RU2165547C2 - Многоступенчатый осевой компрессор авиационного двигателя - Google Patents
Многоступенчатый осевой компрессор авиационного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2165547C2 RU2165547C2 RU98118382/06A RU98118382A RU2165547C2 RU 2165547 C2 RU2165547 C2 RU 2165547C2 RU 98118382/06 A RU98118382/06 A RU 98118382/06A RU 98118382 A RU98118382 A RU 98118382A RU 2165547 C2 RU2165547 C2 RU 2165547C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- stages
- last
- engine
- stage
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Многоступенчатый осевой компрессор авиационного двигателя содержит две или более последовательно установленные ступени. Компрессор также снабжен средством для отключения части ступеней, выполненным в виде средства для отключения одной или более последних ступеней. Изобретение улучшает регулирование компрессора. 5 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Может быть использовано в многорежимных сверхзвуковых и в дозвуковых газотурбинных авиационных двигателях.
Известен дозвуковой авиационный двигатель с большой степенью двухконтурности двухвальный ПС-90А [1]. В двигателе установлен вентилятор, приводимый турбиной низкого давления. Компрессор высокого давления состоит из 13 последовательных осевых ступеней, при этом входной направляющий аппарат и направляющие аппараты первой, второй и третьей ступеней выполнены регулируемыми. Осуществляется перепуск воздуха из промежуточных ступеней компрессора высокого давления. Недостатком данного двухкаскадного компрессора является сложность конструкции и ненадежность в работе. Невозможен быстрый и надежный переход с режима пониженной тяги на режим максимальной тяги.
Известен многоступенчатый осевой компрессор по патентному документу SU 1677375. При работе этого компрессора для обеспечения его беспомпажной работы в условиях повышения сопротивления сети за компрессором часть воздуха из-за последней ступени подается на вход промежуточных ступеней по каналу перепуска через регулируемый клапан, являющийся дроссельным устройством. Недостатком этого компрессора является неизбежное уменьшение расхода воздуха через компрессор при увеличении сопротивления сети за компрессором и невозможность быстро изменить степень сжатия компрессора.
Известен многоступенчатый осевой компрессор по патентному документу US 4038818. Указанный компрессор снабжен средством для отключения части ступеней, а именно двух передних ступеней. Это дает возможность при повышении температуры поступающего в компрессор воздуха, не меняя оборотов ротора, сделать работу неотключенных ступеней более расчетной. Но данная конструкция не позволяет восстановить или увеличить расход воздуха через компрессор при увеличении сопротивления сети за компрессором.
Заявляемое изобретение представляет собой новое средство механизации компрессора. Предлагается снабдить многоступенчатый осевой компрессор средством для отключения части ступеней, причем средством для отключения одной или более последних ступеней. В сверхзвуковых двигателях целесообразна замена двухвальной схемы двигателя одновальной одноконтурной. В дозвуковых двухвальных двухконтурных двигателях предлагается применять отключение последних ступеней в последнем каскаде компрессора. Отключение и подключение последних ступеней в компрессоре сверхзвуковых двигателей позволяет отказаться от других средств механизации компрессора: двухкаскадного компрессора и регулируемых направляющих аппаратов статора. Поддерживая приведенное число оборотов ротора равным расчетному значению, есть возможность практически мгновенно менять степень сжатия компрессора путем отключения или подключения последних ступеней. Это позволит быстро менять температуру газов перед турбиной и тягу двигателя без изменения оборотов ротора, регулируя степень расширения газов в турбине. Условия работы оставшихся работать ступеней компрессора будут расчетными или близкими к расчетным. Подключение ранее отключенных последних ступеней в последнем каскаде дозвукового двухконтурного двигателя позволяет практически мгновенно увеличить расход воздуха через внутренний контур и дает возможность поднять температуру газов перед турбиной, регулируя подачу топлива. При этом увеличивается тяга двигателя без опасности появления помпажа компрессора.
Для отключения ступеней предлагается использовать устройства перепуска воздуха в последних ступенях. При этом скорость выхода воздуха из рабочего колеса отключаемой ступени возрастает настолько, что рабочая нагрузка с рабочего колеса снимается. Вместо перепуска воздуха возможно использование различных сцепных муфт приводов. При помощи сцепной муфты рабочее колесо соединяется с ротором двигателя в режиме включения и разъединяется с ротором в режиме отключения ступени. При этом воздушный поток проходит через рабочее колесо, которое не оказывает на него силового воздействия.
