Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора



Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора
Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора
Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора
Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора
Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора

 


Владельцы патента RU 2447292:

СНЕКМА (FR)

Газотурбинный двигатель содержит центробежный компрессор и кольцевой диффузор, установленный на выходе компрессора и содержащий задний кольцевой фланец по существу L-образного сечения, выполненный на выходе крыльчатки компрессора и ограничивающий вместе с задней радиальной стороной крыльчатки кольцевую полость, вентилируемую за счет отбора воздуха на выходе компрессора. Отбираемый воздух циркулирует в полости в сторону выхода и в сторону оси вращения компрессора. В этой полости размещен, по меньшей мере, один кольцевой отражатель, расположенный между задней стороной крыльчатки и задним кольцевым фланцем диффузора, чтобы препятствовать подъему горячего воздуха вдоль задней стороны крыльчатки и чтобы ускорить прохождение воздуха, отбираемого на выходе компрессора, и вызвать отклонение горячего воздуха в сторону выхода. Отражатель выполнен в радиальном направлении на уровне соединения между передней радиальной частью и задней цилиндрической частью кольцевого фланца диффузора. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

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

Кольцевая полость, выполненная в задней части 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.

Кольцевой диффузор содержит задний кольцевой фланец с осевым сечением по существу L-образной формы, радиальная передняя часть которого с небольшим осевым зазором расположена вдоль задней стороны крыльчатки, а задняя часть которого является по существу цилиндрической. Воздух, отбираемый на выходе компрессора, проходит снаружи внутрь в радиальное кольцевое пространство, образованное между крыльчаткой и радиальной частью фланца диффузора, затем проходит в заднюю полость крыльчатки.

Во время работы воздух в полости подвергается воздействию значительных центробежных сил и увлекается вращением крыльчатки, что приводит к возникновению зоны рециркуляции воздуха в полость и к подъему части этого воздуха вдоль задней стороны крыльчатки изнутри наружу. Этот воздух нагревается от вязкого трения на задней стороне крыльчатки и смешивается с отбираемым воздухом, выходящим из компрессора, повышая температуру этого воздуха. За счет конвекции этот воздух еще больше нагревает заднюю сторону крыльчатки до температуры, которая может достичь и превысить допустимое максимальное значение, что приводит к текучести материала.

В патенте US 4277222 раскрыт газотурбинный двигатель, имеющий центробежный воздушный компрессор, открытый с одного конца в камеру сгорания. На задней стороне воздушного компрессора имеется покрытие из термического изолирующего материала, например из оксида циркония. Указанный материал эффективно изолирует сравнительно холодный воздушный компрессор от горячих газов утечки из камеры сгорания и последующие компоненты газовой турбины, что позволяет минимизировать термическое напряжение компрессора и обеспечивает более высокие соотношения скорости и давления, а также позволяет уменьшить вес компрессора.

Таким образом, в патенте обеспечивается средство для более простого, но эффективного уменьшения неблагоприятных эффектов от утечки газов из горячих участков турбинного двигателя к обратной стороне сравнительно холодного компрессора.

Это достигается посредством покрытия из термически изолирующего материала на обратной стороне компрессора. Могут быть использованы различные материалы, например керамические покрытия, а также оксид циркония, который напыляется на обратную поверхность, могут быть использованы различные материалы, например керамические покрытия, а также оксид циркония, который напыляется на обратную поверхность турбинного компрессора.

В патенте US 5996331 раскрыт пассивный управляемый регулятор с обратной связью и способ регулирования отводимого воздуха газотурбинного двигателя, в котором автоматически регулируют поток охлаждающего воздуха, направляемого к лопаткам турбины и другим горячим элементам, подвергающимся действию внутреннего дифференциального давления между давлением на выходе из компрессора и давлением выходящего воздуха на крыльчатке компрессора. Дифференциальное давление, используемое для работы регулятора, является мерой расхода мгновенного необходимого холодного потока для двигателя. В варианте выполнения регулятор содержит седло клапана, расположенное в потоке охлаждающего воздуха. Клапанный элемент перемещается в ответ на дифференциальное давление между выходом крыльчатки компрессора выходящего воздуха и горловиной выхода воздуха компрессора.

Технической задачей настоящего изобретения является простое, эффективное и экономичное решение этой проблемы.

