет к заклиниванию ротора компрессора и к поломке компрессора. Замкнутые кольцевые воздушные полости 25, 24 и 23 в данном случае являются теплоизолирующими полостями и снижают передачу тепла от внутреннего корпуса 3 к холодному воздуху в проточной части 14 компрессора, т.е. уменьшают темп остывания корпуса 3, приближая его к темпу остывания массивных дисков ротора компрессора. Радиальные винты 18, которые при работе на номинальном режиме также воспринимают крутящий момент от множества направляющих лопаток как результат действия на них газовых сил, в случае касания этими лопатками ротора на режимах сброса препятствуют провороту колец 5 от сил трения ротора о статор. При работе двигателя на номинальном режиме для уменьшения радиальных зазоров 1 и 2 с целью повышения КПД компрессора включается обдув корпуса 3 со стороны наружной поверхности 11 холодным воздухом, включается система управления радиальными зазорами. При этом корпус 3 охлаждается, уменьшаясь по своему диаметру, обжимая кольца 4 и 5. Гарантированный и стабильный контакт между кольцевыми выступами 26 и внутренней поверхностью 27 внутреннего корпуса 3, который обеспечен за счет затяжки множества винтов 18, способствует быстрому охлаждению колец 4 и 5 за счет теплопроводности и уменьшению зазоров 1 и 2. Источники информации 1. Вьюнов С. А. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1989, стр. 106, рис. 3.43. 2. Патент РФ N 2121082, F 04 D 29/56, F 02 C 7/20, 1998 г.

Формула изобретения

Статор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий наружный и внутренний корпуса, рабочие кольца, образующие с внутренним корпусом кольцевые полости, отличающийся тем, что рабочие кольца скреплены между собой с помощью соединения кольцевой выступ - паз кольцами направляющих аппаратов, которые зафиксированы под внутренним корпусом радиальными винтами, а рабочие кольца закреплены относительно колец направляющих аппаратов в окружном направлении осевыми штифтами.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

www.findpatent.ru

Компрессор газотурбинного двигателя

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения и обеспечивает повышение надежности и к.п.д. компрессора за счет снижения уровня напряжений промежуточных рабочих колец и обода диска, а также уменьшения количества бытовых соединений. Этот технический результат достигается тем, что в компрессоре газотурбинного двигателя, ротор которого выполнен с дисками и с конусным фланцем заднего вала, согласно изобретению конусный фланец заднего вала выполнен за одно целое с последним по потоку воздуха диском, предпоследний диск выполнен Т-образным в поперечном сечении с осевыми кольцевыми ребрами, которые охвачены ободами предыдущего и последнего дисков и образуют втулку ротора компрессора, причем предыдущий и последний диски выполнены с конусными, направленными к оси ротора фланцами, соединенными с полотном предпоследнего диска крепежными элементами. 2 ил.

 

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен компрессор газотурбинного двигателя, в котором барабанная часть ротора выполнена за одно целое с диском и соединена с последующим по потоку воздуха диском с помощью болтового или штифтового соединения [Г.С.Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, Москва, «Машиностроение», 1965, стр.54, фиг.3.08].

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за несимметричности нагрузки барабанной части на обод и полотно диска, что может привести к поломке компрессора.

Наиболее близким по конструкции к заявляемому является компрессор газотурбинного двигателя, в роторе которого конусный фланец заднего вала выполнен составным, а между дисками расположены промежуточные роторные кольца [Патент РФ №2033566, 1995].

Недостатками известной конструкции являются низкие надежность и к.п.д. компрессора из-за высокого уровня напряжений промежуточных рабочих колес и обода, а также большого количества болтовых соединений.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и к.п.д. компрессора газотурбинного двигателя за счет снижения уровня напряжений промежуточных рабочих колец и обода диска, а также уменьшения количества болтовых соединений.

Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя, ротор которого выполнен с дисками и с конусным фланцем заднего вала, согласно изобретению конусный фланец заднего вала выполнен за одно целое с последним по потоку воздуха диском, предпоследний диск выполнен Т-образным в поперечном сечении, с осевыми кольцевыми ребрами, которые охвачены ободами предыдущего и последнего дисков и образуют втулку ротора компрессора, причем предыдущий и последний диски выполнены с конусными, направленными к оси ротора фланцами, соединенными с полотном предпоследнего диска крепежными элементами.

Выполнение конусного фланца заднего вала за одно целое с последним по потоку воздуха диском позволяет исключить дополнительное болтовое соединение, тем самым повысить надежность и снизить вес, так как болтовое соединение дополнительно нагружает центробежными силами диск компрессора и увеличивает его вес.

Выполнение предпоследнего диска Т-образным в поперечном сечении и с осевыми кольцевыми ребрами, которые охвачены ободами предыдущего и последнего дисков и образуют втулку ротора компрессора, снижает уровень напряжений в кольцевых осевых ребрах и снижает вес ротора компрессора, так как ребра выполнены за одно целое с ободом предпоследнего диска и, таким образом, удерживаются полотном и ступицей предпоследнего диска. Под действием центробежных сил между осевыми кольцевыми ребрами и охватывающими их ободами предыдущего и последнего дисков образуется натяг, что увеличивает радиальную жесткость ротора компрессора при его работе, позволяет уменьшить радиальные зазоры между статором и ротором компрессора и повысить его к.п.д.

