Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины с изменяемым углом установки, в частности турбины дополнительного источника мощности



Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины с изменяемым углом установки, в частности турбины дополнительного источника мощности
Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины с изменяемым углом установки, в частности турбины дополнительного источника мощности
Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины с изменяемым углом установки, в частности турбины дополнительного источника мощности
Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины с изменяемым углом установки, в частности турбины дополнительного источника мощности
Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины с изменяемым углом установки, в частности турбины дополнительного источника мощности

 


Владельцы патента RU 2632061:

ТУРБОМЕКА (FR)

Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины турбомашины содержит первую кольцевую решетку с лопастями с фиксированным углом установки и вторую кольцевую решетку с тем же количеством лопастей с изменяемым углом установки. Каждая лопасть второй решетки жестко соединена с дисками, предназначена для поворота управляющими средствами вокруг геометрической оси, связывающей центры дисков. Каждая из лопастей имеет заднюю кромку и переднюю кромку для направления газовых потоков, обтекающих наружную и внутреннюю стенки лопасти. Каждая лопасть с изменяемым углом установки установлена на расстоянии от оси поворота дисков таким образом, что ось поворота оказывается расположенной напротив наружной поверхности лопасти значительно ближе к ее задней кромке, чем к передней кромке. Передняя кромка каждой лопасти с изменяемым углом установки имеет толщину, превышающую толщину задней кромки, и криволинейную аэродинамическую форму, оптимизированную для поглощения вихревого воздушного следа лопастью, расположенной напротив неподвижной решетки. Изобретение позволяет обеспечить изменение расхода радиальной турбины, в зависимости от потребностей термодинамического цикла, а также исключить утечки в зоне максимальной нагрузки лопастей распределителя. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Изобретение касается направляющего соплового аппарата турбины с изменяемым углом установки и, в частности, турбины газотурбинного двигателя или источника дополнительной мощности. Изобретение относится также к области распределения газов в турбинах турбомашин и, в особенности, согласования расхода среды для уменьшения потребления топлива, в частности удельного расхода топлива (сокращенно Cs) при частичной нагрузке и улучшения работоспособности двигателей, в частности газотурбинных двигателей или блоков дополнительной мощности (сокращенно группы APU). Под турбомашиной следует понимать газотурбинные двигатели, группы типа APU и турбокомпрессоры. Группа APU является источником энергии, позволяющая, в частности, обеспечить запуск основных двигателей самолетов и снабжение недвигательной энергией (энергией поддержания давления в салоне, электрической и/или гидравлической энергией). Определенные группы APU могут также включаться в полете для обеспечения безопасности в случае неисправности двигателя для того, чтобы попытаться его запустить и/или для снабжения энергией оборудования.

Газотурбинный двигатель или группа APU состоит, в основном, с одной стороны, из простого или двойного первичного вала, на котором установлены, с одной стороны, ступени компрессора (высокого и низкого давления, ниже названные HP и BP для двойного корпуса или только HP для простого корпуса) и, с другой стороны, турбины (HP и BP или только HP) и вторичный вал, на котором установлена турбина мощности BP. Турбина мощности образована дисками с подвижными лопатками и дисками с неподвижными лопатками или направляющим сопловым аппаратом. Турбины могут быть радиальными с центростремительным потоком газов. В этом случае неподвижные лопатки установлены по периферии подвижного лопаточного колеса. Направляющий сопловый аппарат позволяет регулировать поток газов путем отклонения с помощью неподвижных лопаток.

Компрессор и турбина HP в соединении с камерой сгорания образуют газогенератор. При работе сжатый воздух смешивается с топливом в камере сгорания для обеспечения воспламенения. Выхлопные газы далее частично расширяются в турбине HP (или турбинах HP и BP) для привода компрессоров, затем в турбине мощности через направляющий сопловый аппарат.

Турбина мощности соединена со средствами прямого привода оборудования (компрессор нагрузки, топливные и гидравлические насосы, электрогенератор и/или электрический пускатель/генератор и т.д.), или через коробку передач мощности с согласованием скоростей вращения. Отбор воздуха на выходе компрессора нагрузки или компрессора газотурбинного двигателя может служить для кондиционирования воздуха в салоне и/или для пневматического запуска основных двигателей.

