RU2243419C2 - Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя - Google Patents
Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2243419C2 RU2243419C2 RU2003104206/06A RU2003104206A RU2243419C2 RU 2243419 C2 RU2243419 C2 RU 2243419C2 RU 2003104206/06 A RU2003104206/06 A RU 2003104206/06A RU 2003104206 A RU2003104206 A RU 2003104206A RU 2243419 C2 RU2243419 C2 RU 2243419C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- impeller
- stage
- gas
- angle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении ресурса и к.п.д. за счет выполнения промежуточных ступеней компрессора высоконапорными с сохранением высокого уровня запасов по газодинамической устойчивости. Сущность изобретения заключается в том, что в высоконапорном компрессоре газотурбинного двигателя, каждая ступень которого включает рабочее колесо со втулкой и направляющий аппарат, согласно изобретению, втулки рабочих колес расположены под углом α относительно оси компрессора с плавным возрастанием угла α от 0-5° для рабочего колеса первой ступени до 12-20° для z-го рабочего колеса и снижением до 0° для рабочих лопаток последней ступени компрессора, при этом n/z=2,5-4; n/m=4-7; F1/F2=5-7, где z - порядковый номер рабочего колеса компрессора от его входа; n - число рабочих колес компрессора; m - число ступеней компрессора с поворотными направляющими аппаратами; F1 - кольцевая площадь проточной части компрессора на входе; F2 - кольцевая площадь проточной части компрессора на выходе. 3 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.
Известен двухкаскадный высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя, состоящий из двух каскадов: ротора низкого давления и ротора высокого давления, вращающихся с разной угловой скоростью [1]. В таком компрессоре не требуется применение специальных средств механизации, так как вращение ротора низкого и высокого давлений с разными угловыми скоростями (скольжение роторов) обеспечивает необходимое регулирование и газодинамическую устойчивость компрессора.
Недостатком такой конструкции является увеличенное количество опор, подшипников и валов, что снижает его надежность, так как опоры являются сложными и ответственными элементами, влияющими на безотказность работы компрессора.
Известен также высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя, выполненный по однокаскадной (однороторной) схеме и состоящий из семнадцати ступеней с поворотным входным направляющим аппаратом и с поворотными направляющими аппаратами первых шести ступеней [2].
Компрессор известной конструкции содержит большое количество поворотных направляющих аппаратов, которые из-за зазоров по поворотным лопаткам имеют повышенный износ и низкий ресурс. Увеличенные вторичные потери по втулке компрессора и нерасчетные углы атаки на рабочие лопатки на промежуточных режимах работы является причиной низкого к.п.д. компрессора.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении ресурса и к.п.д. за счет выполнения промежуточных ступеней компрессора высоконапорными с сохранением высокого уровня запасов по газодинамической устойчивости.
Сущность изобретения заключается в том, что в высоконапорном компрессоре газотурбинного двигателя, каждая ступень которого включает рабочее колесо со втулкой и направляющий аппарат, согласно изобретению, втулки рабочих колес расположены под углом α относительно оси компрессора с плавным возрастанием угла а от 0-5° для рабочего колеса первой ступени до 12-20° для z-го рабочего колеса и снижением до 0° для рабочих лопаток последней ступени компрессора, при этом n/z=2,5-4; n/m=4-7; F1/F2=5-7, где
z - порядковый номер рабочего колеса компрессора от его входа;
n - число рабочих колес компрессора;
m - число ступеней компрессора с поворотными направляющими аппаратами;
F1 - кольцевая площадь проточной части компрессора на входе;
F2 - кольцевая площадь проточной части компрессора на выходе.
Плавное возрастание угла α от 0-5° для рабочего колеса первой ступени до 12-20° для z-го рабочего колеса и снижением до 0° для рабочих лопаток последней ступени компрессора позволяет в компрессоре газотурбинного двигателя типа ПС-90А выполнять третью, четвертую, пятую, шестую и седьмую ступени высоконапорными с высокой степенью сжатия при достаточно высоком уровне запасов по газодинамической устойчивости за счет “поджатия” проточной части 3-7 ступеней компрессора.
При α1<0° к.п.д. и запасы газодинамической устойчивости будут низкими из-за срывных течений воздуха по втулке первого рабочего колеса.
В случае, если α1>5°, к.п.д. первой ступени компрессора снизится из-за повышенных скоростей на выходе из рабочего колеса.
При α2<12° будет снижаться напорность (степень сжатия) z-ой ступени и компрессора в целом, что приведет к снижению степени сжатия компрессора, при α2>20° понизится к.п.д. z-ой ступени компрессора.
Для рабочих лопаток последней, 13-й ступени компрессора, угол αn не может быть меньше 0°, что приведет к снижению запасов газодинамической устойчивости, и больше 0°, что приведет к снижению к.п.д. компрессора из-за повышенных скоростей потока воздуха на выходе из компрессора, т.е. на входе в камеру сгорания.
При n/z<2,5 будет снижаться к.п.д. первых ступеней компрессора, а при n/z>4 - снизятся запасы газодинамической устойчивости.
В заявляемой конструкции количество поворотных направляющих аппаратов должно быть минимальным, при этом соотношение n/m будет составлять 4-7, т.к. при n/m<4 возрастет вес и снизится надежность компрессора, а при n/m>7 - снизятся запасы газодинамической устойчивости компрессора.
Степень сжатия компрессора (πk*=16,5-23) характеризуется соотношением кольцевых площадей проточной части компрессора на входе F1 и на выходе F2, которое составляет 5-7 с учетом роста температуры сжимаемого воздуха.
