RU2173796C1 - Компрессор газотурбинного двигателя - Google Patents
Компрессор газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2173796C1 RU2173796C1 RU2000100705/06A RU2000100705A RU2173796C1 RU 2173796 C1 RU2173796 C1 RU 2173796C1 RU 2000100705/06 A RU2000100705/06 A RU 2000100705/06A RU 2000100705 A RU2000100705 A RU 2000100705A RU 2173796 C1 RU2173796 C1 RU 2173796C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- air
- guide
- turbine engine
- gas
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, применяемым в авиационной и наземной технике. Технический результат, который может быть получен при осуществлении изобретения, заключается в повышении надежности и сохранении газодинамической устойчивости путем минимизации гидравлических потерь при отборе воздуха из проточной части компрессора. Компрессор газотурбинного двигателя включает статор с направляющим аппаратом и внутренним корпусом. Во внутреннем корпусе между лопатками направляющего аппарата и рабочей лопаткой выполнена кольцевая наклонная вдоль по потоку щель с углом раскрытия α = 2 - 20°, причем Н = 1,2 - 2,2 h, где h - ширина щели со стороны лопаток вдоль оси компрессора; Н - расстояние между входной кромкой рабочей лопатки и выходной кромкой лопатки направляющего аппарата. 1 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, применяемым в авиационной и наземной технике.
Известна конструкция газотурбинного двигателя, в компрессоре которого отверстия для отбора воздуха из-за промежуточной ступени выполнены в кольцах направляющих лопаток, эти отверстия связывают между собой проточную часть компрессора и кольцевую замкнутую полость между наружным корпусом и кольцом направляющего аппарата [1].
Недостатком такой конструкции являются пониженные запасы газодинамической устойчивости компрессора из-за больших присоединенных объемов к проточной части компрессора.
Наиболее близким к заявляемому является компрессор газотурбинного двигателя, состоящий из наружного и внутреннего корпусов, причем во внутреннем корпусе закреплено кольцо направляющего аппарата, в котором выполнены отверстия для отбора воздуха, соосные с отверстиями во внутреннем корпусе [2].
Недостатками компрессора известной конструкции являются большие гидравлические потери отбираемого воздуха, снижение газодинамической устойчивости, что ухудшает экономичность и снижает надежность работы компрессора газотурбинного двигателя.
В двигателях типа ПС-90 А воздух, отбираемый из-за 7-й ступени 13-ступенчатого компрессора высокого давления, используется на охлаждение дисков I и II-й ступеней, а также II-й рабочей лопатки турбины высокого давления (ТВД) и сопловой лопатки II-й ступени ТВД.
Использование воздуха из-за промежуточной ступени компрессора на охлаждение турбины чрезвычайно выгодно из-за низкой температуры этого воздуха по сравнению с воздухом из-за компрессора (на двигателе ПС-90А) эта разница составляет ~ 230oC на максимальном режиме), а также из-за минимального ухудшения параметров двигателя при отборе этого воздуха.
В случае больших гидравлических потерь отбираемого воздуха расход его через горячие детали турбины уменьшается, что приводит к перегреву этих деталей и их поломке.
Поэтому проблема минимизации гидравлических потерь при отборе воздуха из-за промежуточной ступени компрессора, идущего на самолетные и двигательные нужды, является актуальной.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и сохранении газодинамической устойчивости путем минимизации гидравлических потерь при отборе воздуха из проточной части компрессора.
Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя, включающем статор с направляющим аппаратом и внутренним корпусом, согласно изобретению, во внутреннем корпусе между лопатками направляющего аппарата и рабочей лопаткой выполнена кольцевая наклонная вдоль по потоку щель с углом раскрытия α =2o-20o, причем H =1,2-2,2 h, где
h - ширина щели со стороны лопаток вдоль оси компрессора;
H - расстояние между входной кромкой рабочей лопатки и выходной кромкой лопатки направляющего аппарата.
h - ширина щели со стороны лопаток вдоль оси компрессора;
H - расстояние между входной кромкой рабочей лопатки и выходной кромкой лопатки направляющего аппарата.
Выполнение наклонной кольцевой щели во внутреннем корпусе методу лопатками направляющего аппарата и рабочей лопаткой позволяет исключить окружную закрутку отбираемого из-за промежуточной ступени компрессора воздуха. При этом статическое давление его максимально, т.к. в направляющем аппарате кинетическая энергия разогнанного в рабочей лопатке воздуха превращается в потенциальную энергию давления.
Расположение щели под острым углом к проточной части компрессора и отсутствие окружной закрутки воздуха позволяет минимизировать гидравлические потери отбираемого воздуха.
Расширяющаяся щель тормозит отбираемый воздух. При величине угла раскрытия α < 2o увеличение площади сечения наклонной щели от ее входа к выходу слишком мало, поэтому воздух тормозится незначительно.
При α > 20o увеличение площади сечения щели будет происходить слишком интенсивно, что вызовет отрыв потока воздуха от стенок щели и увеличит гидравлические потери.
При H < 1,2 h возможно ухудшение КПД компрессора 1 из-за осевой сдвижки ротора относительно статора при работе двигателя.
В случае, когда H > 2,2 h, увеличивается длина и вес компрессора.
Компрессор (см. чертеж) состоит из статора 2 и ротора 3. Статор 2 состоит из наружного корпуса 4, передней половины 5 внутреннего корпуса и задней половины 6 внутреннего корпуса, которые соединены с наружным корпусом 4 с помощью конусных фланцев 7 и 8 соответственно.