Поставленная задача решена путем создания газотурбинного двигателя, содержащего центробежный компрессор и кольцевой диффузор, выполненный на выходе компрессора, при этом диффузор содержит задний кольцевой фланец по существу L-образного сечения, выполненный сзади крыльчатки компрессора и ограничивающий вместе с задней радиальной стороной крыльчатки кольцевую полость, вентилируемую за счет отбора воздуха на выходе компрессора, при этом отбираемый воздух циркулирует в полости в сторону выхода и в сторону оси вращения компрессора, характеризующийся тем, что в этой полости устанавливают, по меньшей мере, один кольцевой отражатель, расположенный между задней стороной крыльчатки и задним кольцевым фланцем диффузора, чтобы препятствовать подъему горячего воздуха вдоль задней стороны крыльчатки и чтобы ускорить прохождение воздуха, отбираемого на выходе компрессора, и вызвать отклонение горячего воздуха в сторону выхода.

Кольцевой отражатель в соответствии с настоящим изобретением препятствует подъему горячего воздуха вдоль задней стороны крыльчатки и образует сужение пропускного сечения для воздуха, отбираемого на выходе компрессора, чтобы ускорить этот воздух и вызвать сдвиг более горячего воздуха, который поднялся вдоль радиальной стороны крыльчатки и изменил направление за счет наличия отражателя, и увлечь этот более горячий воздух вдоль цилиндрической части кольцевого фланца диффузора.

Согласно другому отличительному признаку настоящего изобретения отражатель располагают в радиальном направлении на уровне соединения между радиальной частью и цилиндрической частью заднего кольцевого фланца диффузора.

Именно на этом уровне отражатель проявляет максимальную эффективность с точки зрения отклонения более горячего воздуха, который поднялся вдоль задней стороны крыльчатки, сдвига и увлечения этого горячего воздуха воздухом, отбираемым на выходе компрессора.

В варианте выполнения настоящего изобретения отражатель выполнен в виде выступа на задней стороне крыльчатки и по существу имеет цилиндрическую форму. Предпочтительно этот отражатель выполняют в осевом направлении до сближения с задним кольцевым фланцем диффузора, и он имеет осевой размер, превышающий или равный толщине слоя горячего воздуха, поднимающегося вдоль крыльчатки.

Этот горячий воздух отклоняется в сторону выхода отражателем крыльчатки, затем увлекается воздухом, отбираемым на выходе компрессора и проходящим между отражателем и фланцем диффузора.

В другом варианте выполнения настоящего изобретения отражатель выполнен в виде выступа на кольцевом фланце диффузора в осевом направлении в сторону входа до сближения с крыльчаткой. Предпочтительно этот отражатель размещен на стыке между радиальной частью и цилиндрической частью фланца диффузора.

Воздух, проходящий от выхода компрессора между задней стороной крыльчатки и отражателем фланца, препятствует подъему более горячего воздуха вдоль задней стороны.

В другом варианте выполнения первый отражатель выполнен в виде выступа на задней стороне крыльчатки, и второй отражатель выполнен в виде выступа на заднем кольцевом фланце диффузора, при этом отражатели направлены друг к другу и ограничивают между собой кольцевой канал выхода воздуха, отбираемого на выходе компрессора. Предпочтительно отражатель, выполненный на крыльчатке, расположен в радиальном направлении внутри отражателя, выполненного на кольцевом фланце диффузора.

Согласно еще одному варианту отражатель выполнен в виде выступа на кольцевом теплозащитном экране, закрывающем заднюю сторону крыльчатки и вращающемся вместе с крыльчаткой, при этом отражатель расположен в сторону выхода до сближения с фланцем диффузора. Предпочтительно отражатель находится на уровне соединения между радиальной и цилиндрической частями фланца диффузора.

Отражатель может иметь квадратную, прямоугольную или треугольную форму в осевом сечении.

Настоящее изобретение и его детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых

фиг.1 изображает схему осевого разреза известной системы вентиляции согласно предшествующему уровню техники;

фиг.2 - частичный вид осевого разреза системы вентиляции согласно настоящему изобретению;

фиг.3 - частичный вид осевого разреза другого варианта выполнения настоящего изобретения;

фиг.4 - частичный вид осевого разреза другого варианта выполнения настоящего изобретения;

фиг.5 - частичный вид осевого разреза еще одного варианта выполнения настоящего изобретения.

На фиг.1 схематично показана часть известного 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 16 газотурбинного двигателя, а ее выход 18 направлен радиально наружу по существу перпендикулярно к оси 16 газотурбинного двигателя.

Диффузор 12 имеет кольцевую форму, изогнутую под углом 90°, и содержит вход 20, находящийся на одной линии с выходом 18 компрессора, и выход 22, направленный в сторону выхода и радиально выходящий наружу камеры 14 сгорания.

