RU2187023C1

RU2187023C1 - Gas turbine engine compressor

Info

Publication number: RU2187023C1
Application number: RU2001100248/06A
Authority: RU
Inventors: В.В. Иванов; Е.Т. Гузачев; Т.А. Габова; В.А. Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2001-01-03
Filing date: 2001-01-03
Publication date: 2002-08-10

Abstract

FIELD: mechanical engineering; compressors. SUBSTANCE: invention relates to compressors of gas turbine engines of ground application converted from low-consumption aircraft engine. Proposed compressor of gas turbine engine provide with air spaces of bearing supports and furnished with valves to bypass air from ring space connected through valves with flow passage has partitions consisting of telescopically connected zigzag radial ribs arranged in ring space which form air intake space. EFFECT: improved reliability of operation of gas turbine engine owing to provision of its gas dynamic stability. 2 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к конструкциям компрессоров газотурбинных двигателей, преимущественно наземного применения, полученных путем конверсии экономичного двухконтурного авиационного двигателя. The invention relates to designs of compressors for gas turbine engines, mainly for ground use, obtained by converting an economical dual-circuit aircraft engine.

В известном компрессоре газотурбинного двигателя для обеспечения газодинамической устойчивости выполнено перепускное устройство с лентой перепуска [1]. In the known compressor of a gas turbine engine to ensure gas-dynamic stability, a bypass device with a bypass tape [1] is made.

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за обрывов ленты перепуска. The disadvantage of this design is its low reliability due to breaks in the bypass tape.

В авиационных двухконтурных газотурбинных двигателях для наддува опор используется воздух наружного контура, т.е. из-за компрессора низкого давления. В случае конверсии авиационного газотурбинного двигателя в двигатель для наземных установок используется только компрессор высокого давления, температура и давление на выходе которого велики для наддува опор, и поэтому воздух отбирается из-за промежуточной ступени компрессора. Однако конструктивная организация отбора воздуха из-за промежуточной ступени требует дорогостоящей переделки компрессора, а отбор воздуха из кольцевой полости перепуска воздуха приводит к выбросу масла из наддуваемых масляных полостей в проточную часть двигателя при открытых клапанах перепуска из-за пониженного давления воздуха. In aircraft double-circuit gas turbine engines, external air is used for boosting the supports, i.e. due to low pressure compressor. In the case of the conversion of an aircraft gas turbine engine to an engine for ground installations, only a high-pressure compressor is used, the temperature and pressure at the outlet of which are high for boosting the supports, and therefore air is drawn due to the intermediate stage of the compressor. However, the constructive organization of air sampling due to the intermediate stage requires expensive compressor alteration, and air sampling from the annular air bypass cavity leads to the ejection of oil from the pressurized oil cavities into the engine duct with open bypass valves due to reduced air pressure.

Наиболее близким к заявляемому является компрессор газотурбинного двигателя, в котором перепуск воздуха осуществляется с помощью клапана перепуска, при открытии которого воздух из проточной части компрессора через множество отверстий и кольцевую полость на корпусе компрессора истекает в атмосферу [2]. Closest to the claimed one is a gas turbine engine compressor, in which air bypass is carried out using a bypass valve, when opened, air from the compressor flow through many holes and an annular cavity on the compressor body expires into the atmosphere [2].

Данная конструкция не обеспечивает необходимую газодинамическую устойчивость, т. к. давление воздуха в кольцевой полости при открытых клапанах перепуска резко падает, а воздух с низким давлением не пригоден для охлаждения и наддува масляных полостей в подшипниковых опорах газотурбинного двигателя. В случае использования воздуха из этой кольцевой полости для наддува опор при резком снижении давления подаваемого воздуха возможен выброс масла из масляных полостей в проточную часть двигателя, что вызовет пожар на двигателе. This design does not provide the necessary gas-dynamic stability, since the air pressure in the annular cavity drops sharply when the bypass valves are open, and low-pressure air is not suitable for cooling and pressurizing oil cavities in the bearings of a gas turbine engine. In the case of using air from this annular cavity to pressurize the supports with a sharp decrease in the pressure of the supplied air, oil may be ejected from the oil cavities into the engine duct, which will cause a fire on the engine.

Предлагаемым изобретением решается задача повышения надежности работы компрессора газотурбинного двигателя за счет обеспечения газодинамической устойчивости. The present invention solves the problem of improving the reliability of the compressor of a gas turbine engine by ensuring gas-dynamic stability.