Фланцы 7 и 8 своими внутренними выступами 9 и 10 образуют между собой расширяющуюся на выходе с углом раскрытия α кольцевую щель 11, которая размещена между лопаткой 12 направляющего аппарата и рабочей лопаткой 13.
Кольцевая щель выполнена под острым углом вдоль по течению потока воздуха в проточной чести 14 компрессора 1, что позволяет снизить гидравлические потери при повороте отбираемого воздуха из проточной части 14 в щель 11.
Ширина щели 11 пропорциональна количеству отбираемого воздуха, а расстояние H между выходной кромкой 15 направляющей лопатки 16 и входной кромкой 17 следующей за ней рабочей лопатки 13 выполнено увеличенным за счет раздвижки рабочих колес (не показаны) компрессора 1.
На выходе из щели 11 радиальные стенки 18 и 19 фланцев 7 и 8 образуют радиальный безлопаточный диффузор 20, на выходе из которого конусные стенки 21 и 22 фланцев 7 и 8 образуют конусную диффузорную полость 23 для окончательного расширения и торможения отбираемого воздуха. К диффузорной полости 23 подсоединен трубопровод 24, связывающий ее с турбиной, например (не показано).
Устройство работает следующим образом.
Отбор воздуха, используемого на самолетные нужды и охлаждение турбины, производят из-за промежуточной ступени компрессора за направляющими лопатками 16. Поток воздуха из проточной части 14 плавно заходит в щель 11 с минимальными гидравлическими потерями. За счет расширяющейся формы щели 11 воздух плавно тормозится, затем скорость его падает в радиальном безлопаточном диффузоре, образованном параллельными радиальными стенками 18, 19, а на выходе из него - в конусном диффузоре, образованном конусными фланцами 21, 22.
Заторможенный таким образом с минимальными гидравлическими потерями воздух по трубопроводу 24 направляется, например, на охлаждение турбины.
Источники информации:
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, стр. 106, рис. 3.43.
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, стр. 106, рис. 3.43.
2. Авиационный двухконтурный двигатель Д-30КУ, 1975, стр. 36, 37, стр. 54,55, рис. 59, стр.165, рис.227.
Claims (1)
- Компрессор газотурбинного двигателя, включающий статор с направляющим аппаратом и внутренним корпусом, отличающийся тем, что во внутреннем корпусе между лопатками направляющего аппарата и рабочей лопаткой выполнена кольцевая наклонная вдоль по потоку щель с углом раскрытия α = 2 - 20°, причем H = 1,2 - 2,2h, где h - ширина щели со стороны лопаток вдоль оси компрессора; H - расстояние между входной кромкой рабочей лопатки и выходной кромкой лопатки направляющего аппарата.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000100705/06A RU2173796C1 (ru) | 2000-01-10 | 2000-01-10 | Компрессор газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000100705/06A RU2173796C1 (ru) | 2000-01-10 | 2000-01-10 | Компрессор газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2173796C1 true RU2173796C1 (ru) | 2001-09-20 |
Family
ID=48231237
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000100705/06A RU2173796C1 (ru) | 2000-01-10 | 2000-01-10 | Компрессор газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2173796C1 (ru) |
-
2000
- 2000-01-10 RU RU2000100705/06A patent/RU2173796C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Авиационный двухконтурный двигатель Д-30КУ, 1975, с. 165, рис.227. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3199822B1 (en) | Impeller shroud supports having mid-impeller bleed flow passages | |
US20170248155A1 (en) | Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control | |
EP3061975B1 (en) | Axial compressor with flow recirculation | |
PL200265B1 (pl) | Sprężarka | |
US4431374A (en) | Vortex controlled radial diffuser for centrifugal compressor | |
US20200291801A1 (en) | Turbine engine airfoil and method | |
JP2003517525A (ja) | 圧縮機端壁ブリードシステム | |
US11933193B2 (en) | Turbine engine with an airfoil having a set of dimples | |
KR20190060710A (ko) | 반경류 압축기 및 터보차저 | |
RU2525365C2 (ru) | Центробежная крыльчатка компрессора | |
EP3708804A1 (en) | Impeller tip cavity | |
CA2964988C (en) | Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine | |
CA2938121C (en) | Counter-rotating compressor | |
US10876549B2 (en) | Tandem stators with flow recirculation conduit | |
CN112576321A (zh) | 废气涡轮增压器的涡轮的流出区域 | |
JP2000064848A (ja) | ターボチャージャ | |
RU2173796C1 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя | |
EP3964716A1 (en) | Impeller exducer cavity with flow recirculation | |
CN213928558U (zh) | 燃气轮机及其压气机机匣引气结构 | |
US11401835B2 (en) | Turbine center frame | |
EP2778346B1 (en) | Rotor for a gas turbine engine, corresponding gas turbine engine and method of improving gas turbine engine rotor efficiency | |
CN109083687B (zh) | 最小化横穿冷却孔的横流的方法和用于涡轮发动机的部件 | |
US11131210B2 (en) | Compressor for gas turbine engine with variable vaneless gap | |
RU2143574C1 (ru) | Охлаждаемая многоступенчатая турбина турбореактивного двигателя | |
RU2396471C1 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20021030 Effective date: 20110819 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |