Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя



Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя
Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя
Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя
Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2600479:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к высоконапорным компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высоконапорный компрессор включает в себя консольные лопатки поворотного направляющего аппарата, установленные внешними цапфами в Г-образном кольцевом ребре наружного корпуса. Внутренняя кольцевая обечайка Г-образного кольцевого ребра выполнена с передним осевым кольцевым выступом. Кольцевой выступ контактирует в осевом направлении с расположенным выше по потоку задним осевым кольцевым выступом рабочего кольца. Рабочее кольцо установлено внутри переднего наружного корпуса компрессора. Рабочее кольцо соединено с Г-образным кольцевым ребром через конический упругий элемент. Достигается повышение надежности и КПД компрессора путем уменьшения прогиба поворотных лопаток направляющего аппарата, установленных внешними цапфами в наружном корпусе компрессора. 4 ил.

 

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

Известен высоконапорный многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя, в котором для обеспечения необходимой газодинамической устойчивости выполнено семь поворотных направляющих аппаратов (С.А. Вьюнов, «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр. 55, рис. 3.5).

Недостатком известной конструкции является низкий КПД компрессора из-за паразитных утечек воздуха по зазорам в поворотных направляющих аппаратах.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является компрессор газотурбинного двигателя, в котором лопатки поворотного направляющего аппарата установлены внешними цапфами в Г-образном кольцевом ребре наружного корпуса (патент RU №2186257, МПК F04D 29/00).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее пониженная надежность и КПД из-за прогиба под действием газовых сил в осевом направлении лопаток направляющего аппарата, в результате чего возможно задевание рабочего колеса компрессора лопатками направляющего аппарата, их взаимный износ и поломка. Кроме того, при прогибе направляющих лопаток существенно ухудшается их обтекание, особенно корневых сечений, появляются уступы в проточной части, что снижает КПД компрессора.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности и КПД компрессора путем уменьшения прогиба поворотных лопаток направляющего аппарата, установленных внешними цапфами в наружном корпусе компрессора.

Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературном компрессоре газотурбинного двигателя, включающем консольные лопатки поворотного направляющего аппарата, установленные внешними цапфами в Г-образном кольцевом ребре наружного корпуса, согласно изобретению внутренняя кольцевая обечайка Г-образного кольцевого ребра выполнена с передним осевым кольцевым выступом, контактирующим в осевом направлении с расположенным выше по потоку задним осевым кольцевым выступом рабочего кольца, установленного внутри переднего наружного корпуса компрессора, причем рабочее кольцо соединено с Г-образным кольцевым ребром через конический упругий элемент.

Выполнение внутренней кольцевой обечайки Г-образного кольцевого ребра с передним осевым кольцевым выступом, контактирующим в осевом направлении с расположенным выше по потоку задним осевым кольцевым выступом рабочего кольца, снижает осевой прогиб направляющих лопаток из-за передачи части осевых сил с Г-образного кольцевого ребра на рабочее кольцо.

Установка рабочего кольца внутри переднего наружного корпуса компрессора, а также соединение рабочего кольца с Г-образным кольцевым ребром через конический упругий элемент позволяет исключить возникновение дополнительных напряжений в случае различных осевых температурных деформаций рабочего кольца и переднего корпуса, а также позволяет передать часть осевых сил с Г-образного кольцевого ребра и рабочего кольца на передний корпус в случае повышенных аэродинамических нагрузок на поворотные лопатки.

На фиг. 1 изображен продольный разрез высоконапорного компрессора газотурбинного двигателя.

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

На фиг. 3 - элемент II на фиг. 2 в увеличенном виде.

На фиг. 4 - элемент III на фиг. 2 в увеличенном виде.

Высоконапорный компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 и статора 3. В наружном корпусе 4 компрессора установлен входной направляющий аппарат 5 с двухопорными поворотными лопатками 6, ниже по потоку воздуха 7 от которых расположены консольные поворотные лопатки 8 направляющего аппарата 9. Лопатки 8 внешними цапфами 10 установлены в радиальных втулках 11, закрепленных своими концами 12 и 13 в Г-образном кольцевом ребре 14 наружного корпуса 4, внутренняя кольцевая обечайка 15 которого выполнена с передним осевым кольцевым выступом 16, контактирующим в осевом направлении с расположенным выше по потоку 7 задним осевым кольцевым выступом 17 рабочего кольца 18, расположенного внутри переднего наружного корпуса 19 компрессора 1. Рабочее кольцо 18 зафиксировано на Г-образном кольцевом ребре 14 болтовым соединением 20 через конический упругий элемент 21, выполненный за одно целое с кольцом 18, передний хвостовик 22 которого телескопически в осевом направлении установлен внутри переднего наружного корпуса 19 компрессора 1 с возможностью контакта переднего хвостовика 22 кольца 18 в осевом направлении с торцевой внутренней поверхностью 23 переднего наружного корпуса 19. Для парирования осевых температурных деформаций более нагретого рабочего кольца 18 относительно более холодного переднего корпуса 19 передний хвостовик 22 кольца 18 установлен с осевым зазором 24 относительно торцевой поверхности 23 переднего корпуса 19. Работает устройство следующим образом.