Диффузор 12 установлен на наружном картере 24, охватывающем снаружи компрессор 10, диффузор 12 и камеру 14 сгорания.

Диффузор 12 содержит задний кольцевой фланец 26 по существу L-образного сечения, передняя часть 28 которого является по существу радиальной и выполнена внутрь, начиная от входа 20 диффузора 12, а задняя часть 30 которого является по существу цилиндрической и на своем заднем конце заканчивается кольцевым фланцем 32 крепления при помощи соответствующих средств типа винт-гайка на средствах 34 нагнетания воздуха, вентилирующего и/или охлаждающего элементы (в частности, турбины), находящиеся на выходе камеры 14 сгорания.

Соединение 29 между радиальной 28 и цилиндрической 30 частями фланца имеет закругленную форму в осевом сечении и содержит вогнутую кольцевую поверхность, направленную в сторону выхода и наружу, и выпуклую кольцевую поверхность, направленную в сторону входа и внутрь.

Радиальная часть 28 фланца 26 с небольшим осевым зазором расположена сзади и вдоль крыльчатки 36 компрессора, при этом указанный осевой зазор слегка увеличивается в направлении оси 16 вращения крыльчатки и достигает максимального значения на уровне вышеуказанного соединения 29 фланца.

Вместе с задней радиальной стороной 70 крыльчатки 36 фланец 26 ограничивает кольцевую полость 40, сообщающуюся с выходом компрессора через радиальное кольцевое пространство 38, образованное между крыльчаткой 36 и радиальной частью 28 фланца.

Камера 14 сгорания содержит две коаксиальные кольцевые стенки 42, 44, которые находятся одна внутри другой и которые соединены своими передними концами со стенкой 46 дна камеры, при этом стенки 42, 44 и 46 ограничивают между собой кольцевой отсек, в который через форсунки подается топливо.

Радиально наружная стенка 44 камеры закреплена своим задним концом на наружном картере 24, а ее радиально внутренняя стенка 42 соединена своим задним концом с кольцом 50 в виде усеченного конуса, которое на своем радиально внутреннем конце содержит внутренний кольцевой фланец 52 крепления на вышеуказанных средствах 34 нагнетания.

Средства 42 нагнетания содержат кольцевой канал, изогнутый под прямым углом, вход 54 которого выходит радиально наружу и находится на выходе фланца 32 и на входе фланца 52 кольца 50 и выход 56 которого направлен в сторону выхода и выполнен радиально внутрь кольца 50.

Большая часть воздушного потока, выходящего из ступени 10 компрессора, проходит в диффузор 12 (стрелка 58) и питает камеру 14 сгорания (стрелки 60) и внутренний 62 и наружный 64 кольцевые контуры, огибающие камеру 14 сгорания (стрелки 66), при этом внутренний контур 62 питает средства 34 нагнетания.

Небольшая часть воздушного потока, выходящего из центробежного компрессора 10 (стрелка 68), проходит в радиальное пространство 38, образованное между крыльчаткой 36 компрессора и радиальной частью 28 фланца 26 диффузора, вентилируя заднюю полость 40 крыльчатки и препятствуя накоплению тепла, создаваемого вязким трением воздуха, увлекаемого вращением крыльчатки.

Вентилирующий воздух удаляется (стрелка 74) в сторону выхода через отверстия, выполненные на фланцах 32 и 52 фланца 26 и кольца 50 и находящиеся на одной линии с соответствующими отверстиями, выполненными на средствах 34 нагнетания.

Во время работы под действием центробежных сил и вращения крыльчатки в полости 40 создается зона 72 рециркуляции воздуха. Часть этого воздуха поднимается (стрелка 76) вдоль крыльчатки 36 изнутри наружу и за счет вязкого трения нагревается на задней стороне 70 крыльчатки. Этот горячий воздух 76 смешивается с воздухом 68, отбираемым на выходе компрессора, и его температура повышается, причем воздушная смесь за счет конвекции может повысить температуру задней стороны крыльчатки, что может привести к разрушению крыльчатки.

В настоящем изобретении предлагается решить эту проблему за счет выполнения, по меньшей мере, одного кольцевого отражателя, выполненного вокруг оси 16 вращения крыльчатки между фланцем 26 диффузора и задней стороной 70 крыльчатки, который позволяет отклонять в сторону выхода горячий воздух, поднимающийся вдоль этой стороны.

