Статор компрессора



Статор компрессора
Статор компрессора
Статор компрессора

 


Владельцы патента RU 2567885:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (МИНПРОМТОРГ РОССИИ) (RU)

Изобретение относится к статорам компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора включает в себя внешний (2) и внутренний (3) корпуса, соединенные между собой передним (5) и задним (6) по потоку воздуха (4) упругими коническими фланцами, а также перфорированную кольцевую обечайку (7) с отверстиями (10) подачи воздуха, размещенную с внешней стороны от внутреннего корпуса (3). Кольцевая обечайка (7) выполнена с направленными к оси (8) статора компрессора выступами (9). Радиальный фланец (14) крепления внутреннего корпуса (3) к заднему упругому коническому фланцу (6) выполнен с вырезами со стороны кольцевой обечайки (7). Обращенная к оси (8) компрессора поверхность (17) выступов (9) кольцевой обечайки (7) выполнена эквидистантной поверхности вырезов радиального фланца (14). Отверстия (10) подачи воздуха расположены на выступах (9) кольцевой обечайки (7). Задний упругий конический фланец (6) выполнен с внешним осевым кольцевым ребром, снабженным радиальными каналами, расположенными напротив выступов (9) кольцевой обечайки (7). Предложенное изобретение позволяет повысить экономичность компрессора путем повышения эффективности обдува внутреннего корпуса компрессора охлаждающим воздухом. 3 ил.

 

Изобретение относится к статорам компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен статор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий наружный корпус и внутренний корпус с установленными в нем спрямляющими лопатками (патент US №6883303, МПК F01D 25/16, 25/28, 5/06, опубл. 26.04.2005 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкая экономичность из-за отсутствия системы управления радиальными зазорами компрессора.

Наиболее близким к заявляемому является статор компрессора, включающий внешний и внутренний корпуса, соединенные между собой передним и задним по потоку воздуха упругими коническими фланцами, перфорированную кольцевую обечайку с отверстиями подачи воздуха, размещенную с внешней стороны от внутреннего корпуса (патент RU №2175410, F04D 17/00, 27/00, опубл. 27.10.2001 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является пониженный коэффициент полезного действия компрессора, обусловленный низкой эффективностью системы управления радиальными зазорами, вследствие увеличенного расстояния между внутренним корпусом и перфорированной кольцевой обечайкой.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении экономичности компрессора путем повышения эффективности обдува внутреннего корпуса компрессора охлаждающим воздухом.

Указанный технический результат достигается тем, что в статоре компрессора, включающем внешний и внутренний корпуса, соединенные между собой передним и задним по потоку воздуха упругими коническими фланцами, перфорированную кольцевую обечайку с отверстиями подачи воздуха, размещенную с внешней стороны от внутреннего корпуса, согласно изобретению кольцевая обечайка выполнена с выступами, направленными в сторону оси статора компрессора, при этом радиальный фланец крепления внутреннего корпуса к заднему упругому коническому фланцу выполнен с вырезами со стороны кольцевой обечайки, а обращенная к оси компрессора поверхность выступов кольцевой обечайки выполнена эквидистантной поверхности вырезов радиального фланца, причем отверстия подачи воздуха расположены на выступах кольцевой обечайки, а задний упругий конический фланец выполнен с внешним осевым кольцевым ребром, снабженным радиальными каналами, расположенными напротив выступов кольцевой обечайки.

Выполнение кольцевой обечайки с направленными к оси статора компрессора выступами позволяет повысить экономичность компрессора за счет повышения эффективности обдува и системы управления радиальными зазорами, достигаемой путем уменьшения расстояния между выступами и внутренним корпусом.

Выполнение радиального фланца крепления внутреннего корпуса к заднему упругому коническому фланцу с выемками со стороны кольцевой обечайки, расположенными между болтами резьбовых соединений, а обращенной к оси компрессора поверхности выступов кольцевой обечайки эквидистантной поверхности вырезов радиального фланца позволяет минимизировать расстояние между вырезами и внутренним корпусом, повысив тем самым эффективность обдува внутреннего корпуса.

