Система охлаждения задней полости крыльчатки центробежного компрессора


 


Владельцы патента RU 2433309:

СНЕКМА (FR)

Группа изобретений относится к системе охлаждения задней полости крыльчатки центробежного компрессора в газотурбинном двигателе, в частности таком, как авиационный турбореактивный двигатель, авиационный турбовинтовой двигатель или газогенератор, и позволяет обеспечить снижение температуры материала крыльчатки и избежать ее разрушения. Указанный технический результат достигается в системе охлаждения задней полости крыльчатки центробежного компрессора в газотурбинном двигателе, при этом на выходе компрессор соединен с диффузором, содержащим кольцевой фланец, выполненный в сторону выхода и вдоль крыльчатки компрессора и ограничивающий кольцевую полость сзади крыльчатки, вентилируемую путем отбора воздуха на выходе компрессора, причем коаксиально вокруг фланца диффузора установлен кольцевой лист, ограничивающий вместе с фланцем кольцевой канал, соединенный спереди со средствами отбора воздуха на передней ступени осевого компрессора или на выходе охлаждающего теплообменника таким образом, чтобы при температуре, меньшей температуры воздуха, выходящего из компрессора, воздух циркулировал в кольцевом канале от входа к выходу для обеспечения охлаждения и вентиляции кольцевого фланца диффузора. 2 н. и 8 з.п.ф-лы, 1 ил.

 

Настоящее изобретение касается системы охлаждения задней полости крыльчатки центробежного компрессора в газотурбинном двигателе, в частности таком, как авиационный турбореактивный двигатель, авиационный турбовинтовой двигатель или газогенератор.

Полость, выполненная в задней части ротора или крыльчатки центробежного компрессора в газотурбинном двигателе, нуждается в вентилировании для удаления тепловой энергии, создаваемой крыльчаткой. Как правило, такую вентиляцию осуществляют путем отбора воздуха на выходе компрессора на стыке с входом кольцевого диффузора, питающего камеру сгорания.

Однако, поскольку вентиляционный воздух отбирается на выходе компрессора, его температура уже является относительно высокой. Она повышается еще больше за счет вязкого трения на задней стороне крыльчатки, поэтому эта сторона может нагреваться до высокой температуры, которая может достигать и превышать максимально допустимую температуру для материала крыльчатки, что может привести к разрушению крыльчатки.

Было предложено устанавливать на задней стороне крыльчатки теплозащитный кольцевой экран. Однако этот экран является тяжелым и приводит к увеличению массы газотурбинного двигателя и инерции вращения крыльчатки и может быть причиной снижения характеристик газотурбинного двигателя.

Технической задачей настоящего изобретения является создание простой, эффективной и экономичной системы охлаждения задней полости крыльчатки.

Согласно изобретению предложена система охлаждения задней полости крыльчатки центробежного компрессора в газотурбинном двигателе, при этом на выходе компрессор соединен с диффузором, содержащим кольцевой фланец, выполненный в сторону выхода и вдоль крыльчатки компрессора и ограничивающий кольцевую полость сзади крыльчатки, вентилируемую путем отбора воздуха на выходе компрессора, система характеризуется тем, что коаксиально вокруг фланца диффузора установлен кольцевой лист, ограничивающий вместе с фланцем кольцевой канал, соединенный спереди со средствами отбора воздуха на передней ступени осевого компрессора или на выходе охлаждающего теплообменника таким образом, чтобы при температуре, меньшей температуры воздуха, выходящего из компрессора, воздух циркулировал в кольцевом канале от входа к выходу для обеспечения охлаждения и вентиляции кольцевого фланца диффузора.

Холодный воздух, циркулирующий в канале, образованном между кольцевым листом и фланцем диффузора, обеспечивает охлаждение и вентиляцию этого фланца, который может, таким образом, поглощать большую часть тепла, создаваемого при сдвиге воздуха между крыльчаткой компрессора и фланцем диффузора.

Воздух, вентилирующий заднюю полость крыльчатки, остается относительно холодным и может эффективно охлаждать крыльчатку, при этом не требуется наличия теплозащитного экрана. Расход воздуха, отбираемого на выходе компрессора для питания задней полости крыльчатки и вентиляции крыльчатки компрессора, можно уменьшить таким образом, чтобы увеличить расход воздуха, питающего диффузор и камеру сгорания, и улучшить производительность газотурбинного двигателя.