При работе высоконапорного компрессора 1 на консольные лопатки 8 поворотного направляющего аппарата 9 действует значительный момент от газовых сил Мг, направленный в сторону входного направляющего аппарата 5 компрессора 1, что могло бы привести к задеванию лопатками 8 ротора 2 с разрушением контактирующих деталей и поломкой компрессора 1. Однако этого не происходит, так как осевое усилие от лопаток 8 передается через втулки 11 на внутреннюю кольцевую обечайку 15 Г-образного кольцевого ребра 14, и далее - на рабочее кольцо 18 и передний корпус 19, что снижает прогиб лопаток 8 и исключает задевание лопатками 8 ротора 2 компрессора 1.

Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя, включающий консольные лопатки поворотного направляющего аппарата, установленные внешними цапфами в Г-образном кольцевом ребре наружного корпуса, отличающийся тем, что внутренняя кольцевая обечайка Г-образного кольцевого ребра выполнена с передним осевым кольцевым выступом, контактирующим в осевом направлении с расположенным выше по потоку задним осевым кольцевым выступом рабочего кольца, установленного внутри переднего наружного корпуса компрессора, причем рабочее кольцо соединено с Г-образным кольцевым ребром через конический упругий элемент.



 

Похожие патенты:

Управляющее устройство для управления поворотными лопатками турбомашины включает множество поворотных лопаток, ориентированных радиально относительно оси турбомашины, и кольцевой управляющий участок для управления поворотом лопаток.

Группа изобретений относится к насосному устройству (2), устанавливаемому коаксиально в трубе (3), и насосной системе (1), содержащей насосное устройство (2). Насосное устройство (2) включает осевой или радиально-осевой насос, содержащий направляющую трубку (7), расположенную вокруг участка рабочего колеса насосного устройства (2).

Изобретение относится к конструкции статора компрессора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения с поворотными лопатками. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает поворотные направляющие лопатки, установленные наружными цапфами в разъемном наружном корпусе, а внутренними - в разъемных внутренних кольцах.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях турбомашин, в частности в узлах соединения гидроцилиндра привода направляющих аппаратов с промежуточным корпусом газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к осевому компрессору (10), содержащему ограничивающий радиально снаружи кольцеобразный проточный канал (36) корпус, в котором удерживаются с возможностью поворота проходящие через проточный канал (36) направляющие лопатки (14) венца направляющих лопаток, при этом каждая направляющая лопатка (14) имеет для удерживания внутреннего кольца (32) на стороне ротора цапфу (26).

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).

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).

Управляющее устройство для управления поворотными лопатками турбомашины включает множество поворотных лопаток, ориентированных радиально относительно оси турбомашины, и кольцевой управляющий участок для управления поворотом лопаток.

Изобретение относится к конструкции статора компрессора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения с поворотными лопатками. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает поворотные направляющие лопатки, установленные наружными цапфами в разъемном наружном корпусе, а внутренними - в разъемных внутренних кольцах.

Изобретение относится к осевому компрессору (10), содержащему ограничивающий радиально снаружи кольцеобразный проточный канал (36) корпус, в котором удерживаются с возможностью поворота проходящие через проточный канал (36) направляющие лопатки (14) венца направляющих лопаток, при этом каждая направляющая лопатка (14) имеет для удерживания внутреннего кольца (32) на стороне ротора цапфу (26).

Способ и установка для выработки электроэнергии, в которых используется турбодетандер, имеющий по меньшей мере две ступени расширения и соединенный с генератором.

Способ регулирования расхода воздуха в центробежном компрессоре (10) турбомашины заключается в обеспечении распределения воздуха через первую кольцевую решетку (G1) лопастей (24) с изменяемым углом установки.

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).

Изобретение относится к установке турбодетандер-компрессор, способу ее регулирования и контроллеру. Установка турбодетандер-компрессор содержит детандер, компрессор и контроллер.

Распределитель для турбины содержит регулирующее кольцо, множество направляющих аппаратов и множество узлов для соединения направляющих аппаратов с регулирующим кольцом.
Наверх