На фиг. 1 изображена схема трех последних ступеней каскада компрессора с отключением двух последних ступеней с помощью устройства перепуска воздуха; на фиг. 2 изображена схема варианта отключения трех последних ступеней каскада компрессора; на фиг. 3 изображен треугольник скоростей ступени компрессора с осевым входом в режиме отключения; на фиг. 4 изображен треугольник скоростей ступени компрессора с предварительной закруткой потока по вращению колеса в режиме отключения.
Однокаскадный осевой компрессор одноконтурного сверхзвукового реактивного двигателя содержит двенадцать последовательных ступеней. Схема последней части компрессора изображена на фиг. 1. На роторе 1 компрессора закреплены рабочие лопатки 2. Каждый ряд лопаток 3, закрепленный на статоре компрессора, может быть заменен двумя последовательными рядами неподвижных лопаток с целью уменьшения сопротивления течению воздушного потока в режиме отключения данной ступени. Две последние ступени компрессора снабжены устройствами перепуска воздуха 4 и 5. Кольцевая полость 6 вокруг отключаемых ступеней предназначена для обеспечения свободного движения воздуха в режиме отключения. Направляющий аппарат 7 на входе в полость 6 может быть использован для возможной закрутки потока. Кольцевая полость 6 соединена вместе с выходом компрессора со входом в камеру сгорания 8 двигателя. Размер, количество и конкретное расположение окон перепуска 4 и 5 определяется исходя из условия обеспечения наилучшего отключения ступеней. Перепуск возможно осуществить с помощью гибкой стальной ленты, закрывающей отверстия в корпусе компрессора в сечении, где необходим перепуск. Также перепуск возможно осуществить с помощью клапанов перепуска воздуха. Окна перепуска в этих клапанах закрываются заслонками, управляемыми гидроцилиндрами. Устройства перепуска воздуха 4 и 5 являются средством для отключения двух последних ступеней в компрессоре. Компрессор соединен валом с турбиной. Двигатель имеет регулируемое сопло, оборудован системой автоматического управления.
С целью упрощения запуска раскрутку ротора 1 двигателя целесообразно начинать с отключенными последними ступенями. После предварительной раскрутки ротора 1 стартером следует закрыть окна перепуска 4 и 5 и одновременно подать - воспламенить топливо в камере сгорания двигателя. Обороты двигателя быстро достигнут расчетного значения. Система автоматического управления поддерживает режим постоянства приведенных оборотов двигателя nпр= const, регулируя, например, подачу топлива в камеру сгорания по сигналу центробежного регулятора и сигнала от датчика температуры воздуха, поступающего на вход компрессора. В зависимости от того, какая требуется тяга двигателя в данный момент времени, осуществляется регулировка температуры газов перед турбиной Tг * путем регулировки степени расширения газов в турбине Пт * при помощи регулируемого сопла. При этом предлагается регулировать степень сжатия компрессора Пк * путем закрытия или открытия окон перепуска 4 и 5 ступеней. Таким образом, чтобы увеличение или уменьшение степени сжатия в раз соответствовало увеличению или уменьшению соответственно Тг * в k раз. В этом случае режим работы работающих ступеней и расход воздуха через компрессор будет поддерживаться расчетным или близким к нему. Например, увеличению Тг * с 1069 до 1400K должно соответствовать увеличение степени сжатия компрессора раза. Для этого достаточно подключить одну ступень (фиг.5). Подключение еще одной ступени к работе соответственно позволит дополнительно увеличить Тг * без уменьшения расхода воздуха через компрессор. Закрытие окон перепуска 4 и 5 соотвествует подключению этих ступеней к работе, а открытие - к отключению. Сверхзвуковой двигатель с регулируемым соплом, у которого несколько последних ступеней в осевом компрессоре выполнены отключаемыми, имеет не один, а несколько расчетных режимов - в зависимости от того, сколько ступеней компрессора подключено к работе. Вследствие этого есть возможность отказаться от других средств механизации компрессора. Увеличение тяги двигателя происходит быстро на любой возможной высоте полета. Для запуска двигателя в полете с режима авторотации следует одновременно закрыть окна перепуска 4 и 5 и начать подачу топлива с воспламенением. Кроме указанного выше варианта регулировки двигателя возможно применение специальных команд, регулирующих подачу топлива при отключении и подключении ступеней компрессора.