Размещение отверстий подачи воздуха только на выступах кольцевой обечайки позволяет организовать обдув внутреннего корпуса с максимальной скоростью охлаждающего воздуха, что повышает эффективность системы управления радиальными зазорами.

Выполнение заднего упругого конического фланца с внешним осевым кольцевым ребром, снабженным радиальными каналами, расположенными напротив выступов кольцевой обечайки, позволяет повысить эффективность системы управления радиальными зазорами за счет улучшенного охлаждения радиального фланца внутреннего корпуса.

На фиг. 1 изображен продольный разрез статора компрессора.

На фиг. 2 - вид А на фиг. 1

На фиг 3 - сечение Б-Б на фиг. 2.

Статор компрессора 1 газотурбинного двигателя состоит из внешнего 2 и внутреннего 3 корпусов, соединенных между собой передним и задним (по потоку воздуха 4) упругими коническими фланцами 5 и 6 соответственно.

С внешней стороны от внутреннего корпуса 3 установлена кольцевая обечайка 7, которая выполнена с направленными к оси 8 статора компрессора 1 выступами 9, перфорированными отверстиями 10 подачи воздуха, которые соединяют между собой воздушную полость 11 подвода охлаждающего воздуха 12 повышенного давления и полость 13 пониженного давления.

Радиальный фланец 14 крепления внутреннего корпуса 3 к заднему упругому фланцу 6 выполнен с вырезами 15, расположенными со стороны кольцевой обечайки между болтами 16 резьбовых соединений, а обращенная к оси 8 статора компрессора 1 поверхность 17 выступов 9 выполнена эквидистантной поверхности 18 вырезов 15 (т.е. расположены на одинаковом расстоянии друг от друга) и с возможностью размещения выступов 9 в вырезах 15 при монтаже статора компрессора 1.

Задний упругий конический фланец 6 выполнен с внешним осевым кольцевым ребром 19, в котором выполнены радиальные каналы 20 обдува поверхности 18 выборок 15 охлаждающим воздухом 12.

Охлаждающий воздух 12 через отверстия 10 в выступах 9 кольцевой обечайки 7 натекает на охлаждаемую поверхность 21 внутреннего корпуса 3, а затем через каналы 22 во внешнем корпусе 2 истекает в подкапотное пространство 23.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе статора компрессора 1 минимальное расстояние между поверхностью 17 выступов 9 кольцевой обечайки 7 и охлаждаемой поверхностью 21 внутреннего корпуса 3 способствует тому, что поверхность 21 обдувается с максимальной скоростью охлаждающего воздуха, что способствует повышению эффективности системы управления радиальными зазорами между статором компрессора 1 и ротором 24, а также повышает коэффициент полезного действия компрессора.

Статор компрессора, включающий внешний и внутренний корпуса, соединенные между собой передним и задним по потоку воздуха упругими коническими фланцами, перфорированную кольцевую обечайку с отверстиями подачи воздуха, размещенную с внешней стороны от внутреннего корпуса, отличающийся тем, что кольцевая обечайка выполнена с выступами, направленными в сторону оси статора компрессора, при этом радиальный фланец крепления внутреннего корпуса к заднему упругому коническому фланцу выполнен с вырезами со стороны кольцевой обечайки, а обращенная к оси компрессора поверхность выступов кольцевой обечайки выполнена эквидистантной поверхности вырезов радиального фланца, причем отверстия подачи воздуха расположены на выступах кольцевой обечайки, а задний упругий конический фланец выполнен с внешним осевым кольцевым ребром, снабженным радиальными каналами, расположенными напротив выступов кольцевой обечайки.



 

Похожие патенты:

Газотурбинный двигатель содержит корпус со статорной ступенью, имеющей лопатки с изменяемым углом установки, управляемые приводным кольцом, соосно окружающим упомянутый корпус.