ОПИСАНИЕ ПРЕДШЕСТВУЮЩЕГО УРОВНЯ ТЕХНИКИ

Турбомашина с неподвижной геометрией имеет то неудобство, что теплоотдача при частичной нагрузке малоэффективна. Действительно, машина классически предназначена для работы в оптимальном режиме в условиях, близких к механическим и тепловым границам. Когда она выдает мощность, значительно меньшую этих оптимальных точек, коэффициент компрессии и температура, по существу, являются меньшими, чем отдача компрессии. Это приводит к значительно меньшей тепловой отдаче по сравнению с рабочей точкой и, таким образом, к удельному расходу топлива, то есть недостаточно удовлетворительному потреблению топлива на единицу мощности.

Как показано в документе US 3029067, возможным решением для ослабления этого эффекта является использование изменяемой геометрии. В этом случае для уменьшения расхода воздуха, проходящего через машину без сильного уменьшения коэффициента компрессии и температуры сгорания, сечение питания турбины высокого давления, расположенное точно на выходе камеры сгорания, уменьшено путем использования лопастей с изменяемым углом наклона для статора (называемого распределителем для турбины).

Такая турбина, как классический клапан, должна обеспечивать уменьшение изменяемого дебита, который будет являться переменной функцией табличных значений, выдаваемых системой контроля давления в салоне, и разностью давлений между салоном и окружающей средой (определяющей коэффициент разрежения турбины). Также решением является направляющий сопловый аппарат турбины с изменяемым сечением, управляемым лопастями направляющего соплового аппарата с изменяемым углом установки.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей изобретения является повышение механической устойчивости направляющего соплового аппарата и общей отдачи газотурбинного двигателя. Для этого в нем предлагается выполнить направляющий сопловый аппарат, включающий лопасти с изменяемым углом установки для регулирования и управления расходом газа, при этом каждая лопасть может приводиться во вращение в соответствии с требуемой установкой в заданное положение. Для улучшения преимуществ направляющего соплового аппарата между лопастями направляющего соплового аппарата и системой установки в заданное положение последних обеспечивается герметичность в зоне максимальной нагрузки лопастей направляющего соплового аппарата. Эта герметичность позволяет, таким образом, ограничить паразитные потоки в зоне, где они могли бы быть наиболее интенсивными.

Точнее говоря, объектом изобретения является направляющий сопловый аппарат радиальной турбины турбомашины, вращающейся вокруг центральной оси и содержащей первую кольцевую решетку неподвижных лопастей и вторую кольцевую решетку с тем же количеством лопастей с изменяемым углом установки, причем лопасти имеют передние и задние кромки. Каждая лопасть второй решетки, жестко соединенная с дисками и простирающаяся каждым концом лопасти напротив передних и задних кромок лопасти, поворачивается средствами управления изменяемого угла установки относительно центральной геометрической оси, связывающей центр дисков. Каждая из этих лопастей имеет заднюю кромку и переднюю кромку относительно газового потока, связанные с внутренней и наружной поверхностями, при этом передняя кромка каждой лопасти с изменяемым углом установки может быть, по существу, размещена в вихревом следе неподвижной лопасти для ориентации газовых потоков радиально к центральной оси вращения турбины. Каждая лопасть с изменяемым углом установки размещена на расстоянии от оси дисков так, что эта ось поворота расположена напротив внутренней спинки лопасти и, по существу, ближе к задней кромке, чем к передней кромке каждой лопасти.

В этих условиях лопасти установлены в дисках так, что аэродинамическая нагрузка является наиболее высокой вследствие максимальной разности давлений между наружной и внутренней поверхностями лопастей.

Наклон потоков воздуха обеспечивается средствами управления углом установки лопастей для обеспечения соответствия между требуемым расходом воздуха в рабочей точке и фактическим расходом воздуха, проходящего в турбину, в зависимости от указанного требования. Такая адаптация вызывает определенные потери эффективности и кпд отдельно взятой турбины вследствие уменьшения этого соответствия, но приводит к оптимизации термодинамического цикла турбомашины. В частном случае газотурбинного двигателя удельный расход топлива уменьшен за счет обеспечения оптимального расхода воздуха.