В варианте выполнения, показанном на фиг. 2, отражатель 80 выполнен выступающим на задней стороне 70 крыльчатки 36 и расположен в радиальном направлении на уровне соединения 29 между радиальной 28 и цилиндрической 30 частями фланца 26.

Например, отражатель 80 имеет квадратную форму в осевом сечении и расположен в осевом направлении до сближения с соединением 29 фланца 26, ограничивая с этим соединением кольцевой канал выхода воздуха из радиального пространства 38.

Воздух, выходящий из радиального пространства 38 через этот канал, ускоряется и проходит вокруг оси вращения компрессора и от входа к выходу вдоль цилиндрической части 30 фланца (стрелки 86). Он увлекает в сторону выхода более горячий воздух, который поднялся вдоль радиальной стороны 70 крыльчатки и отклонился в сторону выхода отражателем 80, после чего удаляется через вышеупомянутые отверстия фланцев 32, 52 и средств 34 нагнетания (стрелка 89).

Отражатель 80 можно выполнять в виде единой детали с крыльчаткой 36, как показано на чертеже, или соединять и закреплять на задней стороне 70 крыльчатки. Осевой размер отражателя 80 равен или превышает толщину слоя горячего воздуха, поднимающегося по задней стороне 70 крыльчатки, чтобы отклонять в сторону выхода весь слой воздуха. Обычно осевой размер отражателя 80 составляет около 1 см.

Как показано на фиг.3, в другом варианте отражатель 90 выполнен в виде выступа на фланце 26 диффузора на уровне соединения 29 фланца и в осевом направлении в сторону входа до сближения с крыльчаткой 36.

Отражатель 90 имеет приблизительно квадратную форму в осевом сечении и заканчивается на небольшом осевом расстоянии от задней стороны 70 крыльчатки, ограничивая вместе с ней кольцевой канал выхода воздуха из радиального пространства 38.

Воздух, отбираемый на выходе компрессора, ускоряется в этом выходном канале и противостоит подъему более горячего воздуха на задней стороне крыльчатки. Как показано стрелками на фиг.3, более горячий воздух отклоняется воздухом, выходящим из канала, образованного между крыльчаткой и отражателем 90, и увлекается в сторону отверстий фланцев 32, 52 и средств 34 нагнетания (стрелка 99).

Отражатель 90 можно выполнять в виде единой детали с фланцем 26 диффузора или соединять с этим фланцем.

В варианте, показанном на фиг.4, отражатель 100 выполнен на теплозащитном кольцевом экране 102, который вращается вместе с крыльчаткой 36 и который перекрывает заднюю сторону 70 крыльчатки, при этом радиально наружный конец экрана находится примерно на уровне соединения 29 фланца.

Экран 102 препятствует контакту более горячего воздуха, циркулирующего в задней полости 40, с задней стороной крыльчатки.

Отражатель 100 выполнен в виде выступа вблизи радиально наружного конца экрана 102 и расположен в осевом направлении в сторону выхода внутри соединения 29 фланца 26 на небольшом радиальном расстоянии от этого соединения. Отражатель 100 имеет, например, прямоугольную форму в осевом сечении и заканчивается на небольшом расстоянии от соединения 29 фланца 26, ограничивая с ним кольцевой канал выхода воздуха из радиального пространства 38.

Работа этой системы вентиляции осуществляется следующим образом. Отражатель 100 (фиг.2) может быть соединен и закреплен на экране 102 или может быть выполнен в виде единой детали с этим экраном.

В варианте, показанном на фиг.5, на крыльчатке 36 и фланце 26 диффузора соответственно выполнены два отражателя 80', 90', которые ограничивают между собой кольцевой канал выхода воздуха из радиального пространства 38, что соответствует комбинации вариантов выполнения, показанных на фиг.2 и 3.

Отражатель 80', выполненный на крыльчатке 36, имеет треугольную форму в осевом сечении, вершина которой направлена в сторону фланца 26.

Отражатель 90' фланца по существу идентичен отражателю 90, показанному на фиг.3, и расположен в осевом направлении вокруг отражателя 80'. При этом работа отражателей, показанных на фиг.2 и 3, в этом варианте комбинируется.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий центробежный компрессор (10) и кольцевой диффузор (12), установленный на выходе компрессора и содержащий задний кольцевой фланец (26), по существу, L-образного сечения, выполненный на выходе крыльчатки (36) компрессора и ограничивающий вместе с задней радиальной стороной (70) крыльчатки кольцевую полость (40), вентилируемую за счет отбора воздуха на выходе компрессора, при этом отбираемый воздух циркулирует в полости в сторону выхода и в сторону оси вращения компрессора, отличающийся тем, что в этой полости размещен, по меньшей мере, один кольцевой отражатель (80, 90, 80′, 90′, 100), расположенный между задней стороной крыльчатки и задним кольцевым фланцем диффузора, чтобы препятствовать подъему горячего воздуха вдоль задней стороны крыльчатки и чтобы ускорить прохождение воздуха, отбираемого на выходе компрессора, и вызвать отклонение горячего воздуха в сторону выхода.