Изобретение относится к регулируемым направляющим аппаратам компрессоров многорежимных авиационных газотурбинных двигателей. Статор компрессора газотурбинного двигателя содержит корпус, поворотные лопатки направляющего аппарата, три кольцевые обоймы и три опорных элемента.

Устройство (3) для регулирования регулируемых направляющих лопаток (10, 11) компрессора газотурбинного двигателя с осевым потоком содержит управляющий стержень (50) для регулирования углового положения лопаток (10, 11) и вращающийся вал (61), с которым шарнирно соединен управляющий стержень (50).

Статор (1) компрессора газотурбинного двигателя выполнен с поворотными направляющими лопатками (7), (9) и (10) и соединенными с ними через рычаги (19), (20) и (21) поворотными тяговыми кольцами (23), (24) и (25).

Изобретение относится к области газотурбостроения судового и промышленного назначения и может найти применение при проектировании промышленных и судовых компрессоров с поворотными направляющими аппаратами.

Лопатка с изменяемым углом установки для секции статора модуля турбомашины включает активную часть лопатки, на сторонах которой расположены радиально внутренняя и внешняя полки.

Регулировочное устройство направляющих лопаток содержит множество рядов поворотных направляющих лопаток, множество рычагов, множество регулировочных колец и регулировочный привод.

Турбомашина содержит ступень, включающую лопатки с изменяемым углом установки, размещенные по окружности в корпусе. Каждая лопатка содержит управляющий стержень, радиально выступающий снаружи корпуса и связанный рычагом с общим кольцом управления, соосным упомянутому корпусу и установленным с возможностью вращения снаружи корпуса.

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).

Изобретение относится к системе для регулирования зазора между кромками поворотных лопаток самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки.

Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, в частности к способам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей.

Устройство крепления кольца газовой турбины, охватывающего подвижные лопатки, приводимые в движение газовым потоком, содержит входной и выходной зацепы. Входной зацеп обращен к входу турбины и размещен во входной канавке кольца, открытой к выходу.

Турбомашина содержит средства регулирования зазоров между вершинами подвижных лопаток (16) турбины высокого давления и наружным корпусом (12), расположенным вокруг этих лопаток (16), средства (48, 46) охлаждения наружного корпуса посредством воздействия воздуха, отбираемого из компрессора высокого давления турбомашины, первые средства (60) электрического нагрева верхней части наружного корпуса (12) и вторые средства электрического нагрева нижней части наружного корпуса (12), импульсные средства управления (63) средствами (48, 61, 46) охлаждения посредством воздействия воздуха и автономные средства управления средствами электрического нагрева (60).

Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД. Турбина газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом, а также статор турбины.

Газотурбинный двигатель содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и обдува статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом.

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура.

Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя сжатым воздухом, отводимым из компрессора, содержит корпус с проточной частью.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.

Изобретение относится к статорам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора высокого давления включает в себя внешний и внутренний корпусы, кольцевую обечайку (6), перфорированную отверстиями (7). Корпусы соединены между собой упругими элементами. В отверстиях (7) кольцевой обечайки (6) установлены сопла (8), выходной срез (9) которых направлен к поверхности (10) внутреннего корпуса. Присоединительный фланец (11) внутреннего корпуса выполнен с отверстиями (13) под болты (14) резьбовых соединений и открытыми к кольцевой обечайке (6) вырезами (15) между отверстиями (13). Отношение расстояния Т в окружном направлении между выходными срезами (9) сопел (8) к расстоянию Н в окружном направлении между центрами отверстий (13) под болты (14) резьбовых соединений равно 0,7-2,5. Путем повышения эффективности охлаждения внутреннего корпуса за счет минимизации расстояния между выходом из сопла и охлаждаемой поверхностью внутреннего корпуса повышается коэффициент полезного действия компрессора высокого давления. 2 ил.
Наверх