Соотношение F1/F2 не должно превышать 7, т.к. в противном случае будут снижаться запасы газодинамической устойчивости и возрастут потери на выходе из компрессора. При F1/F2<5 будет снижаться степень сжатия компрессора.
Заявляемая конструкция позволяет создать тринадцатиступенчатый высоконапорный компрессор с высоким уровнем политропического к.п.д. (ηпол=0,89) с минимальным количеством поворотных направляющих аппаратов и с низким удельным весом.
На фиг.1 показан продольный разрез высоконапорного компрессора газотурбинного двигателя заявляемой конструкции, на фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 представлен элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.
Высоконапорный компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из ротора 2, на шлицевом валу 3 которого установлены рабочие колеса 4 с рабочими лопатками 5, а также статора 6 с установленными на нем входным поворотным направляющим аппаратом 7, поворотными направляющими аппаратами 8 и 9 первой и второй ступеней, а также направляющими аппаратами 10 с фиксированными направляющими лопатками 11.
Рабочие колеса 4 совместно с направляющими аппаратами 10 образуют ступени 12 компрессора 1.
Втулка 13 рабочего колеса 14 первой ступени выполнена с подъемом от входа 15 компрессора к его выходу 16, с углом α1=0-5° к оси компрессора, который увеличивается от входа 15 к выходу 16 компрессора и на z-ом рабочем колесе 17 достигает максимальной величины αz=12-20°, а затем плавно уменьшается до αn=0° на последнем рабочем колесе 18.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе высоконапорного компрессора 1 воздух движется от входа 15 к выходу 16 компрессора, последовательно сжимаясь в каждой из тринадцати ступеней 12. При этом компрессор сохраняет высокие запасы газодинамической устойчивости во всем диапазоне рабочих оборотов, имеет высокий к.п.д. (ηпол=0,89) и высокую степень сжатия (πk*=16,5-23). Компрессор с данными характеристиками является уникальным и единственным в России с ресурсом на двигателе ПС-90А до 8000 часов без ремонта и на газотурбинной установке ГТУ-12П - до 30000 часов без ремонта.
Источники информации
1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1981, с.55, рис. 3.46.
2. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1981, с.55, рис. 3.5.
Claims (1)
- Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя, каждая ступень которого включает рабочее колесо со втулкой и направляющий аппарат, отличающийся тем, что втулки рабочих колес расположены под углом α относительно оси компрессора с плавным возрастанием угла α от 0-5° для рабочего колеса первой ступени до 12-20° для z-го рабочего колеса и снижением до 0° для рабочих лопаток последней ступени компрессора, при этомn/z=2,5-4; n/m=4-7; F1/F2=5-7,где z - порядковый номер рабочего колеса компрессора от его входа;n - число рабочих колес компрессора;m - число ступеней компрессора с поворотными направляющими аппаратами;F1 - кольцевая площадь проточной части компрессора на входе;F2 - кольцевая площадь проточной части компрессора на выходе.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003104206/06A RU2243419C2 (ru) | 2003-02-11 | 2003-02-11 | Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003104206/06A RU2243419C2 (ru) | 2003-02-11 | 2003-02-11 | Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003104206A RU2003104206A (ru) | 2004-09-10 |
RU2243419C2 true RU2243419C2 (ru) | 2004-12-27 |
Family
ID=34387607
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003104206/06A RU2243419C2 (ru) | 2003-02-11 | 2003-02-11 | Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2243419C2 (ru) |
-
2003
- 2003-02-11 RU RU2003104206/06A patent/RU2243419C2/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ВЬЮНОВ С.А. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1981, с.55, рис.3.5. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20210102552A1 (en) | Axi-centrifugal compressor with variable outlet guide vanes | |
RU2703888C2 (ru) | Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения | |
US20060090451A1 (en) | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same | |
RU2563406C2 (ru) | Турбоустановка для сообщения энергии многофазной текучей среде (варианты) и способ сообщения энергии многофазной текучей среде | |
EP2428648B1 (en) | Gas turbine engine | |
EP3222854B1 (en) | Axi-centrifugal compressor | |
EP2518326A2 (en) | Centrifugal compressor assembly with stator vane row | |
RU2003105836A (ru) | Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления | |
US8061968B2 (en) | Counter-rotating compressor case and assembly method for tip turbine engine | |
US10584709B2 (en) | Electrically heated balance piston seal | |
CA2419367A1 (en) | Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor | |
US8104257B2 (en) | Tip turbine engine with multiple fan and turbine stages | |
US20160281732A1 (en) | Impeller with offset splitter blades | |
US10718340B2 (en) | Gas turbine manufacturing method | |
US11073085B2 (en) | Intercooled cooling air heat exchanger arrangement | |
CN108374721B (zh) | 转子推力平衡的涡轮发动机 | |
RU2525365C2 (ru) | Центробежная крыльчатка компрессора | |
WO2016160393A1 (en) | Diffuser having multiple rows of diffuser vanes with different solidity | |
US20040154305A1 (en) | Gas turbine power plant with supersonic gas compressor | |
RU2243419C2 (ru) | Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя | |
US10480519B2 (en) | Hybrid compressor | |
RU2305789C2 (ru) | Газотурбинная установка | |
US11781556B2 (en) | High energy density turbomachines | |
RU2243418C2 (ru) | Осевой многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя | |
RU2734668C1 (ru) | Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |