RU2241840C2 - Газотурбинный двигатель - Google Patents

Abstract

Газотурбинный двигатель со спрямляющим аппаратом последней ступени компрессора содержит закомпрессорный диффузор и силовые стойки, соединяющие наружный и внутренний корпуса камеры сгорания. Во внутреннем корпусе установлен консольный ротор турбины. Лопатки спрямляющего аппарата последней ступени компрессора присоединены к наружному и внутреннему корпусам камеры сгорания и образуют второй ряд силовых стоек. К наружному корпусу лопатки присоединены через упругий компенсатор. При этом расстояние между выходными кромками спрямляющих лопаток последней ступени компрессора и силовых стоек, радиальная высота силовых стоек и расстояние между шариковым и роликовым подшипниками консольного ротора турбины определяются по защищаемым изобретением соотношениям. Изобретение позволяет повысить надежность и КПД газотурбинного двигателя за счет уменьшения изгибающих напряжений в стойках, уменьшения упругой деформации, а также за счет уменьшения радиальных зазоров между статором и ротором турбины. 2 ил.

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, включающий компрессор, камеру сгорания и турбину, причем камера сгорания содержит наружный и внутренний корпуса, закрепленные между собой с помощью спрямляющего аппарата последней ступени компрессора [1].

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за плохой работы лабиринтных уплотнений, особенно в турбине, так как внутренний корпус закреплен относительно наружного только с помощью спрямляющего аппарата.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель с камерой сгорания, силовая связь между наружным и внутренним корпусами в которой осуществляется с помощью полых ребер (стоек), выполненных на выходе из закомпрессорного диффузора [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность и большой вес, так как стойки в такой конструкции работают на изгиб.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и КПД газотурбинного двигателя за счет уменьшения изгибающих напряжений в стойках, уменьшения упругой деформации, а также за счет уменьшения радиальных зазоров между статором и ротором турбины.

Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе со спрямляющим аппаратом последней ступени компрессора, закомпрессорным диффузором и силовыми стойками, соединяющими наружный и внутренний корпуса камеры сгорания, а также с установленным во внутреннем корпусе консольным ротором турбины, согласно изобретению, лопатки спрямляющего аппарата последней ступени компрессора присоединены к наружному и внутреннему корпусам камеры сгорания и образуют второй ряд силовых стоек, причем к наружному корпусу лопатки присоединены через упругий компенсатор, при этом l/h=1...1,5 и L/l=1,5...3, где l - расстояние между выходными кромками спрямляющих лопаток последней ступени компрессора и силовых стоек; h - радиальная высота силовых стоек; L - расстояние между шариковым и роликовым подшипниками консольного ротора турбины.

В газотурбинном двигателе с консольным расположением ротора турбины, который установлен в переднем шариковом и заднем роликовом подшипниках, размещенных во внутреннем корпусе камеры сгорания, радиальные зазоры между ротором и статором турбины зависят от жесткости и упругой деформации силовых стоек, соединяющих внутренний и наружный корпуса камеры сгорания.

В заявляемой конструкции жесткая "коробочка", образованная спрямляющими лопатками последней ступени компрессора и силовыми стойками, способствует минимизации радиальных зазоров между статором и ротором турбины, повышению ее КПД и снижению температуры газа перед турбиной, что также повышает надежность газотурбинного двигателя.

При работе двигателя внутренний и наружный корпуса камеры сгорания имеют различную температуру из-за различного их охлаждения холодным воздухом, их температурные деформации на переходных режимах работы двигателя также отличаются из-за различной толщины корпусов. Так как спрямляющие лопатки последней ступени компрессора и силовые стойки жестко связаны между собой в осевом направлении с помощью наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания, то расстояние между ними должно иметь определенную величину, чтобы в силовых стойках и спрямляющих лопатках не возникали избыточные напряжения из-за разницы температурных деформаций в осевом направлении наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания.

При l/h<1 - увеличиваются гидравлические потери в камере сгорания, так как силовые стойки излишне приближаются к закомпрессорному диффузору и попадают в зону повышенных скоростей закомпрессорного воздуха.

При l/h>1,5 - излишне увеличиваются напряжения в силовых стойках и спрямляющих лопатках последней ступени компрессора из-за различной температурной деформации внутреннего и наружного корпусов камеры сгорания.