На фиг. 2 изображена схема варианта отключения последних ступеней в компрессоре, при котором кольцевая полость 6 непосредственно не соединена со входом в камеру сгорания двигателя. Окна перепуска 5 открыты при отключении последней ступени, окна перепуска 4 и 5 отрыты при отключении двух последних ступеней, окна 4, 5 и 9 - при отключении трех последних ступеней.
Отключение и подключение ступеней компрессора может быть применено в качестве эффективного средства против помпажа компрессора в дозвуковых многовальных газотурбинных двигателях двухконтурных и турбовинтовых в последнем каскаде компрессора при быстром восстановлении тяги двигателя. Подключение ступеней дает возможность неограниченно быстро увеличить расход топлива, расход воздуха через внутренний контур и тягу двигателя. Увеличивается скорость восстановления оборотов роторов от пониженных до номинальных.
Свободное течение воздуха в каналах рабочего колеса отключенной ступени будет соответствовать фиг. 3 или 4. Для того, чтобы снять рабочую нагрузку с рабочего колеса отключаемой ступени, необходимо выполнить условие C1u = C2u, то есть окружные составляющие абсолютной скорости на входе в рабочее колесо и на выходе из него должны стать равны. В случае осевого входа воздушного потока в рабочее колесо (фиг. 3) осевым должен быть и выход. Для этого, в результате открытия окон перепуска воздух в межлопаточных каналах рабочего колеса должен не сжиматься, как это имеет место при рабочем режиме работы ступени, а расширяться и ускоряться под действием градиента статического давления при сужении канала течения от F1 на входе до F2 на выходе из рабочего колеса. Если абсолютная скорость C2 достигнет величины C2= tgβ2·u, выход воздуха из рабочего колеса станет осевым, значит крутящий момент на данном рабочем колесе станет равен практически нулю. U = скорость окружная рабочего колеса; индексы 1 и 2 обозначают значения параметров на входе и выходе из рабочего колеса соответственно; β2 - угол между относительной скоростью на выходе W2 и фронтом рабочего колеса. Эти обозначения относятся также к схеме на фиг. 4. Но в этом случае воздушный поток имеет предварительную закрутку перед рабочим колесом в сторону вращения рабочего колеса. В результате открытия окон перепуска воздуха при данном угле β2 должно выполниться условие C1u= C2u. Следует учитывать при расчете компрессора, что скорость потока при сужении канала течения не может стать выше критической. Обтекание лопаток рабочего колеса и лопаток направляющего аппарата отключенной ступени будет проходить без заметного гидравлического сопротивления. На рабочем колесе отключенных ступеней останется незначительная нагрузка, связанная с необходимостью поддерживать циркуляцию воздуха.
В том случае, если для отключения ступеней вместо перепуска воздуха применяются сцепные муфты приводов, происходит уменьшение частоты вращения рабочего колеса отключенной ступени независимо от частоты вращения ротора 1 до величины, при которой C1u станет равной C2u. В качестве сцепных муфт приводов могут быть использованы различные управляемые муфты: фрикционные, кулачковые, гидравлические. Управление муфтами может быть гидравлическим, пневматическим, электромагнитным.
Из приведенного описания совершенно очевидно, что возможны многие модификации и варианты настоящего изобретения. Число ступеней в компрессоре, число отключаемых ступеней, режимы регулирования, расчетные режимы двигателей могут быть различными. Конструкция компрессора позволяет отказаться от сложных автоматов приемистости, гидрозамедлителей и ограничителей нарастания давления топлива перед форсунками. Появляется возможность поднять температуру газов перед турбиной до максимального значения при сниженной температуре воздуха на входе в компрессор.
Источники информации
1) Пивоваров В.А. Авиационный двигатель ПС-90А, Москва, 1989 год.
1) Пивоваров В.А. Авиационный двигатель ПС-90А, Москва, 1989 год.