2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отражатель (80) выполнен в радиальном направлении на уровне соединения между передней радиальной частью (28) и задней цилиндрической частью (30) кольцевого фланца диффузора.

3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отражатель (80) выполнен в виде выступа на задней стороне (70) крыльчатки и, по существу, имеет цилиндрическую форму.

4. Газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что отражатель (80) выполнен в осевом направлении до сближения с задним кольцевым фланцем диффузора.

5. Газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что отражатель (80) имеет осевой размер, превышающий или равный толщине слоя горячего воздуха, поднимающегося вдоль крыльчатки (36).

6. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отражатель (90) выполнен в виде выступа на кольцевом фланце (26) диффузора в осевом направлении в сторону входа до сближения с крыльчаткой (36).

7. Газотурбинный двигатель по п.6, отличающийся тем, что отражатель (90) выполнен на соединении (29) между радиальной частью (28) и цилиндрической частью (30) фланца диффузора.

8. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит отражатель (80′), выполненный в виде выступа на задней стороне (70) крыльчатки, и отражатель (90′), выполненный в виде выступа на заднем кольцевом фланце (26) диффузора, причем эти отражатели направлены друг к другу и ограничивают между собой кольцевой канал выхода воздуха, отбираемого на выходе компрессора.

9. Газотурбинный двигатель по п.8, отличающийся тем, что отражатель (80′), выполненный на крыльчатке (36), расположен в радиальном направлении внутри отражателя (90′), выполненного на кольцевом фланце (26) диффузора.

10. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отражатель (100) выполнен в виде выступа на кольцевом теплозащитном экране (102), закрывающем заднюю сторону (70) крыльчатки, при этом упомянутый отражатель расположен в сторону выхода до сближения с фланцем (26) диффузора.

11. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что отражатель (100), выполненный на экране, находится на уровне соединения (29) между радиальной (28) и цилиндрической (30) частями фланца диффузора.

12. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отражатель (80, 90, 80′, 90′, 100) может иметь квадратную, прямоугольную или треугольную форму в осевом сечении.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области компрессоростроения, насосостроения, а именно к системам обеспечения подачи масла с необходимой температурой к коллекторам смазки.

Изобретение относится к биротативным винтовентиляторам, расположенным на выходе из газотурбинного двигателя, и обеспечивает при его использовании повышение надежности за счет организации эффективного охлаждения силового кольца задней подвески и корпуса задней опоры винтовентилятора.

Изобретение относится к энергомашиностроению. .

Изобретение относится к энергомашиностроению и касается главного циркуляционного насосного агрегата (ГЦНА) преимущественно для энергоблоков АЭС. .

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах ракетной техники. .

Изобретение относится к компрессорному блоку (1), в частности для подводной эксплуатации. .

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к способу контрольной поверки рабочих параметров вентилятора, предназначенного для удаления дыма в установке по устранению задымления, и приводящему к снижению затрат, связанных с техническим обслуживанием вентиляторов и продлением срока службы подшипников.

Изобретение относится к добыче нефти, в том числе с высоким содержанием механических примесей, из скважин погружными центробежными электронасосами. .

Изобретение относится к области газотурбиностроения и может быть использовано для охлаждения роторов и рабочих колес с охлаждаемыми лопатки, преимущественно высокотемпературных газовых турбин.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к области теплоэнергетического машиностроения и может быть использовано при модернизации действующего оборудования и создании новых турбин.

Изобретение относится к паровой турбине с корпусом, причем внутри корпуса с возможностью вращения установлен вал, содержащий компенсирующий сдвиг поршень и направленный вдоль оси вращения, между корпусом и валом выполнен проточный канал, вал содержит внутри охлаждающую линию для ведения охлаждающего пара в направлении оси вращения, и охлаждающая линия связана, по меньшей мере, с одной подающей линией для подачи охлаждающего пара из проточного канала в охлаждающую линию.

Изобретение относится к газовой турбине в соответствии с ограничительной частью п.1 формулы. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения
Наверх