Выполнение предыдущего и последнего дисков с конусными, направленными к оси ротора фланцами, совместно соединенными с полотном предпоследнего диска крепежными элементами, позволяет разместить крепежные элементы на уменьшенном диаметре, снижая уровень центробежных сил, действующих на диск от этих крепежных элементов. Одновременно сохраняются целостность и жесткость ротора компрессора в случае касания направляющими лопатками компрессора осевых кольцевых ребер диска и их перерезания, например, в аварийных ситуациях, что исключает лавинообразное разрушение ротора компрессора.

Такая конструкция позволяет также применять диски ротора компрессора, изготовленные из разных марок материала. Например, диски первых ступеней могут быть изготовлены из титановых сплавов, а диски двух последних ступеней, где температура сжимаемого воздуха превышает рабочий диапазон титановых сплавов, - из высокопрочных никелевых сплавов.

На фиг.1. показан продольный разрез компрессора газотурбинного двигателя; на фиг.2. показан элемент I фиг.1 в увеличенном виде.

Компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 с направляющими лопатками 3 и ротора 4, установленного в статоре 2 с помощью радиально-упорного подшипника 5. От входа 6 к выходу 7 диски 8 ротора 4 компрессора 1 выполнены из титановых сплавов и соединены между собой с помощью неразъемного соединения 9 (например, сваркой), а предпоследний 10 и последний 11 диски выполнены из жаропрочных никелевых сплавов. Последний по потоку воздуха диск 11 выполнен за одно целое с конусным фланцем вала 12 с задней стороны, а с передней стороны - с конусным направленным к оси ротора фланцем 13, примыкающим к полотну 14 предпоследнего диска 10.

Предпоследний по потоку воздуха диск 10 выполнен Т-образным, с осевыми кольцевыми ребрами 15 и 16, охватываемыми ободами 17 и 18 предыдущего 19 и последнего 11 дисков по посадочным поверхностям 20, 21 и образующими втулку 22 ротора 4 компрессора 1.

Предыдущий диск 19 также выполнен с конусным направленным к оси ротора фланцем 23, примыкающим к полотну 14 предпоследнего диска 10.

Конусные фланцы 13 и 23 дисков 11 и 19 соединены с полотном 14 диска 10 и между собой с помощью крепежных элементов 24.

Рабочая лопатка 25 установлена в Т-образном диске 10 с помощью кольцевого замка 26 типа "ласточкин хвост".

Работает данное устройство следующим образом.

При работе двигателя крутящий момент от конусного фланца вала 12 со стороны турбины (не показано) передается на диск 11 последней ступени и по конусному фланцу 13 через крепежные элементы 24 на диск 10, а по конусному фланцу 23 - на диск 19.

Под действием центробежных сил кольцевые ребра 15, 16 Т-образного предпоследнего диска 10 упруго деформируются в радиальном направлении, за счет чего образуется натяг по посадочным поверхностям 20, 21 ободов 17, 18 дисков 19 и 11, что приводит к повышению жесткости ротора 4 и способствует уменьшению радиальных зазоров между статором и ротором.

Так как кольцевые ребра 15, 16 расположены симметрично относительно полотна 14 диска 10, то упругая деформация в осевом направлении полотна 14 от центробежных сил, действующих на ребра 15, 16 минимальна, что способствует повышению запасов прочности диска 10.

Кольцевой замок 26 диска 10 также деформируется симметрично, без перекоса, что способствует повышению запасов его прочности. В случае задевания направляющими лопатками 3 ребер 15, 16 и их перерезания целостность ротора 4 не нарушается, так как крутящий момент передается по конусным фланцам 13, 23 внутри ротора 4 компрессора 1.

Компрессор газотурбинного двигателя, ротор которого выполнен с дисками и с конусным фланцем заднего вала, отличающийся тем, что конусный фланец заднего вала выполнен за одно целое с последним по потоку воздуха диском, предпоследний диск выполнен Т-образным в поперечном сечении с осевыми кольцевыми ребрами, которые охвачены ободами предыдущего и последнего дисков и образуют втулку ротора компрессора, причем предыдущий и последний диски выполнены с конусными, направленными к оси ротора фланцами, соединенными с полотном предпоследнего диска крепежными элементами.

www.findpatent.ru

Многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя

 

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. Техническая задача, которая решается изобретением, заключается в повышении надежности конструкции при снижении стоимости за счет уменьшения числа типоразмеров замковых соединений и затрат на их проектирование и доводку. Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатом компрессоре газотурбинного двигателя, содержащем ротор, в котором диски и рабочие лопатки выполнены с продольными замковыми соединениями типа "ласточкин хвост", согласно изобретению рабочие лопатки размещены группами с одним типоразмером замкового соединения, при этом первая и последняя группы со стороны входа в компрессор включают по четыре ступени каждая, а отношение числа ступеней z компрессора к числу групп рабочих лопаток k в компрессоре составляет 3-4. 3 ил.

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.

Известен многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя, в роторе которого рабочие лопатки установлены в дисках на первых двух ступенях с помощью продольных замковых соединений типа “ласточкин хвост”, а на последующих ступенях - с помощью кольцевых замковых соединений типа “ласточкин хвост” /1/.

Недостатком такого компрессора является его низкая надежность и повышенная стоимость из-за необходимости доводки замковых соединений различной конструкции.

Наиболее близким к заявляемому является компрессор газотурбинного двигателя, в роторе которого рабочие лопатки установлены в дисках с помощью продольных замковых соединений “рабочая лопатка - диск” типа “ласточкин хвост”, причем замковые соединения всех ступеней отличны друг от друга по своим размерам в поперечном сечении /2/.