Claims (1)
- Многоступенчатый осевой компрессор авиационного двигателя, содержащий две или более установленные последовательно ступени, причем компрессор снабжен средством для отключения части ступеней, отличающийся тем, что средство для отключения части ступеней выполнено в виде средства для отключения одной или более последних ступеней.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
BY19980250 | 1998-03-17 | ||
BY19980250 | 1998-03-17 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU98118382A RU98118382A (ru) | 2000-09-10 |
RU2165547C2 true RU2165547C2 (ru) | 2001-04-20 |
Family
ID=4083719
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98118382/06A RU2165547C2 (ru) | 1998-03-17 | 1998-10-08 | Многоступенчатый осевой компрессор авиационного двигателя |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
AU (1) | AU2706699A (ru) |
RU (1) | RU2165547C2 (ru) |
UA (1) | UA40584C2 (ru) |
WO (1) | WO1999047815A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2013109159A1 (ru) * | 2012-01-19 | 2013-07-25 | Panchenko Vladimir Mitrofanovich | Роторно-шнековый двигатель |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1389347A (en) * | 1972-05-25 | 1975-04-03 | Rolls Royce | Gas turbine power plant |
GB1415679A (en) * | 1972-11-17 | 1975-11-26 | Rolls Royce | Gas turbine engine powerplant |
US4587803A (en) * | 1983-08-15 | 1986-05-13 | Rolls-Royce Inc. | Valve for diverting fluid flows in turbomachines |
SU1394790A1 (ru) * | 1986-06-06 | 1996-03-10 | В.П. Абруков | Способ регулирования многокаскадного компрессора газотурбинного двигателя |
-
1998
- 1998-10-08 RU RU98118382/06A patent/RU2165547C2/ru not_active IP Right Cessation
-
1999
- 1999-03-11 AU AU27066/99A patent/AU2706699A/en not_active Abandoned
- 1999-03-11 UA UA2000063879A patent/UA40584C2/ru unknown
- 1999-03-11 WO PCT/BY1999/000003 patent/WO1999047815A1/ru active Application Filing
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2013109159A1 (ru) * | 2012-01-19 | 2013-07-25 | Panchenko Vladimir Mitrofanovich | Роторно-шнековый двигатель |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
UA40584C2 (ru) | 2001-08-15 |
AU2706699A (en) | 1999-10-11 |
WO1999047815A1 (fr) | 1999-09-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3318743B1 (en) | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine | |
EP1252424B1 (en) | Method of operating a variable cycle gas turbine engine | |
US10794290B2 (en) | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine | |
US4175384A (en) | Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine | |
JP5514354B2 (ja) | 流量調節ファンを備えたタービンエンジンとその動作方法 | |
US7811050B2 (en) | Operating line control of a compression system with flow recirculation | |
US8122724B2 (en) | Compressor including an aerodynamically variable diffuser | |
US6328526B1 (en) | Gas turbine starting method | |
US6701716B2 (en) | Bleed valve assembly | |
JPH0476020B2 (ru) | ||
US5687563A (en) | Multi-spool turbofan engine with turbine bleed | |
RU2575837C2 (ru) | Устройство и способ для уменьшения массового расхода воздуха для сгорания с низкими выбросами в расширенном диапазоне для одновальных газовых турбин | |
US5680754A (en) | Compressor splitter for use with a forward variable area bypass injector | |
US20170218852A1 (en) | Inlet bleed heat system and method of assembling the same | |
US20230107761A1 (en) | Turbofan engine comprising a device for regulating the flow rate of cooling fluid | |
US4640091A (en) | Apparatus for improving acceleration in a multi-shaft gas turbine engine | |
US5231825A (en) | Method for compressor air extraction | |
JPH07189740A (ja) | ガスタービン冷却系統 | |
US20210199056A1 (en) | Assisted engine start bleed system | |
RU2165547C2 (ru) | Многоступенчатый осевой компрессор авиационного двигателя | |
CN116201656B (zh) | 一种适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统 | |
CA1228484A (en) | Method and apparatus for improving acceleration in a multi-shaft gas turbine engine | |
JPS5941012B2 (ja) | ガスタ−ビンエンジンの燃料制御方法及び装置 | |
EP3483418B1 (en) | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine | |
US2787886A (en) | Aircraft auxiliary power device using compounded gas turbo-compressor units |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20091009 |