В соответствии с частными вариантами осуществления передняя кромка задней лопасти с изменяемым углом установки имеет толщину, по существу, превышающую толщину задней кромки, и аэродинамическую форму кривой, оптимизированной для поглощения вихревого следа воздуха, подаваемого лопастью противолежащей неподвижной решетки, в частности средняя толщина части лопасти с изменяемым углом установки между монтажными дисками, по существу, меньше толщины остальной части лопасти, расположенной со стороны передней кромки. Кроме того, лопасти с изменяемым углом установки установлены с возможностью поворота между двумя крайними положениями относительно проходного опорного положения, соответствующего 100% поперечного сечения проходящего воздушного потока, при этом закрытое положение перекрывания потока воздуха соответствует 0% поперечного сечения проходящего воздушного потока, соответствующего опорному положению, а открытое положение соответствует максимальному потоку прохода воздуха, соответствующему 150% поперечного сечения проходящего воздушного потока, соответствующего опорному положению.

Предпочтительные лопасти с неподвижным углом установки имеют толщину, достаточную для обеспечения прохода с соответствующим напряжением в конструкции. Отвечающий требованиям проход с соответствующим напряжением в конструкции позволяет ограничить зазоры и неровности между дисками и картерами и, таким образом, ограничить уменьшение кпд.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

- фиг. 1 схематично изображает вид в частичном осевом разрезе группы APU, снабженной направляющим сопловым аппаратом по изобретению;

- фиг. 2 изображает вид в изометрии турбины с направляющим сопловым аппаратом, установленным на первом фланце;

- фиг. 3а и 3b изображают виды в частичном разрезе направляющего соплового аппарата по изобретению соответственно в плоскости колеса и в продольной плоскости турбины вдоль ее оси вращения;

- фиг. 4 изображает диаграмму статического давления, оказываемого на наружную и внутреннюю поверхности в зависимости от искривленной абсциссы лопасти, и

- фиг. 5 изображает вид лопастей направляющего соплового аппарата в плоскости колеса в соответствии с опорным поворотом и различными положениями.

ВАРИАНТ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фиг. 1 схематично представлен пример группы APU 1, содержащей газогенератор 10, включающий центробежный компрессор 11, камеру сгорания 12 и турбину 13, при этом турбина приводит во вращение компрессор через передаточный вал 20 вокруг центральной оси Х'Х. Выхлопные газы из камеры сгорания расширяются в турбине 13, которая обеспечивает также мощностью оборудование. Остаточные газы выходят далее через выхлопное сопло 30. Эта мощность передается через поперечный вал 20 корпуса 3 с оборудованием, соединенного с этим валом 20. Корпус 3 с оборудованием с помощью соответствующих средств адаптации к скорости (шестерни, передачи и т.д.) содержит оборудование двигателя группы APU и дополнительное оборудование 4, предназначенное для работы самолета: генератор переменного тока, инжектор, топливный насос, компрессор нагрузки, гидравлический насос и т.д.

При работе регулятор подачи 5 уточняет расход воздуха F, поступающего из воздухоприемника 6, для сжатия в компрессоре 11. Сжатый воздух смешивается с топливом в инжекторе 15, которым оборудована камера 12. После расширения в турбине 13 газы G выбрасываются в выхлопное сопло 30.

В представленном примере турбина мощности 13 является связанной турбиной. В других примерах турбина мощности может быть свободной турбиной или другой турбиной дополнительного оборудования, соединенной с корпусом 3 с оборудованием. Турбина 13 более подробно изображена на виде в изометрии на фиг. 2. Эта центростремительная турбина содержит подвижное колесо 22, снабженное лопатками 23 и неподвижным направляющими сопловым аппаратом 7, установленным по периферии колеса 22 на соответствующих кожухах, на фиг. 2 изображен только кожух 7а (кожухи 7а и 7b см. на фиг. 3b).

Радиальная турбина 13 снабжена спиральным патрубком 21 (половина спирального патрубка изображена на чертеже), диаметр которого уменьшается от входа 21а до выхода 21 у лопаток 23. Этот спиральный патрубок позволяет обеспечить тангенциальный компонент потока воздуха, что ограничивает отклонение потока, который осуществляет распределитель для питания колеса 22.

В соответствии с изобретением направляющий сопловый аппарат 7 содержит две решетки лопастей: первую периферийную решетку G1 с неподвижными лопастями 2а для поддержания параллельности стенок и вторую решетку G2 с ориентированными лопастями 2b, обеспечивающими сечение прохода. Поток воздуха далее вызывает вращение лопаток 23 и вала 20, жестко соединенного с колесом 22.

Фиг. 3а и 3b соответствующими разрезами ВВ и АА представляют строение решеток G1 и G2 и их неподвижных 2а и ориентируемых 2b лопастей в пространстве, разделенном двумя конструктивными кожухами 7а и 7b. Своим размером они определяют зазор «е» между кожухами, другими словами, ширину зазора Е между параллельными кожухами 7а и 7b.

Концы каждой лопасти 2b жестко соединены с кольцевыми и параллельными дисками 24а и 24b, выполненными в противолежащих посадочных местах 25а и 25b, образованных в кожухах 7а и 7b. Установка лопасти 2b выполнена на расстоянии от геометрической оси вращения R'R, пересекающей диски 24а и 24b в их центре 2А и 2В. Диски в данном случае перпендикулярны внутренней и наружной плоскостям каждой лопасти 2b, Fi и Fe. Каждая лопасть 2b предназначена для поворота относительно геометрической оси R'R с помощью средств 40 управления изменяемым углом установки лопастей, в особенности в процессе переходных фаз полета самолета. Эти средства управления содержат шток 41, жестко связанный с диском 24b, соединенным механическими связями (рычаг, зубчатые колеса, подшипники) с электрическими или электромагнитными приводами 42. Для всех лопастей может быть предусмотрен один привод.

Один или несколько приводов управляются центральным блоком управления двигателем 50. Управление может быть цифровым, электронным или гидромеханическим. Угол наклона потока воздуха определен ориентацией лопастей 2b и адаптирован средствами управления 40 для обеспечения точности расходов. В иллюстрируемом примере датчик давления 45 выдает данные центральному блоку 50, который регулирует открывание и закрывание лопастей 2b направляющего соплового аппарата 7 с помощью средств управления 40.

Каждая из этих лопастей 2b имеет заднюю кромку Bf и переднюю кромку Ва для потока воздуха, связанные с поверхностями Fi и Fe лопасти 2b. Передняя кромка Ва каждой лопасти 2b второй решетки расположена, по существу, в вихревом следе неподвижной лопасти 2а первой решетки для ориентации потоков воздуха радиально к центральной оси вращения Х'Х турбины 22. Вихревой след неподвижной лопасти соответствует аэродинамическому следу, который она оставляет в полезном потоке. Этот вихревой след определяет зону сильных малых скоростей, в которой наблюдаются сильные завихрения.

Каждая лопасть 2b установлена вне оси R'R и децентрована таким образом, что ось вращения R'R размещена напротив внутренней поверхности Fi лопасти 2b и, по существу, ближе к задней кромке Bf, чем к передней кромке Ва каждой лопасти 2b. В этих условиях диски 24а и 24b расположены так, что аэродинамическая нагрузка является наиболее высокой вследствие максимальной разности давлений между наружной и внутренней поверхностями лопастей. Фиг. 4 иллюстрирует изменение статического давления Ps в зависимости от искривленной абсциссы Ас, соответствующей каждой из поверхностей Fi и Fe лопасти 2b. Максимум изменения давления расположен, таким образом, в заштрихованной зоне Z в части лопасти 2р, расположенной внутри пространства «Е», ограниченного дисками со стороны задней кромки Bf лопасти 2b. Диски устраняют люфт в зоне Z, в которой эффект люфта проявляется наиболее значительно. Оптимальный выбор положения оси вращения R'R, отнесенной к задней кромке Bf, позволяет ограничить отклонения задней кромки Bf относительно ее положения по сравнению с передней кромкой лопаток 23 турбины 22, ограничивая механический момент, необходимый для противодействия аэродинамическому моменту, связанному с лопастью, и, таким образом, оптимизировать поглощение аэромеханических напряжений. Передняя кромка Ва каждой лопасти 2b имеет толщину, по существу, более значительную, чем задняя кромка Bf, и аэродинамическую форму кривой, оптимизированную для поглощения вихревого следа воздуха, образуемого лопастью соответствующей неподвижной решетки. В частности, средняя толщина части 2р лопасти (пунктирная линия на чертеже) между внутренней Fi и наружной Fe поверхностями, по существу, меньше толщины оставшейся части лопасти 2b, расположенной со стороны передней кромки Ва.

Поворот лопастей 2b предпочтительно ограничен амплитудой перемещения между двумя крайними положениями. Фиг. 5 изображает крайние положения 2bsup и 2b0 вокруг опорного положения 2bref, соответствующего 100% поперечного сечения проходящего воздушного потока. Крайнее положение 2b0 соответствует полному перекрыванию поперечного сечения проходящего воздушного потока. Положение 2binf соответствует закрытому положению с 70% поперечного сечения проходящего воздушного потока, предназначенного для малых нагрузок. Положение 2bsup соответствует открытому положению со 150% поперечного сечения проходящего воздушного потока, предназначенного для наибольших нагрузок. Изобретение не ограничено описанными и представленными примерами. Можно, например, осуществить изменение угла наклона подвижных лопаток только механическим путем, индивидуально или централизованно, или с помощью электрического, электронного управления с цифровым регулированием или без оного.

1. Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины турбомашины (7), вращающейся вокруг центральной оси (Х'Х), содержащий первую кольцевую решетку (G1) с лопастями (2а) с фиксированным углом установки и вторую кольцевую решетку (G2) с тем же количеством лопастей (2b) с изменяемым углом установки, при этом лопасти (2а, 2b) имеют внутреннюю (Fi) и наружную (Fe) стороны, при этом каждая лопасть (2b) второй решетки, жестко соединенная с дисками (24а, 24b), простирающаяся до каждого конца лопасти (2b), предназначена для поворота управляющими средствами (40) вокруг геометрической оси (R'R), связывающей центры (2А, 2В) дисков (24а, 24b), причем каждая из лопастей (2b) имеет заднюю кромку (Bf) и переднюю кромку (Ва) для направления газовых потоков, обтекающих наружную стенку (Fe) и внутреннюю стенку (Fi), отличающийся тем, что каждая лопасть (2b) с изменяемым углом установки установлена на расстоянии от оси (R'R) поворота дисков(24а, 24b) таким образом, что ось поворота (R'R) оказывается расположенной напротив наружной поверхности (Fe) лопасти (2b) значительно ближе к задней кромке (Bf), чем к передней кромке (Ва) этой лопасти (2b), причем передняя кромка (Ва) каждой лопасти (2b) с изменяемым углом установки имеет толщину, превышающую толщину задней кромки (Bf), и криволинейную аэродинамическую форму, оптимизированную для поглощения вихревого воздушного следа лопастью (2а), расположенной напротив неподвижной решетки (G1).

2. Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины по п. 1, в котором передняя кромка (Ва) каждой лопасти с изменяемым углом установки (2b) расположена, по существу, в спутном следе неподвижной лопасти (2а) для ориентации газового потока (G) радиально к центральной оси вращения турбины (Х'Х).

3. Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины по п. 1, в котором средняя толщина части (2р) лопасти с изменяемым углом установки между установочными дисками (24а, 24b), по существу, меньше толщины остальной части лопасти (2b), расположенной со стороны передней кромки (Ва).

4. Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины по п. 1, в котором лопасти (2b) с изменяемым углом установки установлены с возможностью поворота между двумя крайними положениями (2b0, 2bsup) относительно проходного опорного положения (2bref), соответствующего 100% проходного аэродинамического сечения, при этом закрытое положение (2b0) перекрывания потока воздуха соответствует 0% проходного аэродинамического сечения, соответствующего опорному положению (2bref), а открытое положение (2bsup) соответствует максимальному потоку прохода воздуха, соответствующему 150% проходного аэродинамического сечения, соответствующего опорному положению (2bref).

5. Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины по п. 1, отличающийся тем, что радиальная турбина (13) снабжена спиральным патрубком (21), диаметр которого уменьшается от его входа (21а) до его выхода (21b) на лопатки.



 

Похожие патенты:

Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13).

Предложены исполнительные устройства (300), предназначенные для изменения ориентации одной или более лопаток, и соответствующие способы разделения первой текучей среды у одного конца исполнительного стержня (310) и второй текучей среды у противоположного конца исполнительного стержня.

Группа изобретений относится к устройству регулирования газового потока при его прохождении через канал. Устройство регулирования газового потока в канале содержит множество поворотных лопаток (27, 28).

Группа изобретений относится к входному направляющему лопаточному приводному аппарату, турбомашине и способу изготовления входного направляющего лопаточного приводного аппарата турбомашины.

Изобретение может быть использовано для конструирования узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки 1 с внутренними цапфами 4, размещенными между наружным корпусом 2 и разъемным кольцом 3, и фторопластовые втулки 6, каждая из которых контактирует с поверхностью внутренней цапфы 4 поворотной лопатки и ответным радиальным отверстием разъемного кольца 3.

Изобретение относится к конструированию узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки, размещенные между наружным корпусом и внутренним разъемным кольцом, а также фторопластовые втулки.

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.

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).
Наверх