В примере выполнения было отмечено, что питание кольцевого канала воздухом, отбираемым на второй ступени компрессора, позволяет понизить примерно на 50-60°С температуру крыльчатки компрессора.

В предпочтительном варианте выполнения настоящего изобретения кольцевой лист по существу является параллельным фланцу диффузора, при этом как кольцевой лист, так и фланец по существу имеют L-образную форму в осевом сечении.

Кольцевой лист и фланец диффузора можно крепить их задними концами на средствах нагнетания воздуха, охлаждающего и/или вентилирующего компоненты, находящиеся на выходе камеры сгорания.

Для облегчения монтажа листа он может содержать на переднем конце цилиндрический бортик, центрованный и установленный на цилиндрическом бортике диффузора.

Кольцевой канал между листом и фланцем диффузора на входе соединен со средствами отбора воздуха на передней ступени осевого компрессора или на выходе охлаждающего теплообменника. Этот канал соединен также на выходе с каналом удаления вентиляционного воздуха, давление которого ниже давления воздуха, выходящего из диффузора.

Предпочтительно кольцевой лист выполнен из материала с низкой теплопроводностью, или он содержит покрытие из материала с низкой теплопроводностью.

Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель, такой как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, характеризующийся тем, что содержит описанную выше систему охлаждения.

Настоящее изобретение и его другие детали будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылкой на сопровождающий чертеж, на котором в осевом разрезе схематично и частично показана система охлаждения в соответствии с изобретением.

На чертеже показана часть газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащая от входа к выходу в направлении потока газов внутри газотурбинного двигателя центробежную ступень 10 компрессора, диффузор 12 и камеру 14 сгорания.

Вход 16 центробежной ступени 10 направлен вперед по существу параллельно оси 18 газотурбинного двигателя, а ее выход 20 направлен наружу по существу перпендикулярно к оси 18 и находится на одной линии с радиальным входом 22 диффузора 12. Диффузор имеет кольцевую форму, изогнутую под углом 90°, и содержит кольцевой выход 24, имеющий направление, параллельное оси газотурбинного двигателя, и выходящий радиально наружу относительно входа камеры 14 сгорания.

Диффузор 12 установлен на наружном картере 28 газотурбинного двигателя, охватывающем снаружи компрессор 10, диффузор 12 и камеру 14 сгорания. Диффузор 12 содержит цилиндрическую перегородку 30, выполненную в сторону передней части, начиная от входа 22 диффузора, и заканчивающуюся на своем переднем конце кольцевым фланцем 32, закрепленным на фланце 34 наружного картера 28 при помощи соответствующих средств типа винт-гайка.

Диффузор 12 содержит также задний кольцевой фланец 26 по существу L-образного сечения, передняя часть которого является по существу радиальной и соединена своим радиально наружным концом с входом 22 диффузора, а задняя часть которого является по существу цилиндрической и на своем заднем конце заканчивается кольцевым фланцем 38 крепления на средствах 40 нагнетания воздуха, вентилирующего компоненты (в частности, турбины), находящиеся на выходе камеры 14 сгорания.

Радиальная часть фланца 26 диффузора расположена сзади ротора или крыльчатки 36 центробежной ступени компрессора, вдоль нее и на небольшом расстоянии от нее, образуя радиальное кольцевое пространство 42, сообщающееся своим радиально наружным концом с выходом 20 ступени компрессора и своим радиально внутренним концом с кольцевой полостью 43, ограниченной цилиндрической задней частью фланца 26.

Камера 14 сгорания содержит две коаксиальные кольцевые стенки 44, 46, которые находятся одна внутри другой и соединены своими передними концами со стенкой 48 дна камеры. Радиально наружная стенка 44 камеры закреплена своим задним концом на наружном картере 28, а ее радиально внутренняя стенка 46 соединена своим задним концом с кольцом 52 в виде усеченного конуса, которое на своем радиально внутреннем конце содержит внутренний кольцевой фланец 54 крепления на вышеуказанных средствах 40 нагнетания.

