Устройство аэродинамического уплотнения зазора между торцами лопаток ротора осевого компрессора и кожухом турбомашины

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в осевых компрессорах высокого давления авиационных турбореактивных двигателей и/или в подпорных ступенях, и/или вентиляторах авиационных турбовентиляторных двигателей, а также в наземных турбомашинах, преимущественно для энергоустановок и газоперекачивающих станций. Устройство содержит кольцевую трактовую стенку кожуха и один или несколько лопаточных венцов ротора, между торцами лопаток ротора с трактовой стенкой кожуха имеется радиальный зазор, при этом, по меньшей мере, один из участков трактовой стенки кожуха над торцами лопаток ротора выполнен с тремя кольцевыми канавками. Глубина каждой кольцевой канавки соответствует соотношению: Rвпmax≤Ti≤Двпmax, где Ti - глубина соответствующей кольцевой канавки, Rвп - радиус вписанной окружности в меридианном сечении кольцевой канавки, Двп - диаметр вписанной окружности в меридианном сечении кольцевой канавки, Δmax - максимальный радиальный зазор между торцами лопаток ротора компрессора и кожухом, при этом отношение ширины каждой кольцевой канавки к величине максимального радиального зазора между торцами лопаток ротора компрессора и кожухом равно (0,855-1,155), где - аэродинамический параметр роторной ступени и/или компрессора, соответствующий логарифмическому масштабу 5 децибелл. Изобретение позволяет повысить КПД компрессора и его газодинамическую устойчивость, а также позволяет снизить аэродинамический шум вентилятора авиационного турбовентиляторного двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в осевых компрессорах высокого давления авиационных турбореактивных двигателей и/или подпорных ступенях, и/или вентиляторах авиационных турбовентиляторных двигателей, а также в наземных турбомашинах, преимущественно для энергоустановок газоперекачивающих станций.

Известно лабиринтное уплотнение радиального зазора турбомашины, содержащее сотовый элемент на статоре и гребешки на роторе турбомашины, расположенные с образованием между ними кольцевых канавок, при этом гребешки выполнены цилиндрическими с толщиной равной диаметру окружности, вписанной в ячейку сотового элемента. Наружная поверхность каждого гребешка выполнена зубчатой с образованием между зубьями кольцевых канавок [1].

Недостатком известной конструкции является невозможность ее использования для управления пограничным слоем вращающегося кольцевого вихря, возникающего над верхними частями лопаток ротора осевого компрессора, например, для создания аэродинамического "затвора", предотвращающего утечки из ступеней с более высокой степенью повышения давления в сторону ступеней с меньшей степенью повышения давления.

Известно устройство для динамического регулирования зазора между верхними частями рабочих лопаток и кожухом газотурбинного двигателя [2].

В известной конструкции газотурбинный двигатель снабжен роторными лопатками, каждая лопатка имеет корневую часть, верхнюю часть, вогнутую и выпуклую стороны. Лопатки охвачены кожухом. Радиально внутри кожуха и радиально снаружи верхних частей лопаток расположен подвижный вкладыш кожуха. Между кожухом и вкладышем размещено устройство, перемещающее вкладыш радиально внутрь от кожуха. Верхние части лопаток имеют на внутренней стороне определенный наклон относительно направления вращения ротора, что обеспечивает направленный на вкладыш поток сжатого воздуха. При изменении режима работы двигателя вкладыш изменяет свое положение и поддерживает минимальный зазор между своей внутренней поверхностью и верхними частями лопаток.

Недостатком известной конструкции является сложность и большая инерционность динамической регулировки зазора между верхними частями рабочих лопаток и кожухом, "непредсказуемость" на переменных режимах и различных условиях работы устройства: при прогреве, охлаждении и на крейсерском режиме.

Другим недостатком известной конструкции является ее низкий запас газодинамической устойчивости, отсутствие элементов пассивного управления пограничным слоем вращающегося кольцевого вихря, возникающего над верхними частями лопаток ротора осевого компрессора, а также элементов для предотвращения помпажа компрессора.

Известен корпус компрессора газотурбинного двигателя, содержащего ряд открытых радиально внутрь и назад в осевом направлении противопомпажных канавок, сформированных на внутренней цилиндрической поверхности корпуса [3].

В известной конструкции посторонние частицы, поступающие в двигатель и попадающие в эти канавки, имеют возможность свободного перемещения в осевом направлении потока через двигатель. Известная конструкция предназначена в основном для вентиляторных низконапорных ступеней газотурбинного двигателя.