Этот эффект достигается в результате того, что в компрессоре газотурбинного двигателя, имеющем воздушные полости подшипниковых опор и снабженном клапанами перепуска воздуха из кольцевой полости, связанной клапанами с проточной частью, согласно изобретению в кольцевой полости размещены состоящие из телескопически соединенных зигзагообразных радиальных ребер перегородки, образующие полость отбора воздуха с атмосферой. При этом наилучший эффект достигается в том случае, если F1:F2=0,002...0,03, где
F1 - площадь сечения трубопровода отбора воздуха;
F2 - площадь сечения проточной части компрессора, расположенная под полостью отбора воздуха.This effect is achieved as a result of the fact that in the compressor of a gas turbine engine having air cavities of bearing bearings and equipped with air bypass valves from an annular cavity connected by valves with a flow part, according to the invention, annular cavities consisting of telescopically connected zigzag radial ribs are formed in the annular cavity, forming a cavity air sampling with atmosphere. In this case, the best effect is achieved if F1: F2 = 0.002 ... 0.03, where
F1 is the cross-sectional area of the air intake pipe;
F2 is the cross-sectional area of the compressor flow path located under the air intake cavity.

Наличие радиальных перегородок позволяет обеспечивать постоянное давление воздуха в полости отбора при закрытых и открытых клапанах перепуска. Радиальные перегородки выполнены зигзагообразными, и при этом имеют телескопические соединения, что позволяет компенсировать взаимные температурные деформации корпуса компрессора и наружного кожуха кольцевой полости, имеющие разные скорости нагрева. The presence of radial partitions allows for constant air pressure in the sampling cavity with closed and open bypass valves. The radial partitions are made zigzag, and at the same time have telescopic connections, which makes it possible to compensate for the mutual temperature deformations of the compressor housing and the outer casing of the annular cavity having different heating rates.

Ребра перегородки, образуя полость отбора воздуха,. на входе связанную через трубопровод отбора воздуха и воздушные полости подшипниковых опор с атмосферой, позволяют на всех режимах работы двигателя постоянно из проточной части компрессора через полость отбора воздуха и трубопровод и далее, через полости наддува и охлаждения подшипниковых опор в атмосферу, отбирать воздух, расход которого определяется площадью сечения трубопровода, являющегося жиклером. При этом расход воздуха достаточен для наддува и охлаждения опор, но не вызывает окружную неравномерность потока воздуха в проточной части компрессора, которая могла бы вызвать ухудшение к.п.д. и газодинамической устойчивости компрессора. Ribs of the septum, forming a cavity for air sampling ,. at the inlet connected through the air sampling pipeline and the air cavities of the bearing supports with the atmosphere, it is possible to select air, the flow rate of which is used at all engine operating modes from the compressor flow path through the air sampling cavity and the pipeline and further through the pressurization and cooling cavities of the bearing supports into the atmosphere determined by the cross-sectional area of the pipeline, which is a jet. In this case, the air flow is sufficient for boosting and cooling the supports, but does not cause a circular unevenness of the air flow in the compressor flow path, which could cause a deterioration in efficiency. and gas-dynamic stability of the compressor.

При соотношении F1:F2<0,002 расход отбираемого воздуха будет недостаточным для наддува и охлаждения подшипниковых опор. В случае, когда F1: F2>0,015, ухудшается газодинамическая устойчивость компрессора из-за существенной окружной неравномерности в его проточной части. With a ratio of F1: F2 <0.002, the flow rate of the extracted air will be insufficient for boosting and cooling the bearings. In the case when F1: F2> 0.015, the gas-dynamic stability of the compressor deteriorates due to significant circumferential unevenness in its flow part.

Изобретение иллюстрируется следующими чертежами. The invention is illustrated by the following drawings.

На фиг. 1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя с компрессором заявляемой конструкции. На фиг. 2 представлен элемент 1 на фиг.1 в увеличенном виде. Фиг.3 - сечение А-А на фиг.2, фиг.4 - сечение Б-Б на фиг. 3. In FIG. 1 shows a longitudinal section of a gas turbine engine with a compressor of the claimed design. In FIG. 2 shows an element 1 in figure 1 in an enlarged view. Figure 3 - section aa in figure 2, figure 4 - section bb in fig. 3.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2 с передней опорой 3 и задней опорой 4, а также камеры сгорания 5, турбины 6 высокого давления с опорой 7 и силовой турбины 8 с задней опорой 9. Полезная мощность от двигателя 1 снимается с вала 10 со стороны входного устройства 11. The gas turbine engine 1 consists of a compressor 2 with a front support 3 and a rear support 4, as well as a combustion chamber 5, a high pressure turbine 6 with a support 7 and a power turbine 8 with a rear support 9. Useful power from the engine 1 is removed from the shaft 10 from the input side device 11.