Средства 40 нагнетания содержат две кольцевые стенки, внутреннюю 56 и наружную 58, по существу L-образного сечения, которые установлены одна внутри другой и ограничивают между собой кольцевой канал 59, изогнутый под прямым углом и выходящий своим передним концом радиально наружу и своим задним концом в осевом направлении в сторону выхода. Кольцевой канал 59 питается воздухом, выходящим из диффузора 12.

Фланец 38 фланца 26 диффузора прижат к передней радиальной стороне внутренней стенки 56 средств 40 нагнетания спереди от их входа, и фланец 54 кольца 52 прижат к задней радиальной стороне наружной стенки 58 средств 40 нагнетания сзади от их входа. На фланцах 38 и 54 выполнены отверстия 60 для прохождения средств крепления типа винт-гайка, установленных в соответствующих отверстиях стенок 56, 58 средств 40 нагнетания.

Небольшая часть струи воздуха, выходящей из ступени компрессора 10, проходит в радиальное пространство 42, ограниченное задней стороной 62 крыльчатки 36 и фланцем 26 диффузора. Этот воздух (стрелка 61) подвергается действию больших сил сдвига, создаваемых при вращении крыльчатки 36 вблизи радиальной части фланца, в результате чего возникает тепло, вызывающее нагревание крыльчатки, которая обладает ограниченной теплостойкостью.

В известных решениях на задней стороне крыльчатки 36 устанавливают кольцевой экран 64 (показан пунктирной линией) для тепловой защиты крыльчатки, чтобы избежать ее перегрева во время работы.

Система в соответствии с настоящим изобретением позволяет отказаться от этого экрана за счет выполнения кольцевого листа 70, установленного в радиальном направлении между камерой 14 сгорания и фланцем 26 диффузора и ограничивающего вместе с последним кольцевой канал 72, питаемый воздухом, более холодным, чем воздух, выходящий из компрессора 10.

В представленном примере лист 70 имеет по существу L-образное сечение и содержит радиальную переднюю часть 74, выполненную сзади и на расстоянии от передней радиальной части фланца 26, по существу параллельно последнему, и по существу цилиндрическую заднюю часть 76, выполненную снаружи и на расстоянии от задней цилиндрической части фланца 26, по существу параллельно этой задней части.

На своем радиально наружном конце радиальная часть 74 листа содержит цилиндрический бортик 78, направленный в сторону входа и заходящий сзади в кольцевой паз 80, выходящий назад и выполненный на радиально внутреннем конце входа 22 диффузора. Бортик 78 листа 70 содержит, по меньшей мере, одно радиальное отверстие 82 питания холодным воздухом кольцевого канала 72. Это отверстие через канал питания (схематично показанный пунктирной линией 84) соединено со средствами отбора воздуха на передней ступени осевого компрессора (не показана), установленной на входе центробежной ступени 10 или на выходе первого контура охлаждающего теплообменника, который, как известно, содержит второй контур, в котором циркулирует охлаждающая текучая среда.

Цилиндрическую стенку 76 листа крепят сваркой ее задним концом на средствах 40 нагнетания, например, как показано на чертеже, на радиально наружном конце наружной стенки 58 средств 40 нагнетания.

Воздух 86, проходящий по каналу 72, позволяет вентилировать и охлаждать фланец 26 диффузора, чтобы он мог поглощать большую часть тепла, создаваемого при сдвиге воздуха между крыльчаткой 36 компрессора и радиальной частью фланца 26, и ограничивать, таким образом, нагрев ротора и появление температурного градиента вдоль задней стороны 62 крыльчатки компрессора. Затем этот воздух 86 удаляется через, по меньшей мере, один канал (схематично показан пунктирной линией 88), соединенный своим задним концом с кольцевым каналом 72, для вентиляции других элементов газотурбинного двигателя.

Регулирование расстояния между листом 70 и фланцем 26 диффузора позволяет управлять вентиляцией фланца 26 и, следовательно, контролировать коэффициент теплообмена между фланцем и воздухом 61, циркулирующим в полости 72. Для данного расхода воздуха питания канала 72, чем меньше расстояние между листом 70 и фланцем 26, тем больше скорость воздуха 86 в канале 72 и тем больше коэффициент теплообмена между этим воздухом и фланцем и коэффициент теплообмена между фланцем 26 и воздухом 61, проходящим между крыльчаткой 36 и фланцем 26.