Известно, что при работе двигателя на замковое соединение действуют повышенные нагрузки от действия центробежных сил пера лопатки, а также вибронапряжения от газовых сил, воздействующих на перо лопатки. Компрессор известной конструкции не обеспечивает надежное крепление рабочей лопатки на диске, а также демпфирование колебаний пера лопатки на основных режимах работы двигателя без проведения дорогостоящих мероприятий по проектированию и доводке замкового соединения “рабочая лопатка - диск”.

Техническая задача, которая решается изобретением, заключается в повышении надежности конструкции при снижении стоимости за счет уменьшения числа типоразмеров замковых соединений и затрат на их проектирование и доводку.

Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатом компрессоре газотурбинного двигателя, содержащем ротор, в котором диски и рабочие лопатки выполнены с продольными замковыми соединениями типа “ласточкин хвост”, согласно изобретению рабочие лопатки размещены группами с одним типоразмером замкового соединения, при этом первая и последняя группы со стороны входа в компрессор включают по четыре ступени каждая, а отношение числа ступеней z компрессора к числу групп рабочих лопаток k в компрессоре составляет 3-4.

В высоконапорном многоступенчатом компрессоре газотурбинного двигателя с целью получения высокой степени сжатия и КПД при обеспечении необходимых запасов газодинамической устойчивости первые две ступени со стороны входа в компрессор выполняются со средней степенью сжатия, а две последующие - с повышенной степенью сжатия.

Из-за повышенной степени сжатия и, соответственно, увеличенной аэродинамической нагрузки перо этих ступеней выполняется с увеличенной толщиной и изгибом профиля, особенно в корневых сечениях. Поэтому, несмотря на то, что высота и хорда третьей от входа в компрессор рабочей лопатки существенно меньше первой, максимальная толщина профиля рабочей лопатки третьей ступени в корневом сечении больше, чем у первой и второй рабочих лопаток.

Максимальная толщина профиля в корневом сечении четвертой рабочей лопатки несколько меньше, чем у первой и второй рабочих лопаток. Однако четвертая рабочая лопатка совместно с замковым соединением работает в условиях повышенных температур, вызванных сжатием воздуха в компрессоре, и поэтому по условиям прочности замковое соединение у этой лопатки в поперечном сечении имеет те же размеры, что и у первой, второй и третьей рабочих лопаток.

Пятая рабочая лопатка компрессора выполнена с меньшей напорностью, чем четвертая, а толщина профиля ее корневого сечения существенно меньше, чем у четвертой рабочей лопатки, и поэтому для этой рабочей лопатки замковое соединение выполняется другого типоразмера, что существенно снижает вес компрессора.

На выходе из компрессора с целью получения максимального КПД последние ступени выполняются низконапорными, поэтому геометрические размеры пера рабочих лопаток четырех последних ступеней от входа к выходу компрессора уменьшаются незначительно при одновременном повышении температуры воздуха из-за сжатия. По этой причине рабочие лопатки последних четырех ступеней компрессора выполняются также с одинаковым в поперечном сечении замковым соединением, что повышает надежность компрессора и снижает его стоимость.

В 13-ступенчатом высоконапорном компрессоре двигателя ПС-90А существуют 4 типоразмера замковых соединений “рабочая лопатка-диск”, что позволяет уменьшить затраты на доводку замковых соединений, затраты на технологическое оборудование и оснастку, а также повысить надежность компрессора.

В случае, если z/k<3, стоимость компрессора увеличивается, а также снижается надежность из-за увеличения количества замковых соединений различной геометрии. При z/k>4 увеличивается вес компрессора из-за неоптимального подбора замковых соединений “рабочая лопатка-диск”.

На фиг.1 показан продольный разрез компрессора заявляемой конструкции. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2.

Компрессор газотурбинного двигателя 1 состоит из статора 2 и ротора 3, на шлицевом валу 4 которого установлены диски 5 с рабочими лопатками 6.

Рабочие лопатки 6 крепятся на дисках 5 с помощью продольных замковых соединений 7 типа “ласточкин хвост”, состоящих из паза 8 диска 5 и хвостовика 9 лопатки 6. Хвостовик 9 воспринимает центробежные, газовые и вибрационные нагрузки, воздействующие на перо 10 лопатки 6.

Рабочие лопатки 11, 12, 13 и 14 первой, второй, третьей и четвертой ступеней соответственно со стороны входа 15 в компрессор 1 выполнены с одинаковыми по размерам в поперечном сечении хвостовиками 9.

Рабочие лопатки 16, 17, 18 и 19 последних ступеней 20 компрессора 1 выполнены также с одинаковыми по размерам в поперечном сечении хвостовиками 9.

Рабочие лопатки 21, 22, 23, 24, и 25 средних ступеней компрессора 1 разбиты на две группы с одинаковыми по размерам в поперечном сечении хвостовиками 9.

Отношение числа ступеней z к числу групп рабочих лопаток k в компрессоре составляет 3,25.

В процессе работы газотурбинного двигателя газотурбинной установки в высоконапорном многоступенчатом компрессоре на замковые соединения рабочих лопаток действуют центробежные, газовые и вибрационные нагрузки. Эти нагрузки не нарушают надежность крепления рабочей лопатки на диске, более того, такая конструкция обеспечивает демпфирование колебаний пера лопаток на основных режимах работы газотурбинного двигателя. Общее число групп (типоразмеров) замковых соединений рабочих лопаток составляет 4, а соотношение z/k=3,25. Компрессор такой конструкции работает на газотурбинных установках по 30000 часов без ремонта.