Компрессор 2 выполнен с кольцевой полостью 12, которая расположена на периферии наружного корпуса компрессора 13, ограничена наружным кожухом 14 и разделена с помощью радиальных перегородок 15 и 16, 17 и 18 на две полости: полость 19 отбора воздуха с трубопроводом 20 отбора воздуха на наддув опор 3, 4, 7, 9, а также полость 21 перепуска воздуха с клапанами перепуска 22, которые периодически открываются путем поворота вокруг оси 23 в положение 24. Полость 19 отбора воздуха расположена между клапанами 22 перепуска воздуха. Перегородки 15, 16, 17 и 18 выполнены упругими, имеют зигзагообразную форму и телескопически соединены между собой по поверхностям 25 и 26 соответственно. The compressor 2 is made with an annular cavity 12, which is located on the periphery of the outer casing of the compressor 13, is limited by the outer casing 14 and is divided by two radial partitions 15 and 16, 17 and 18 into two cavities: an air sampling cavity 19 with an air intake pipe 20 for boosting the supports 3, 4, 7, 9, as well as the air bypass cavity 21 with the bypass valves 22, which periodically open by turning around the axis 23 to position 24. The air sampling cavity 19 is located between the air bypass valves 22. Partitions 15, 16, 17 and 18 are made elastic, have a zigzag shape and are telescopically connected to each other along surfaces 25 and 26, respectively.

Проточная часть 27 компрессора 2 соединена с полостями 19 и 21 с помощью множества каналов 28. На выходе полость перепуска 21 через ответные клапаны 24 соединяется через наружный канал 29 двигателя 1 с атмосферой, а полость отбора 19 через трубопровод 20 и воздушные полости опор 3, 4, 7 и 9 - также с атмосферой. The flow part 27 of the compressor 2 is connected to the cavities 19 and 21 using a variety of channels 28. At the outlet, the bypass cavity 21 through the check valves 24 is connected through the outer channel 29 of the engine 1 with the atmosphere, and the selection cavity 19 through the pipe 20 and the air cavities of the supports 3, 4 , 7 and 9 - also with the atmosphere.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

При работе двигателя, особенно на переходных режимах, для обеспечения газодинамической устойчивости компрессора 2 осуществляется периодическое открытие клапанов перепуска 22. В результате этого часть воздуха из проточной части 27 компрессора 2 через множество каналов 28, полость 21 перепуска воздуха и наружный канал 29 двигателя 1 перепускается в атмосферу. When the engine is operating, especially in transition modes, to ensure the gas-dynamic stability of the compressor 2, the bypass valves 22 are periodically opened. As a result, part of the air from the flow part 27 of the compressor 2 through many channels 28, the air bypass cavity 21 and the outer channel 29 of the engine 1 is bypassed the atmosphere.

На всех режимах работы двигателя из проточной части 27 компрессора 2 через каналы 28, полость отбора воздуха 19 и трубопровод 20, и далее - через полости наддува и охлаждения опор - в атмосферу отбирается воздух, расход которого определяется соотношением F1:F2, где расход воздуха достаточен для наддува и охлаждения опор, но не вызывает окружную неравномерность потока воздуха в проточной части компрессора, которая могла бы вызвать ухудшение к. п.д. и газодинамической устойчивости компрессора. At all engine operating modes, from the flow part 27 of the compressor 2 through the channels 28, the air intake cavity 19 and the pipe 20, and then through the support pressurization and cooling cavities, air is taken into the atmosphere, the flow rate of which is determined by the ratio F1: F2, where the air flow rate is sufficient for pressurization and cooling of the supports, but does not cause circumferential unevenness of the air flow in the compressor flow path, which could cause a deterioration in the efficiency and gas-dynamic stability of the compressor.

Зигзагообразные телескопически соединенные между собой ребра 15, 16 и 17, 18 перегородки парируют взаимные температурные деформации корпуса компрессора 13 и наружного корпуса 14, возникающие из-за разных температур и разных темпов нагрева, изолируя полости 19 и 21 друг от друга, повышая тем самым надежность двигателя. Zigzag telescoping telescopically connected ribs 15, 16 and 17, 18 of the partition parry mutual temperature deformations of the compressor casing 13 and the outer casing 14, which arise due to different temperatures and different heating rates, isolating the cavities 19 and 21 from each other, thereby increasing reliability engine.

Источники информации
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, "Машиностроение", 1989, стр. 56, рис. 3.6б.Sources of information
1. S. A. Vyunov. Design and engineering of aircraft gas turbine engines, Moscow, "Mechanical Engineering", 1989, p. 56, Fig. 3.6b.

2. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, "Машиностроение", 1989, стр. 56, рис. 3.6а. 2. S. A. Vyunov. Design and engineering of aircraft gas turbine engines, Moscow, "Engineering", 1989, p. 56, Fig. 3.6a.

Claims

1. A compressor of a gas turbine engine having air cavities of bearing bearings and equipped with air bypass valves from the annular cavity connected by channels to the flow part, characterized in that in the annular cavity are placed consisting of telescopically connected zigzag radial parting ribs forming an air sampling cavity at the outlet connected through the air intake pipe and air cavities of the supports with the atmosphere.

2. The compressor of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that F1: F2 = 0.002-0.03, where F ₁ is the cross-sectional area of the air sampling pipe; F ₂ - the cross-sectional area of the flow part of the compressor located under the air intake cavity.