RU132508U1

RU132508U1 - COMPRESSOR OF THE GAS TURBINE ENGINE

Info

Publication number: RU132508U1
Application number: RU2013118730/06U
Authority: RU
Inventors: Владислав Олегович Веревка; Борис Николаевич Антипов
Priority date: 2013-04-24
Filing date: 2013-04-24
Publication date: 2013-09-20

Abstract

1. Компрессор газотурбинного двигателя, характеризующийся тем, что он включает статор с направляющим аппаратом, в полости которого размещен ротор с закрепленными на нем двухсоставными рабочими лопатками, при этом хвостовые части лопаток выполнены из материала с коэффициентом теплового расширения большим, чем коэффициент теплового расширения материала, из которых изготовлены перья лопаток.2. Компрессор газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что перья лопаток выполнены из стали.3. Компрессор газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что хвостовые части лопаток выполнены из сплавов металлов.1. A compressor of a gas turbine engine, characterized in that it includes a stator with a guide apparatus, in the cavity of which a rotor is placed with two-component working blades fixed to it, while the tail parts of the blades are made of material with a coefficient of thermal expansion greater than the coefficient of thermal expansion of the material, of which the feathers of the shoulder blades are made. 2. Compressor of a gas turbine engine, characterized in that the feathers of the blades are made of steel. 3. A gas turbine engine compressor, characterized in that the tail parts of the blades are made of metal alloys.

Description

Полезная модель относится к области машиностроения, в частности к конструкции рабочих лопаток газовых турбин, осевых компрессоров, а также лопаток других роторных машин, применяемых в авиационной и наземной техники.The utility model relates to the field of engineering, in particular to the design of the working blades of gas turbines, axial compressors, as well as the blades of other rotary machines used in aircraft and ground equipment.

Известен компрессор газотурбинного двигателя, статор которого состоит из наружного и внутреннего корпусов, соединенных между собой конусными упругими фланцами с образованием кольцевой наклонной щели отбора воздуха, соединенной на входе с проточной частью компрессора, а на выходе - с диффузорной полостью отбора (RU 2173796, 2000). Регулировка радиального зазора обеспечивается охлаждением внутреннего корпуса путем обдува его воздухом.A compressor of a gas turbine engine is known, the stator of which consists of an outer and an inner casing interconnected by conical elastic flanges with the formation of an annular inclined air sampling gap connected at the inlet to the compressor flow part and at the outlet with a diffuser sampling cavity (RU 2173796, 2000) . Radial clearance adjustment is provided by cooling the inner case by blowing it with air.

Недостатком указанного способа является использование для охлаждения корпуса статора воздуха, отбираемого от двигателя, что приводит к снижению КПД двигателя.The disadvantage of this method is the use for cooling the stator housing of air taken from the engine, which reduces the efficiency of the engine.

Из известных технических решений наиболее близким к предлагаемому по технической сущности и достигаемому результату является компрессор газотурбинного двигателя, содержащий ротор с рабочими лопатками и статор с наружным и внутренним корпусами, соединенными между собой конусным фланцем, а также с полостью обдува и с перфорированным дефлектором, радиальный стык конусного фланца с внутренним корпусом расположен между входной и выходной кромками первой рабочей лопатки по потоку от кольцевой щели, расположенной между полостью отбора воздуха и проточной частью компрессора, а в сторону этой лопатки направлено выполненное с отбортовками сопло в дефлекторе (RU 2396471, 2009).Of the known technical solutions, the closest to the proposed technical essence and the achieved result is a gas turbine engine compressor containing a rotor with rotor blades and a stator with outer and inner bodies interconnected by a conical flange, as well as with a blow cavity and with a perforated deflector, a radial joint a conical flange with an inner casing is located between the input and output edges of the first working blades upstream of the annular gap located between the selection cavity the spirit and the flow part of the compressor, and towards the side of this blade is directed the nozzle in the deflector made with flanges (RU 2396471, 2009).

Недостатком указанной конструкции является необходимость отбора воздуха на охлаждение из специальной полости, усложняющей конструктивное исполнение компрессора. Указанный недостаток приводит к снижению КПД компрессора газотурбинного двигателя.The disadvantage of this design is the need for air sampling for cooling from a special cavity, complicating the design of the compressor. This drawback leads to a decrease in the efficiency of the compressor of a gas turbine engine.

Задачей настоящей полезной модели является повышение эффективности работы компрессора газотурбинного двигателя.The objective of this utility model is to increase the efficiency of a gas turbine engine compressor.

Поставленная задача достигается тем, что компрессор газотурбинного двигателя включает статор с направляющим аппаратом, в полости которого размещен ротор с закрепленными на нем двухсоставными рабочими лопатками, при этом хвостовые части лопаток выполнены из материала с коэффициентом теплового расширения большим, чем коэффициент теплового расширения материала, из которых изготовлены перья лопаток.The task is achieved in that the compressor of the gas turbine engine includes a stator with a guide apparatus, in the cavity of which a rotor is placed with two-component working blades fixed to it, while the tail parts of the blades are made of material with a thermal expansion coefficient greater than the thermal expansion coefficient of the material, of which feather blades are made.

Целесообразно перья лопаток выполнять из стали, а хвостовые части лопаток - из сплавов металлов.It is advisable that the feathers of the blades are made of steel, and the tail parts of the blades are made of metal alloys.

Достигаемый технический результат заключается в повышении КПД компрессора газотурбинного двигателя за счет обеспечения регулирования радиального зазора между лопатками компрессора и внутренней стенкой корпуса на рабочих режимах работы двигателя, компенсировании эрозийного износа лопатки, а также в снижении затрат на эксплуатацию газотурбинной установки за счет сокращения расхода топлива.The technical result achieved is to increase the efficiency of the compressor of a gas turbine engine by ensuring the regulation of the radial clearance between the compressor blades and the inner wall of the casing at the operating modes of the engine, compensating for erosive wear of the blade, and also reducing the cost of operating a gas turbine unit by reducing fuel consumption.

Сущность полезной модели поясняется чертежами, где на фиг.1 показана принципиальная схема устройства, на фиг.2 показано сечение по А-А.The essence of the utility model is illustrated by drawings, where Fig. 1 shows a schematic diagram of a device, Fig. 2 shows a section along AA.

Устройство состоит из ротора 1, двухсоставной рабочей лопатки, состоящей из пера лопатки 2 и хвостовой части 3, и корпуса статора 4. Причем хвостовая часть 3 выполнена из материала с большим коэффициентом линейного расширения материала, из которого выполнено перо лопатки 2. Позицией 5 обозначен зазор между хвостовой частью лопатки 3 и корпусом статора 4.The device consists of a rotor 1, a two-component working blade, consisting of a feather of the blade 2 and the tail part 3, and the stator housing 4. Moreover, the tail part 3 is made of material with a large coefficient of linear expansion of the material from which the feather of the blade 2 is made. Position 5 denotes the gap between the tail of the blade 3 and the stator housing 4.

Хвостовая часть 3 может быть выполнена из сплавов металлов, например, из следующих материалов: латунь, иттербий, дюралюминий, манганин и т.д.The tail part 3 can be made of metal alloys, for example, of the following materials: brass, ytterbium, duralumin, manganin, etc.

Перо лопатки 2 выполняют из стали.The feather of the blade 2 is made of steel.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Предварительно определяют значение увеличения радиального зазора между статором и лопатками ротора компрессора на рабочих режимах работы двигателя за счет температурного расширения статора компрессора. Рассчитывается необходимая длина периферийной (хвостовой) части 3 лопатки компрессора, позволяющая обеспечить сохранение оптимального зазора 5 за счет удлинения лопатки. Соотношение длин хвостовой части 3 лопатки и пера 2 на последних ступенях компрессора будет составлять

Preliminarily determine the value of increasing the radial clearance between the stator and the compressor rotor blades in the operating modes of the engine due to the temperature expansion of the compressor stator. The required length of the peripheral (tail) part 3 of the compressor blade is calculated, which allows to maintain the optimal clearance 5 due to the lengthening of the blade. The ratio of the lengths of the tail portion 3 of the blade and feather 2 at the last stages of the compressor will be

При нагреве лопаток ротора хвостовая часть 3 лопатки будет иметь большее удлинение Δ₂ по сравнению с удлинением Δ₁ пера 2 лопатки, что позволяет компенсировать отклонения от проектного зазора между корпусом статора 4 и лопаткой.When heating the rotor blades, the tail part 3 of the blade will have a greater elongation Δ ₂ compared to the elongation Δ _{1 of the} feather 2 of the blade, which allows you to compensate for deviations from the design gap between the stator housing 4 and the blade.

Такое выполнение периферийной (хвостовой) части лопатки компрессора обеспечивает сохранение минимального радиального зазора между статором и лопатками ротора компрессора на рабочих режимах работы двигателя, что позволяет компенсировать потери КПД турбомашины.This embodiment of the peripheral (tail) part of the compressor blades ensures that the minimum radial clearance between the stator and compressor rotor blades is maintained at the engine operating conditions, which allows to compensate for the loss of efficiency of the turbomachine.

Claims

1. A compressor of a gas turbine engine, characterized in that it includes a stator with a guide apparatus, in the cavity of which a rotor is placed with two-component working blades fixed to it, while the tail parts of the blades are made of material with a thermal expansion coefficient greater than the coefficient of thermal expansion of the material, of which the feathers of the shoulder blades are made.

2. Compressor of a gas turbine engine, characterized in that the feathers of the blades are made of steel.

3. Compressor of a gas turbine engine, characterized in that the tail parts of the blades are made of metal alloys.