Через "коробочку", образованную силовыми стойками и спрямляемыми лопатками компрессора, передаются радиальные усилия на наружный корпус камеры сгорания от консольного ротора турбины.

При L/l<1,5 - снижается надежность газотурбинного двигателя из-за уменьшения длины камеры сгорания, что приводит к увеличению неравномерности температурного поля на входе в турбину и прогару ее лопаток.

При L/l>3 - излишне увеличиваются напряжения в силовых стойках и в спрямляющих лопатках последней ступени компрессора из-за увеличенной радиальной нагрузки и изгибающего момента, что снижает надежность газотурбинного двигателя.

На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3 и турбины 4, консольный ротор 5 которой установлен в роликоподшипнике 6, закрепленном в опоре 7 и в шарикоподшипнике 8, установленном в опоре 9 на выходе из компрессора 2 на расстоянии L от подшипника 6. Опоры 7 и 9 закреплены на внутреннем корпусе 10 камеры сгорания 3, который в свою очередь в двух силовых поясах установлен в наружном корпусе 11 камеры сгорания 3 с помощью спрямляющих лопаток 12 последней ступени компрессора 2 и с помощью полых силовых стоек 13, соединенных с внутренним корпусом 10 и наружным корпусом 11 радиальными винтами 14, 15. Спрямляющие лопатки 12 спрямляющего аппарата 16 на периферии с помощью замкового соединения 17, болтов 18 и упругого компенсатора 19 болтами 20 соединены с наружным корпусом 11 камеры сгорания 3. Своими внутренними хвостовиками 21 спрямляющие лопатки 12 с помощью болтов 22 соединены с внутренним корпусом 10 камеры сгорания 3. Установленные на выходе из компрессора 2 наружный фланец 23 и внутренний фланец 24 образуют между собой закомпрессорный диффузор 25, на выходе из которого установлены профилированные полые силовые стойки 13 радиальной высотой h. Осевое расстояние между выходными кромками 26 спрямляющих лопаток 12 и выходными кромками 27 стоек 13 равно l.

Работает устройство следующим образом. При работе двигателя на роликоподшипники 6 и опору 7, а также на шарикоподшипник 8 и опору 9 действуют как вес ротора 5 турбины 4, так и динамические усилия от вибрации этого ротора (величина этих усилий может превышать вес ротора ~ в 10 раз). Эти усилия воспринимаются внутренним корпусом 10, консольно закрепленным на наружном контуре 11 камеры сгорания 3 с помощью силовой "коробочки", состоящей из разнесенных между собой в осевом направлении спрямляющих лопаток 12 последней ступени компрессора 2 и силовых полых стоек 13, соединяющих между собой корпуса 10, 11 в двух силовых поясах, т.е. спрямляющие лопатки 12 образуют второй ряд силовых стоек.

Таким образом, использование предлагаемой конструкции позволяет минимизировать напряжения в спрямляющих лопатках и силовых стойках, что снижает их упругую деформацию, сохраняя минимальными радиальные зазоры между статором и ротором турбины 4, что повышает КПД газотурбинного двигателя, а также его надежность из-за минимальной температуры газа перед турбиной, необходимой для получения заданной мощности газотурбинного двигателя.

Источники информации

1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. С.398, 399, 400, рис.8.7. 2. То же, с.415, 416, 417, рис.8.22 - прототип.

Claims (1)

1. Газотурбинный двигатель со спрямляющим аппаратом последней ступени компрессора, закомпрессорным диффузором и силовыми стойками, соединяющими наружный и внутренний корпуса камеры сгорания, а также с установленным во внутреннем корпусе консольным ротором турбины, отличающийся тем, что лопатки спрямляющего аппарата последней ступени компрессора присоединены к наружному и внутреннему корпусам камеры сгорания и образуют второй ряд силовых стоек, причем к наружному корпусу лопатки присоединены через упругий компенсатор, при этом l/h=1...1,5 и L/l=1,5...3, где l - расстояние между выходными кромками спрямляющих лопаток последней ступени компрессора и силовых стоек; h - радиальная высота силовых стоек; L - расстояние между шариковым и роликовым подшипниками консольного ротора турбины.

Images