Лист 70 устанавливают герметично на диффузоре 12 и средствах 40 нагнетания, что позволяет осуществлять питание канала 72 воздухом под давлением, отличающимся от давления горячего воздуха, циркулирующего между листом 70 и камерой 14 сгорания и в кольцевой полости 43.

Кольцевой лист 70 устанавливают в газотурбинном двигателе следующим образом.

После монтажа диффузора 12 на центробежном компрессоре 10 и перед сборкой средств 40 нагнетания и камеры 14 сгорания на фланце 26 диффузора лист 70 перемещают вперед и его бортик 78 вставляют в паз 80 диффузора 12. Средства 40 нагнетания соединяют с фланцем 38 фланца диффузора, затем радиально наружный конец стенки 58 средств 40 нагнетания и задний конец листа 70 соединяют точечной сваркой или кольцевым сварным швом. После этого камеру перемещают вперед и крепят кольцом 52 на средствах 40 нагнетания.

Лист 70 и, в случае необходимости, каналы питания 84 и удаления 88 канала 72 предпочтительно выполняют из материала с низкой теплопроводностью, или они содержат покрытие из материала с низкой теплопроводностью.

1. Система охлаждения задней полости крыльчатки центробежного компрессора в газотурбинном двигателе, при этом на выходе компрессор соединен с диффузором, содержащим кольцевой фланец, выполненный в сторону выхода и вдоль крыльчатки компрессора и ограничивающий кольцевую полость сзади крыльчатки, вентилируемую путем отбора воздуха на выходе компрессора, отличающаяся тем, что коаксиально вокруг фланца диффузора установлен кольцевой лист, ограничивающий вместе с фланцем кольцевой канал, соединенный спереди со средствами отбора воздуха на передней ступени осевого компрессора или на выходе охлаждающего теплообменника таким образом, чтобы при температуре, меньшей температуры воздуха, выходящего из компрессора, воздух циркулировал в кольцевом канале от входа к выходу для обеспечения охлаждения и вентиляции кольцевого фланца диффузора.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой лист, по существу, является параллельным фланцу диффузора.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой лист и фланец диффузора имеют каждый, по существу, L-образную форму в осевом сечении.

4. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой лист и фланец диффузора закреплены задними концами на средствах нагнетания вентилирующего воздуха.

5. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой лист содержит на переднем конце цилиндрический бортик, центрованный и установленный на цилиндрическом бортике диффузора.

6. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой лист установлен герметично на фланце диффузора.

7. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой лист выполнен из материала с низкой теплопроводностью.

8. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой лист содержит покрытие из материала с низкой теплопроводностью.

9. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой канал на выходе соединен с каналом удаления вентиляционного воздуха.

10. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит систему охлаждения по п.1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД).

Изобретение относится к способу управления турбокомпрессором, в соответствии с которым в трубопроводе сжатого воздуха расположен обратный клапан. .

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД).

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТУ.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двухконтурными двигателями.

Изобретение относится к области вентиляторо-, насосо- и компрессоростроения. .

Изобретение относится к усовершенствованию компрессоров, и более конкретно к усовершенствованию способа управления динамическими компрессорами с регулируемой частотой вращения, для исключения перегрузки двигателя вследствие дросселирования

Изобретение относится к способам защиты компрессоров от помпажа и может быть использовано в химической и других отраслях промышленности

Изобретение относится к области защиты осевых и центробежных компрессоров от помпажа и может быть использовано в системах защиты и управления газоперекачивающих агрегатов как для нагнетателя, так и для осевых компрессоров газоприводных двигателей

Изобретение относится к области управления газоперекачивающими агрегатами (ГПА) при транспортировке газа

Изобретение относится к усовершенствованиям компрессоров, в частности к усовершенствованиям способа регулирования центробежных компрессоров, чтобы сделать максимальной их эффективность

Изобретение относится к компрессорной установке с компрессором, с линией всасывания и с отводящей линией, с блоком управления, который управляет работой компрессора и/или работой соседних модулей
Наверх