Источники информации

1. Г.С.Скучевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструирование и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1974, с.69, рис.3.18.

2. С.А.Вьюнов и др. Конструкция и проектирование авиационных ГТД, М.: Машиностроение, 1989, с.74, рис.3.15.

Формула изобретения

Многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя, содержащий ротор, в котором диски и рабочие лопатки выполнены с продольными замковыми соединениями типа "ласточкин хвост", отличающийся тем, что рабочие лопатки размещены группами с одним типоразмером замкового соединения, при этом первая и последняя группы со стороны входа в компрессор включают по четыре ступени каждая, а отношение числа ступеней z компрессора к числу групп рабочих лопаток k в компрессоре составляет 3-4.

РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

QZ4A Государственная регистрация изменений в зарегистрированный договор

Дата и номер государственной регистрации договора, в который внесены изменения: 07.10.2010 № РД0070892

Вид договора: лицензионный

Лицо(а), передающее(ие) исключительное право: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)

Лицо, которому предоставлено право использования: Открытое акционерное общество "Пермский моторный завод" (RU)

Дата и номер государственной регистрации изменений, внесенных в зарегистрированный договор: 26.08.2011 РД0086062

Изменения:Из предмета договора исключены патенты 2255234 и 2250416. Изменения условий договора, не отраженных в Государственном реестре.

Дата публикации: 10.10.2011

www.findpatent.ru

Компрессор и газотурбинный двигатель

 

Использование: в области газотурбинных двигателей и может быть применено в качестве силовой установки на вертолетах, самолетах, наземных и надводных транспортных средствах, а также в качестве привода для электрогенераторов и вспомогательных компрессоров. Сущность изобретения: двигатель содержит две последовательно соединенные центробежные ступени компрессора, которые установлены на одном валу, ориентированы друг к другу несущими дисками и соединены между собой кольцевым каналом С-образной формы, снабжен теплоизолированными каналами, соединяющими выход второй ступени с системой охлаждения турбины. 2 с. п. ф-лы, 9 ил.

Изобретения относятся к области двигателестроения и могут быть использованы в качестве силовой установки на вертолетах, самолетах, наземных и надводных транспортных средствах, а также в качестве автономного источника мощности для привода электрогенераторов и вспомогательных компрессоров.

Известны центробежные компрессоры, в которых с целью повышения производительности при ограниченных габаритах используются две ступени, работающие параллельно и ориентированные друг к другу несущими дисками (Кулагин И.И. Теория авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Оборонгиз, 1955, с. 16). Известны также газотурбинные двигатели, в которых компрессор состоит из центробежной ступени и приводится во вращение центростремительной турбиной, причем компрессор и турбина установлены на одном валу и ориентированы друг к другу несущими дисками (патент США N 3937013, кл. 60-226). Недостатком описанных аналогов является невысокая степень повышения давления *к = 4...5, которую можно реализовать в одноступенчатом центробежном компрессоре. По этой причине двигатель с таким компрессором будет иметь относительно высокий удельный расход топлива и ограниченные возможности применения. Известны более совершенные схемы компрессора, содержащие две последовательно соединенные и расположенные друг за другом центробежные ступени (Кулагин И.И. Теория авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Оборонгиз, 1955, с. 117). Такой компрессор позволяет реализовать более высокую степень повышения давления *к = 13...16. Недостаток такого компрессора определяется тем, что в связи с ростом давления и сложением сил, действующих на первую и вторую ступени, осевая сила, воспринимаемая подшипниками ротора, становится чрезмерно большой. Для ее снижения до приемлемой величины за второй ступенью компрессора приходится организовывать специальную разгрузочную полость с пониженным давлением, из которой часть воздуха перепускается в атмосферу. При этом усложняется конструкция и появляются дополнительные утечки воздуха, снижающие эффективность двигателя. Известен также двухступенчатый центробежный компрессор с общим несущим диском, в котором ступени ориентированы друг к другу "спинка к спинке" и соединены последовательно С-образным каналом (авт. св. СССР N 544772, кл. F 04 D 17/12, 1973). Компрессор имеет общую разделительную диафрагму в выходной системе и уплотнительные элементы на внутреннем периметре диафрагмы, "взаимодействующие с ответным элементом, выполненным на наружном периметре несущего дика". В описанной конструкции компрессора осевые силы, действующие на ротор, могут быть частично снижены за счет ориентации ступеней "спинка к спинке", однако во многих случаях они остаются еще достаточно большими. Кроме того, для снижения перетечек воздуха и тепла между ступенями желательно размещение уплотнения на диаметре меньшем, чем наружный диаметр колес компрессора, а между ступенями необходима воздушная прослойка. Известен газотурбинный двигатель, содержащий двухступенчатый центробежный компрессор, камеру сгорания, осевую турбину, состоящую из турбины компрессора и силовой турбины (Interavia Air, 1988, 15/II, N 11436, p. A, B). Недостаток известного газотурбинного двигателя в том, что S-образный канал между ступенями компрессора, разгрузочная полость за второй ступенью компрессора, камера сгорания, расположенная над турбинами, усложняют конструкцию двигателя, увеличивают его габариты и массу, снижают эффективность рабочего процесса из-за дополнительных потерь давления и утечек воздуха и затрудняют доступ к проточной части турбины с целью ее диагностики. Целью данных предложений является снижение осевых усилий, действующих на ротор двухступенчатого центробежного компрессора, уменьшение потерь давления и перетечек воздуха, упрощение конструкции и уменьшение ее массы, повышение компактности и эффективности газотурбинного двигателя. Указанная цель достигается тем, что в компрессоре, содержащем две последовательно соединенные и ориентированные друг к другу несущими дисками центробежные ступени, корпус снабжен расположенной между несущими дисками диафрагмой с лабиринтным уплотнением на диаметре меньшем, чем наружный диаметр несущих дисков. Указанная цель достигается тем, что в газотурбинном двигателе, содержащем двухступенчатый центробежный компрессор, камеру сгорания, осевую турбину, состоящую из турбины компрессора и силовой турбины, ступени центробежного компрессора ориентированы друг к другу несущими дисками и соединены между собой С-образным кольцевым каналом, причем камера сгорания выполнена прямоточной, наклонной, расположенной вдоль канала, соединяющего ступени компрессора, причем на наружной стенке этого кольцевого канала выполнены теплоизолированные от камеры сгорания каналы, соединяющие выход второй ступени компрессора и полости охлаждения лопаток и дисков турбин, а также тем, что кольцевой канал, соединяющий выход из первой ступени компрессора со входом во вторую ступень компрессора, выполнен в качестве корпуса задней опоры турбокомпрессора. Заявителю не известны технические решения, содержащие признаки, сходные с признаками, отличающими заявляемые решения от прототипов, что позволяет считать заявляемые решения соответствующими критерию "существенные отличия". На фиг. 1 представлена схема двухступенчатого центробежного компрессора, в котором отдельные ступени ориентированы друг к другу несущими дисками и соединены между собой кольцевым каналом "С"-образной формы, а лабиринтное уплотнение между ступенями размещено на минимальном диаметре, близком к диаметру вала. На фиг. 2 представлена схема размещения лабиринтного уплотнения между ступенями компрессора на большем диаметре (между диаметром вала и диаметрами рабочих колес компрессора). На фиг. 3 представлена схема расположения элементов на выходе из рабочего колеса второй ступени компрессора. На фиг. 4 представлено поперечное сечение полых лопаток второго диффузора на выходе из первой ступени компрессора. На фиг. 5 представлена схема двигателя с двухступенчатым центробежным компрессором, С-образным кольцевым каналом, соединяющим отдельные ступени компрессора, ориентированные друг к другу несущими дисками, и прямоточной наклонной камерой сгорания, расположенной вдоль С-образного канала, соединяющего ступени компрессора. На фиг. 6 показана схема двигателя, в котором на наружной стороне С-образного кольцевого канала между ступенями компрессора выполнены каналы для охлаждения воздуха, подаваемого из-за второй ступени компрессора в полости охлаждения турбины, в котором С-образный канал используется в качестве корпуса заднего подшипника ротора турбокомпрессора, а силовая турбина вращается в противоположном направлении относительно турбины компрессора. На фиг. 7, 8, и 9 показаны элементы конструкции теплообменника на стенке С-образного канала компрессора. В предлагаемом компрессоре первая ступень компрессора состоит из рабочего колеса 1, радиального диффузора 2 и решетки полых лопаток 3 (фиг. 1). Рабочее колесо 4 второй ступени компрессора установлено на том же валу 5, что и рабочее колесо первой ступени. За ним расположен диффузор 6 второй ступени. Ступени компрессора ориентированы друг к другу несущими дисками и соединены между собой С-образным кольцевым каналом 7. Полость 8 за рабочим колесом первой ступени с давлением Pк1 отделена от соответствующей полости 9 за рабочим колесом второй ступени, где давление Pк2 более высокое (Pк2 > Pк1), лабиринтным уплотнением 10, которое с целью снижения перетечек воздуха располагается обычно на возможно меньшем диаметре, близком к диаметру вала компрессора. Благодаря выбранной ориентировке рабочих колес компрессора осевые силы, действующие на несущий диск 11 первой ступени с поверхностью F1 и на несущий диск 12 второй ступени с поверхностью F2, направлены в разные стороны и частично уравновешиваются. Разность этих сил будет равна Pос= Pк2F2-Pк1F1. При размещении лабиринтного уплотнения 10 (фиг. 2) на большем диаметре между диаметром вала и диаметрами рабочих колес, результирующая осевая сила Pос , действующая на несущие поверхности 11 и 12 рабочих колес компрессора, уменьшится, так как при этом