Известен способ управления пограничным слоем за счет пассивной акустической струи [4].

В известной конструкции колебания давления, генерируемые осевыми и центробежными вентиляторами в конфузорном корпусе, используются для создания пассивной акустической струи с выходным соплом, тангенциально направляющим частицы газа с высоким потоком импульса в пограничный слой потока в диффузоре или канале. Частицы газа в резонансной камере пассивной акустической струи замещаются частицами с низким потоком импульса, всасываемым из потока газа в направлении, перпендикулярном поверхности. В результате создается осредненный во времени поток газа с повышенным потоком импульса, задерживающий или полностью предотвращающий отрыв пограничного слоя в диффузоре или канале. Пассивная струя создается вблизи верхних кромок рабочих лопаток, снижая утечки в зоне верхних кромок.

Недостатком известной конструкции является невозможность ее использования для аэродинамического уплотнения радиального зазора между верхними частями, например, лопаток осевого компрессора высокого давления со степенью повышения давления πк≈32,5 и оборотами nвд.max≈11820±150=94,9% турбовентиляторного авиационного двигателя для повышения КПД компрессора, его газодинамической устойчивости (противопомпажной), а также для снижения аэродинамического шума.

Наиболее близкой по своей технической сущности к предлагаемому изобретению является система отбора воздуха между ступенями компрессора газотурбинного двигателя [5].

Известная конструкция содержит кольцевую прорезь с угловой протяженностью 360°, образованную двумя стенками в корпусе статора компрессора. Из второй стенки выступает ряд пластин, устраняющих закрутку потока. Нижние полки статорных лопаток образуют, по меньшей мере, часть первой стенки. Кольцевая прорезь обеспечивает отбор достаточно большого объема воздуха между ступенями компрессора без дополнительного увеличения длины компрессора и двигателя.

Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей повышения КПД компрессора и его газодинамической устойчивости, а также снижения аэродинамического шума. В известной конструкции три кольцевых канавки в трактовой стенке над одной из ступеней роторных лопаток компрессора выполнены с глубиной, по меньшей мере, равной двум диаметрам вписанных (в меридианном сечении) окружностей в каждой из кольцевых канавок, т.е. они близки по форме к щелевым кольцевым канавкам. Таким образом, известные кольцевые канавки являются по сути противопомпажными, как и в источнике информации [3]. Известные технические решения не обеспечивают аэродинамическое уплотнение, например, в виде вращающегося вихря в этих канавках, направленного в пристеночном течении против утечек из ступени с более высоким давлением.

Техническая задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в повышении КПД осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя или наземной турбомашины, увеличении запаса газодинамической устойчивости, повышении ресурса роторных лопаток путем аэродинамического уплотнения между торцами роторных лопаток и кожухом, минимизации рециркулирующих утечек от ступеней с повышенным давлением, уменьшая неравномерности потока текучей среды: пульсаций и амплитуд импульсов потока в пограничных с трактовой стенкой слоях и снижения вибронапряжений в канавках.

Сущность технического решения заключается в том, что в устройстве аэродинамического уплотнения зазора между торцами лопаток ротора осевого компрессора и кожухом турбомашины, содержащем кольцевую трактовую стенку кожуха и один или несколько лопаточных венцов ротора, между торцами лопаток ротора с трактовой стенкой кожуха имеется радиальный зазор, при этом, по меньшей мере, один из участков трактовой стенки кожуха над торцами лопаток ротора выполнен с тремя кольцевыми канавками, согласно изобретению глубина каждой кольцевой канавки соответствует соотношению:

Rвпmax≤Ti≤Двпmax, где Ti - глубина соответствующей кольцевой канавки, Rвп - радиус вписанной окружности в меридианном сечении кольцевой канавки, Двп - диаметр вписанной окружности в меридианном сечении кольцевой канавки, Δmax - максимальный радиальный зазор между торцами лопаток ротора компрессора и кожухом, при этом отношение ширины каждой кольцевой канавки к величине максимального радиального зазора между торцами лопаток ротора компрессора и кожухом равно (0,855-1,155), где - аэродинамический параметр роторной ступени и/или компрессора, соответствующий логарифмическому масштабу 5 децибелл.

Выполнение устройства аэродинамического уплотнения зазора между торцами лопаток ротора осевого компрессора и кожухом турбомашины, содержащего кольцевую трактовую стенку кожуха и один или несколько лопаточных венцов ротора, между торцами лопаток ротора с трактовой стенкой кожуха имеется радиальный зазор, при этом, по меньшей мере, один из участков трактовой стенки кожуха над торцами лопаток ротора выполнен с тремя кольцевыми канавками таким образом, что глубина каждой кольцевой канавки соответствует соотношению:

Rвпmax≤Ti≤Двпmax, где Ti - глубина соответствующей кольцевой канавки, Rвп - радиус вписанной окружности в меридианном сечении кольцевой канавки, Двп - диаметр вписанной окружности в меридианном сечении кольцевой канавки, Δmax - максимальный радиальный зазор между торцами лопаток ротора компрессора и кожухом, при этом отношение ширины каждой кольцевой канавки к величине максимального радиального зазора между торцами лопаток ротора компрессора и кожухом равно (0,855-1,155), где - аэродинамический параметр роторной ступени и/или компрессора, соответствующий логарифмическому масштабу 5 децибелл, обеспечивает "слив" пограничного с трактовой стенкой слоя и отбор вращающихся вихрей вдоль линий равных уровней статического давления в кольцевых канавках на участках трактовой стенки кожуха над торцами лопаток ротора. При этом в каждой кольцевой канавке вращающийся вихрь, создаваемый роторными лопатками, приобретает вторичную крутку за счет осевого движения пограничного с трактовой стенкой слоя. Таким образом в промежутках между кольцевыми канавками, а также на выходе из нижней по потоку кольцевой канавки вторичная крутка вращающегося вихря, создаваемого верхними частями роторных лопаток, образует течение пограничного слоя и аэродинамический "затвор", направленный против направления утечек из ступени с более высокой степенью повышения давления, т.е. из ступени, расположенной ниже по потоку.

Такое выполнение аэродинамического уплотнения позволяет пассивно управлять турбулентностью в пограничном с трактовой стенкой воздушном слое потока и снижает потери давления в межлопаточных каналах роторной ступени, а также осевого компрессора, например со степенью повышения давления πк≈32,5.

Такое выполнение устройства аэродинамического уплотнения зазора между торцами лопаток ротора осевого компрессора и кожухом турбомашины также исключает или минимизирует рециркуляцию высокотурбулентных вихрей из ступеней с большой степенью повышения давления в сторону ступеней с меньшей степенью повышения давления. При этом газодинамическая устойчивость (противопомпажная) сохраняется и, более того, аэродинамически пассивно регулируется за счет синхронизации волнового сжатия воздуха в поперечном сечении воздушного тракта на соответствующей частоте прохождения роторных лопаток и частоте вторичной крутки вращающихся вихрей в направлении по потоку (в пристеночном слое). "Запирания" воздушного потока тракта компрессора, соответствующего частоте вращающегося срыва, соответствующего предпомпажному состоянию, при этом, по существу, не происходит. Компрессор пассивно регулируется вторичной круткой вращающихся над роторными лопатками вихрей, снижая при этом аэродинамический шум за счет отсечки гармоник на частоте прохождения роторных лопаток.

Ниже представлен наиболее предпочтительный вариант использования устройства аэродинамического уплотнения зазора между торцами лопаток ротора осевого компрессора высокого давления и кожухом компрессора, например, со степенью повышения давления πк≈32,5. В данном компрессоре наиболее весома величина повышения КПД, предотвращения помпажа и уменьшения утечек между ступенями. Однако специалистам понятно, что данное изобретение может быть использовано также в вентиляторной ступени двухконтурного авиационного двигателя, в подпорных ступенях компрессора и в наземной турбомашине.

На фиг.1 изображен компрессор высокого давления авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя; на фиг.2 - элемент I на фиг.1; на фиг.3 - элемент II на фиг.1; на фиг.4 - меридианное сечение кольцевых канавок над одной из ступеней лопаток ротора.

Устройство аэродинамического уплотнения зазора между торцами лопаток ротора осевого компрессора и кожухом турбомашины содержит кольцевую трактовую стенку 1 кожуха 2 и, по существу, тринадцать ступеней лопаточных венцов ротора. При этом все ступени ротора имеют безбандажные торцы 3, ступени 4, 5 имеют бандажные демферные полки 6 в средней части по высоте лопаток, а у всех лопаток между торцами 3 лопаток, например, 7, 8, 9, 10 с трактовой стенкой 1 кожуха 2 имеется радиальный зазор 11 (Δmax), см. фиг.1, 2, 3, 4. Поз.12 - направление осевой составляющей всасывания, сжатия и подачи воздуха в компрессоре, поз. 13, 14, 15 - показаны диски первых ступеней компрессора, закрепленных на валу 16, а поз. 17 - виртуальная ось вращения ротора компрессора. Поз. 18 показана одна из поворотных направляющих ступеней компрессора, поз. 19, 20, 21, 22 - несколько спрямляющих ступеней компрессора, расположенных между роторными лопатками, см. фиг.1, 2, 3. Участки 23, 24 трактовой стенки 1 кожуха 2 над торцами 3 лопаток 7, 8 выполнены с тремя кольцевыми канавками 25, 26, 27, а также 28, 29 и 30, см. фиг.2.

Участки 31, 32 трактовой стенки 1 кожуха 2 над торцами 3 лопаток 9, 10 выполнены с тремя кольцевыми канавками 34, 35, 36 см. фиг.3.

Глубина 37 (Тi) каждой кольцевой канавки 25, 26, 27, 28, 29 и 30, а также 34, 35, 36 соответствует соотношению: Rвпmax≤Ti≤Двпmax, где Тi, (поз.37) - глубина соответствующей кольцевой канавки; Rвп (поз.38) - радиус вписанной окружности в меридианном сечении кольцевой канавки; Двп (поз.39) - диаметр вписанной окружности в меридианном сечении кольцевой канавки; Δmax (поз.11) - максимальный радиальный зазор между торцами 3 лопаток 7, 8, 9, 10 и др. компрессора и трактовой стенкой 1 кожуха 2, см. фиг.4.

Отношение ширины 40 каждой кольцевой канавки 25, 26, 27, 28, 29 и 30, а также 34, 35, 36 к величине максимального радиального зазора Δmax (поз.11) между торцами 3 лопаток 7, 8, 9, 10 и др. ротора компрессора и трактовой стенкой 1 кожуха 2 равно (0,855-1,155) где - аэродинамический параметр роторной ступени и/или компрессора, соответствующий логарифмическому масштабу 5 децибелл. Кроме того, на фиг.4 показано поз.41 - направление осевой составляющей потока воздуха вблизи трактовой стенки 1 кожуха 2; поз. 42 - направление вторичной крутки вращающегося вокруг оси над роторными лопатками 7, 8, 9, 10 и др. вихря; поз. 43 - показано направление противодействия утечкам 44 из ступени с более высокой степенью повышения давления; поз.45 - виртуальный центр вторичной крутки торообразного вращающегося над роторными лопатками 7, 8, 9, 10 и др. потока воздуха 12, 41.

Устройство аэродинамического уплотнения зазора между торцами лопаток ротора осевого компрессора высокого давления и кожухом компрессора работает следующим образом.

Типичным режимом работы современного авиационного двигателя является режим, при котором периферийная часть первого венца ротора компрессора обтекается сверхзвуковым потоком с дозвуковой осевой составляющей. При таком обтекании в периферийной части венца образуются ударные волны, распространяющиеся вверх по потоку от компрессора и образующие характерный шум ("визг пилы").

Пульсации давления в проточном тракте вниз по потоку 12 от роторных лопаток 7, 8, 9, 10 и др. имеют вид сложных колебаний, спектр частот которых состоит из сложной части и отдельных составляющих в виде лопаточной частоты, модулированной частотой вращающегося срыва. Вращающийся вихрь над периферийными кромками 3 (торцами) роторных лопаток 7, 8, 9, 10 и др. вытесняется в направлении 41, 42, 43 вдоль хорд роторных лопаток 7, 8, 9, 10 и др. При этом втекание, вытекание и демфирование вращающегося вихря в кольцевых канавках 25, 28, 34, а также 26, 29, 35, а также 27, 30, 36 происходит вдоль линий равных уровней статического давления в межлопаточных каналах над торцами 3 роторных лопаток 7, 8, 9, 10 и др. Вращающийся вихрь над торцами роторных лопаток 7, 8, 9, 10 и др. при движении вдоль сторон давления и разрежения роторных лопаток 7, 8, 9, 10 и др. приобретает вторичную крутку по направлению 42, а при утечках потока 44 осевая составляющая 43 аэродинамически запирает утечки и устраняет возникновение интенсивных дискретных гармоник на частоте вращающегося срыва, по существу, в канавках 27, 30, 36. При этом частота вторичной крутки 42 пассивно увеличивается или уменьшается, а "запирания", т.е. уменьшения расхода воздуха, предшествующего помпажу компрессора, не происходит, потери давления минимизируются, снижаются пульсации и амплитуды импульсов потоков в пограничных с трактовой стенкой 1 кожуха 2 компрессора.