сократятся площади несущих поверхностей F'11 и и . Таким образом, изменяя место расположения лабиринтного уплотнения между ступенями компрессора, можно корректировать осевую силу, действующую на ротор компрессора. За рабочим колесом 4 (фиг. 3) второй ступени компрессора установлены лопатки 6 радиального диффузора и далее по радиусу полые лопатки 3, с помощью которых осуществляется пересечение потоков воздуха из-за первой и второй ступеней компрессора. Воздух из-за первой ступени находится в полости 13 между полыми лопатками, а воздух из-за второй ступени - в полости 14 внутри полых лопаток. С целью обеспечения минимума потерь давления полые лопатки имеют скругленные входные кромки 15 и их стенки ориентированы по потоку набегающего воздуха. На поперечном сечении полых лопаток 3 (фиг. 4) воздух из-за второй ступени компрессора находится в полости 14 внутри лопаток. Компрессор работает следующим образом. Из атмосферы воздух поступает на рабочее колесо 1 первой ступени (фиг. 1), при прохождении которого частично сжимается под действием центробежных сил и разгоняется на выходе до трансзвуковых скоростей. Торможение потока на выходе из рабочего колеса осуществляется в радиальном лопаточном диффузоре 2. Поток воздуха окончательно тормозится и выводится на осевое направление в решетке полых лопаток 3. Далее воздух по С-образному кольцевому каналу 7 поступает на вход в рабочее колесо 4 второй ступени. Здесь осуществляется второй цикл сжатия воздуха и его последующего торможения в диффузоре 6. Из диффузора сжатый воздух по полым лопаткам диффузора 3 направляется в камеру сгорания. Перетечки воздуха между ступенями компрессора сводятся к минимуму с помощью лабиринтного уплотнения 10. Газотурбинный двигатель (фиг. 5) содержит входное устройство 16 со стойками 17, двухступенчатый центробежный компрессор 18, камеру сгорания 19, двухступенчатую турбину компрессора 20 и силовую турбину 21. Рабочие колеса ступеней установлены на одном валу 5, ориентированы несущими дисками 11 и 12 друг к другу и соединены между собой С-образным кольцевым каналом 7, пересечение потоков воздуха между ступенями компрессора осуществляется с помощью решетки полых лопаток 3. Между ступенями компрессора установлено лабиринтное уплотнение 10. Камера сгорания прямоточного типа расположена наклонно вдоль С-образного переходного канала, причем внутренняя поверхность жаровой трубы расположена коаксиально наружной поверхности переходного канала. Ротор турбокомпрессора одновальный, имеет две подшипниковые опоры 22 и 23. Силовая турбина с выводом вала 24 вперед также опирается на две опоры 25 и 26. Двигатель имеет всего две масляные полости - 27 для передних подшипников и 28 для задних подшипников. Газотурбинный двигатель (фиг. 6) помимо описанных выше конструктивных особенностей, касающихся использования двухступенчатого центробежного компрессора 18 с ориентированными друг к другу несущими дисками 11 и 12 и С-обраным каналом 7 между ступенями, прямоточной камеры сгорания 19, расположенной наклонно, вдоль С-образного переходного канала, имеет ряд новшеств. Применена одноступенчатая, высокоперепадная турбина компрессора 29. Остаточная закрутка газа за турбиной компрессора используется в силовой турбине 30, которая имеет направление вращения, противоположное первой турбине. Ротор турбокомпрессора имеет две опоры 32 и 33, причем задняя опора расположена перед турбиной, а в качестве корпуса для нее используется С-образный кольцевой переходный канал между ступенями компрессора. На наружной стенке переходного канала выполнены теплоизолированные стенкой 34 от камеры сгорания 19 каналы 35, соединяющие выход второй ступени компрессора 14 с полостью 36 охлаждения лопаток и дисков турбины. На выходе из каналов охлаждения установлены сопла 37 для обеспечения закрутки охлаждающего воздуха в направлении вращения колеса турбины. Силовая турбина расположена непосредственно за турбиной компрессора без переходного канала, а ее ротор 38 опирается на два подшипника 39 и 40. Опорой заднего подшипника служат специальные стойки 41, размещенные за силовой турбиной. Воздух для охлаждения турбины компрессора отбирается из полости 14 за диффузором 6 второй ступени 4 центробежного компрессора (фиг. 7). Каналы 35 для подвода охлаждающего воздуха к турбине выполнены на наружной стенке 42 относительно холодного переходного канала 7 между ступенями компрессора. Во избежание нагрева стенок каналов 35 от камеры сгорания 19 между ними установлена теплоизолирующая стенка 34. Каналы 35 для охлаждающего воздуха (фиг. 8) в необходимом количестве выполняются на наружной стенке 42 переходного канала между ступенями компрессора и соединяются щелевым каналом 43 с полостью 14 внутри полых лопаток 3. В поперечном сечении переходного канала 7 между ступенями компрессора (фиг. 9) видно взаимное расположение полости 44 с относительно холодным воздухом за первой ступенью компрессора и каналов 35 с более горячим воздухом из-за второй ступени компрессора. Сверху каналы 35 прикрыты стенкой 45 и теплоизоляционным материалом 34, чтобы избежать нагрева их от камеры сгорания. Газотурбинный двигатель работает следующим образом. Воздух поступает в двигатель по входному каналу 16 (фиг. 5), направляется к первой ступени центробежного компрессора, проходит рабочее колесо 1, где сжимается и разгоняется. Торможение воздуха за первой ступенью осуществляется в радиальном диффузоре 2 и окончательно в спрямляющем аппарате с полыми лопатками 3. Далее по переходному каналу 7 воздух направляется ко второй ступени компрессора, проходит рабочее колесо 4, тормозится в диффузоре 6 и поступает в полость, откуда по полым лопаткам 3 направляется в камеру сгорания 19. После сгорания топлива газ из камеры сгорания направляется на турбину 20, мощность которой используется для привода компрессора, и далее на силовую турбину 21, мощность которой используется потребителем. При использовании одноступенчатой турбины компрессора 29 (фиг. 6) для привода двухступенчатого центробежного компрессора недостаток окружной скорости приводит к появлению за турбиной компрессора остаточной закрутки, которая эффективно используется в силовой турбине 30, имеющей противоположное направление вращения по отношению к турбине 29. Воздух для охлаждения лопаток и диска турбины компрессора 29 (фиг. 6) отбирается за диффузором второй ступени компрессора и по каналам 35, выполненным на наружной стенке переходного канала 7, направляется к турбине. Поскольку переходный канал 7 между ступенями компрессора имеет относительно холодные стенки, охлаждающий воздух по мере движения по каналам 35 отдает тепло и его температура понижается. Дополнительное понижение температуры охлаждающего воздуха осуществляется благодаря закрутке его с помощью сопел 37 в направлении вращения колеса турбины. По сравнению с прототипом предложенный компрессор позволяет уменьшить осевую силу, действующую на опоры ротора, до приемлемой величины без создания специальной разгрузочной полости за компрессором, из которой для создания пониженного давления приходится перепускать воздух в атмосферу (1 - 2% от расхода воздуха через двигатель), что приводит к снижению экономичности двигателя на 1,5 - 3%. По сравнению с прототипом предложенный газотурбинный двигатель имеет более простую и компактную конструкцию, меньшую массу и более эффективный рабочий процесс из-за отсутствия дополнительных потерь воздуха в разгрузочной полости. Дополнительный выигрыш можно получить за счет предварительного охлаждения воздуха, подаваемого в систему охлаждения турбин, использования переходного канала между ступенями компрессора в качестве корпуса для подшипника ротора и применения турбины компрессора и силовой турбины с противоположным вращением роторов. Эффект от предполагаемых мероприятий может составлять по массе двигателя 10 - 20% и по удельному расходу топлива 3 - 5%.

Формула изобретения

1. Компрессор, содержащий корпус, в котором размещены две центробежные ступени, ориентированные друг к другу несущими дисками, и последовательно соединенные между собой кольцевым каналом С-образной формы, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности компрессора за счет снижения осевых усилий действующих на ротор, корпус снабжен расположенной между несущими дисками диафрагмой с лабиринтным уплотнителем, размещенном на диаметре меньшем, чем наружный диаметр несущих диском. 2. Двигатель, содержащий центробежный компрессор с двумя ступенями, ориентированными друг к другу несущими дисками и соединенными С-образным каналом, размещенную в корпусе заднюю опору компрессора, кольцевую камеру сгорания с жаровой трубой, турбину высокого давления и силовую турбину, отличающийся тем, что, с целью повышения компактности двигателя, С-образный канал совмещен с корпусом задней опоры турбокомпрессора, кольцевая камера сгорания выполнена прямоточной, расположена наклонно оси двигателя, а внутренняя поверхность ее жаровой трубы - коаксиально наружной поверхности С-образного канала. 3. Двигатель по п. 2, отличающийся тем, что турбина снабжена системой охлаждения, а на наружной поверхности стенки С-образного канала выполнены теплоизолированные каналы, соединяющие выход второй ступени компрессора и систему охлаждения турбины.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9

www.findpatent.ru

Компрессор газотурбинного двигателя

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей и повышает надежность и герметичность соединения диск - лабиринт. В компрессоре газотурбинного двигателя на диске последней ступени с помощью периферийного соединения установлен закомпрессорный лабиринт. В полотне лабиринта выполнены каналы. Через каналы замкнутая полость между диском и лабиринтом соединена с разгрузочной закомпрессорной полостью низкого давления. С проточной частью компрессора полость соединена через радиальные и осевые зазоры в периферийном соединении. Уплотнительные гребешки лабиринта выполнены с уменьшающимся от диска наружным диаметром. Отношение проходной площади каналов в полотне лабиринта F1 к проходной площади осевых зазоров в периферийном соединении диска с лабиринтом F2 находится в пределах 10…30. Отношение наружного диаметра ближнего к диску уплотнительного гребешка D к наружному диаметру наиболее удаленного от диска уплотнительного гребешка d находится в пределах 1,02…1,2. Путем обеспечения прижатия с помощью газовых сил закомпрессорного лабиринта к диску компрессора последней ступени повышается надежность и герметичность соединения диск-лабиринт на всех режимах работы компрессора газотурбинного двигателя. 2 ил.

 

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен компрессор газотурбинного двигателя, в котором закомпрессорный лабиринт установлен на диске последней ступени с помощью болтового соединения (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981 г., стр.104, рис.3.40б).

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за высоких напряжений в болтовом соединении, работающем в условиях повышенных центробежных сил.

Наиболее близким к заявляемому является компрессор газотурбинного двигателя, в котором закомпрессорный лабиринт установлен на диске последней ступени по периферии с помощью выступов с внутренней стороны обода лабиринта, размещенных в кольцевой канавке консоли диска с торцевым упором в ограничивающие уступы, образующие стенку канавки, причем в ободе лабиринта выполнен торцевой выступ, установленный в ответной выемке диска, а с валом лабиринт соединен шлицами (патент РФ №651608).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за износа соединения закомпрессорного лабиринта с диском последней ступени, так как данное соединение выполняется по условиям сборки с радиальными и осевыми зазорами между диском и лабиринтом, что приводит к вибрации тонкостенного лабиринта на основных режимах работы компрессора газотурбинного двигателя, к износу соединения и к поломке лабиринта.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и герметичности соединения диск-лабиринт путем обеспечения прижатия с помощью газовых сил закомпрессорного лабиринта к диску компрессора последней ступени на всех режимах работы компрессора газотурбинного двигателя.

Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя с установленным на диске последней ступени с помощью периферийного соединения закомпрессорным лабиринтом, в полотне которого выполнены каналы, согласно изобретению замкнутая полость между диском и лабиринтом через каналы в полотне лабиринта соединена с разгрузочной закомпрессорной полостью низкого давления, а с проточной частью компрессора полость соединена через осевые зазоры в периферийном соединении, при этом уплотнительные гребешки лабиринта выполнены с уменьшающимся от диска наружным диаметром, причем F1/F2=10…30, D/d=1,02…1,2, где:

F1 - проходная площадь каналов в полотне лабиринта,

F2 - проходная площадь осевых зазоров в периферийном соединении диска с лабиринтом,

D - наружный диаметр ближнего к диску уплотнительного гребешка,

d - наружный диаметр наиболее удаленного от диска уплотнительного гребешка.

Соединение замкнутой полости между диском и лабиринтом через каналы в полотне лабиринта с разгрузочной закомпрессорной полостью низкого давления позволяет избежать излишних деформаций полотна лабиринта при нагреве воздуха в полости, а также способствует снижению давления воздуха в полости и прижатию периферийной части лабиринта за счет газовых сил.

Соединение замкнутой полости между диском и лабиринтом через осевые зазоры в периферийном соединении с проточной частью компрессора обусловлено необходимостью этих зазоров для качественной сборки периферийного соединения без задиров и дополнительных деформаций диска и лабиринта при сборке, что повышает надежность конструкции.

Выполнение уплотнительных гребешков лабиринта с уменьшающимся от диска наружным диаметром позволяет за счет избыточного давления уплотняемого воздуха в межгребешковых полостях лабиринта обеспечить прижатие периферийной части лабиринта к диску на всех режимах работы компрессора, что повышает герметичность соединения.

При F1/F2<10 возможно повышение давления воздуха в полости между диском и лабиринтом, а также вибрация лабиринта в пределах осевых зазоров по периферийному соединению и поломка лабиринта из-за повышенных вибронапряжений.

При F1/F2>30 - снижение надежности лабиринта из-за ослабления его полотна каналами.

При D/d<1,02 возможна вибрация лабиринта из-за снижения газовой силы, прижимающей лабиринт к диску.

При D/d>1,2 снижается надежность компрессора из-за нестабильности осевой силы, действующей на ротор компрессора, особенно при износе лабиринтного уплотнения.

На фиг.1 - изображен продольный разрез компрессора низкого давления.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, на последнем диске 4 которого с помощью периферийного соединения 5 установлен закомпрессорный лабиринт 6 с уплотнительными гребешками 7. Лабиринт 6 совместно со статорным фланцем 8 образуют закомпрессорное уплотнение 9, отделяющее проточную часть 10 компрессора 1 на его выходе от закомпрессорной разгрузочной полости низкого давления 11, которая на выходе через отверстия 12 в опоре 13 шарикоподшипника 14 и стойки 15 соединена с полостью низкого давления (на чертеже не показано), например, с атмосферой. Периферийная часть 16 лабиринта 6 с уплотнительными гребешками 7 и соединением 5 связана со ступицей 17 лабиринта 6 полотном 18, в котором выполнены каналы 19, соединяющие на выходе замкнутую полость 20 между диском 4 и лабиринтом 6 с разгрузочной полостью низкого давления 11. На входе полость 20 соединена через радиальные 21 и осевые 22 зазоры, необходимые для сборки в соединении 5, с проточной частью 10 компрессора 1 на его выходе. Уплотнительные гребешки 7 лабиринта 6 расположены на разных диаметрах: ближний к диску 4 уплотнительный гребешок 23 выполнен с большим диаметром D по наружной поверхности 24, а наиболее удаленный от диска 4 гребешок 25 выполнен с меньшим диаметром d по наружной поверхности 26.

Работает устройство следующим образом.

При работе компрессора газотурбинного двигателя воздух из проточной части 10 компрессора 1 через закомпрессорное лабиринтное уплотнение 9 перетекает в разгрузочную полость 11. При обтекании воздухом уплотнительных гребешков 7 лабиринта 6 уплотнения 9 возникают срывные явления, которые могли бы привести к осевым колебаниям периферийной части 16 лабиринта 6 в пределах осевого зазора 22 с дальнейшим износом и разрушением периферийного соединения 5 и лабиринта 6. Однако этого не происходит, так как благодаря низкому давлению воздуха в замкнутой полости 20 и тому, что уплотнительные гребешки 7 лабиринта 6 выполнены с уменьшающимся от диска 4 диаметром, результирующая газовых сил, действующая на лабиринт 6, прижимает его периферийную часть 16 к диску 4, что исключает вибрацию лабиринта 6, а также существенно уменьшает осевой зазор 22 с паразитными утечками воздуха, с соответствующим повышением КПД и надежности компрессора.

Компрессор газотурбинного двигателя с установленным на диске последней ступени с помощью периферийного соединения закомпрессорным лабиринтом, в полотне которого выполнены каналы, отличающийся тем, что замкнутая полость между диском и лабиринтом через каналы в полотне лабиринта соединена с разгрузочной закомпрессорной полостью низкого давления, а с проточной частью компрессора замкнутая полость соединена через осевые зазоры в периферийном соединении, при этом уплотнительные гребешки лабиринта выполнены с уменьшающимся от диска наружным диаметром, причем F1/F2=10÷30, D/d=1,02÷1,2, где F1 - проходная площадь каналов в полотне лабиринта;F2 - проходная площадь осевых зазоров в периферийном соединении диска с лабиринтом;D - наружный диаметр ближнего к диску уплотнительного гребешка;d - наружный диаметр наиболее удаленного от диска уплотнительного гребешка.

www.findpatent.ru