Устройство аэродинамического уплотнения зазора между торцами лопаток ротора осевого компрессора высокого давления и кожухом компрессора позволяет существенно (от 4 до 7%) повысить КПД компрессора при сохранении или повышении запасов газодинамической устойчивости, снизить вибронапряжения и минимизировать поломки роторных лопаток, а также уменьшить аэродинамический шум.

Источники информации

1. RU 2033527 С1, F 01 D 11/08, 20.04.1995.

2. WO 9607018 A1, F 01 05/20, 07.03.1996.

3. US 6499940 ВВ, F 01 D 21/00, 31.12.2002.

4. US 6379110 ВА, F 01 D 21/00, 30.04.2002.

5. US 6109868 A, F 01 D 13/02, 29.08.2000.

Устройство аэродинамического уплотнения зазора между торцами лопаток ротора осевого компрессора и кожухом турбомашины, содержащее кольцевую трактовую стенку кожуха и один или несколько лопаточных венцов ротора, между торцами лопаток ротора с трактовой стенкой кожуха имеется радиальный зазор, при этом, по меньшей мере, один из участков трактовой стенки кожуха над торцами лопаток ротора выполнен с тремя кольцевыми канавками, отличающееся тем, что глубина каждой кольцевой канавки соответствует соотношению

Rвпmax≤Ti≤Двпmax,

где Тi - глубина соответствующей кольцевой канавки;

Rвп - радиус вписанной окружности в меридианном сечении кольцевой канавки;

Двп - диаметр вписанной окружности в меридианном сечении кольцевой канавки;

Δmax - максимальный радиальный зазор между торцами лопаток ротора компрессора и кожухом, при этом отношение ширины каждой кольцевой канавки к величине максимального радиального зазора между торцами лопаток ротора компрессора и кожухом равно (0,855-1,155), где - аэродинамический параметр роторной ступени и/или компрессора, соответствующий логарифмическому масштабу 5 дБ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к уплотнительной технике и может быть использовано в системах уплотнений турбокомпрессоров различного назначения, в частности в системах уплотнений газоперекачивающих агрегатов, для повышения надежности и экономичности работы.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применений. .

Изобретение относится к газотурбокомпрессоростроению, например к системам регулирования уплотнений газотурбонагнетательных установок, и решает задачу повышения надежности и экономичности систем регулирования уплотнений нагнетателей природного газа с газотурбинным приводом путем применения электроприводного насоса уплотнения с регулируемой частотой вращения и питанием его от аккумуляторной батареи, заряжаемой от стартера-генератора установки.

Изобретение относится к роторам компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения и позволяет уменьшить время балансировки и повысить надежность работы ротора компрессора.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в конструкциях газотурбинных двигателей авиационного и наземного использования, для повышения надежности конструкции путем усиления дисков первой и последней ступеней и снижения напряжений в полотне закомпрессорного лабиринта при осевых деформациях.

Изобретение относится к области двигателестроения, в том числе к конструкциям стационарных двигателей наземного применения, и позволяет повысить надежность работы ротора за счет повышения прочности закрепления рабочих колес на валу ротора.

Изобретение относится к области вентиляторостроения и касается конструкции уплотнения корпуса вентилятора. .

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано для паровых турбин. .

Изобретение относится к устройствам для фиксации в окружном направлении пружины-демпфера и внутреннего воздушного уплотнения в узле статора

Изобретение относится к компрессоростроению

Изобретение относится к конструкции опоры вентилятора ГТД авиационного и наземного применения

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей и повышает надежность и герметичность соединения диск - лабиринт

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям ротора турбокомпрессора наддува двигателя внутреннего сгорания, в частности к способам предотвращения утечек газа через лабиринтные уплотнения

Изобретение относится к области машиностроения, может быть использовано в компрессорной технике, и при его использовании повышается эффективность компенсации осевых усилий на ротор и расширяется диапазон работы центробежного компрессора

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в осевых компрессорах высокого давления авиационных турбореактивных двигателей иили в подпорных ступенях, иили вентиляторах авиационных турбовентиляторных двигателей, а также в наземных турбомашинах, преимущественно для энергоустановок и газоперекачивающих станций

Наверх