RU2251009C2 - Газотурбинный двигатель - Google Patents
Газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2251009C2 RU2251009C2 RU2003102539/06A RU2003102539A RU2251009C2 RU 2251009 C2 RU2251009 C2 RU 2251009C2 RU 2003102539/06 A RU2003102539/06 A RU 2003102539/06A RU 2003102539 A RU2003102539 A RU 2003102539A RU 2251009 C2 RU2251009 C2 RU 2251009C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- stages
- outer diameter
- last
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Газотурбинный двигатель содержит переходной канал и компрессор с направляющими рабочими лопатками, размещенными в канале проточной части. Наружный диаметр канала проточной части выполнен переменным и плавно уменьшающимся с первых ступеней компрессора со стороны входа до средних ступеней и постоянным со средних до последних ступеней. Отношение наружного диаметра по первой рабочей лопатке со стороны ее входной кромки к постоянному наружному диаметру по средним и последней рабочим лопаткам равно 1,1-1,25. Отношение общего числа ступеней компрессора к числу ступеней компрессора с постоянным наружным диаметром рабочих лопаток равно 1,4-2,0. Отношение высот пера первой и последней рабочих лопаток компрессора составляет 4,5-7,5. Изобретение повышает эффективность газотурбинного двигателя за счет снижения веса и осевой длины, а также уменьшения гидравлических потерь. 3 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.
Известен газотурбинный двигатель, проточная часть компрессора которого выполнена с постоянным средним диаметром [1].
Недостатком такой проточной части компрессора газотурбинного двигателя является низкая напорность последних ступеней компрессора и, как следствие, большое число ступеней для получения требуемой степени сжатия.
Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, проточная часть компрессора которого выполнена с постоянным наружным диаметром. Такой компрессор может быть выполнен с уменьшенным количеством ступеней, так как от входа к выходу компрессора увеличивается напорность ступеней из-за увеличения средней окружной скорости [2].
Недостатком такой конструкции является увеличенная осевая длина и вес, а также пониженный КПД газотурбинного двигателя из-за малого наружного диаметра первых ступеней компрессора. В современных газотурбинных двигателях высокой степени двухконтурности вентилятор и связанные с ним подпорные ступени для получения необходимой степени сжатия выполняются на увеличенном диаметре, в результате чего переходный канал между подпорными ступенями и компрессором получается увеличенной длины и с повышенными гидравлическими потерями, что приводит к увеличению осевой длины и веса двигателя, а также к снижению КПД из-за гидравлических потерь в этом канале.
Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в повышении эффективности за счет снижения веса и осевой длины, а также уменьшении гидравлических потерь.
Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, включающем переходный канал и компрессор с направляющими и рабочими лопатками, размещенными в канале проточной части, согласно изобретению, наружный диаметр канала проточной части выполнен переменным и плавно уменьшающимся с первых ступеней компрессор со стороны входа до средних ступеней, и постоянным - со средних до последних ступеней, причем
D/d=1,1-1,25; z/n=1,4-2,0,
где D - наружный диаметр по первой рабочей лопатке со стороны ее входной кромки;
d - постоянный наружный диаметр по средним и последней рабочим лопаткам;
z - общее число ступеней компрессора;
n - число ступеней компрессора с постоянным наружным диаметром d рабочих лопаток,
при этом отношение высот пера первой L и последней I рабочих лопаток компрессора составляет 4,5-7,5.
Выполнение наружного диаметра проточной части переменным и плавно уменьшающимся с первых ступеней компрессора со стороны входа до средних ступеней, и постоянными - со средних до последних ступеней позволяет получать переходный канал между подпорными ступенями и компрессором минимальной осевой длины и с минимальным гидравлическим сопротивлением с одновременным сохранением высокой напорности ступеней в центральной части компрессора и на его выходе при высоком уровне КПД.
Кроме того, заявляемые соотношения D/d и z/n обеспечивают периферийное профилирование рабочей части компрессора, позволяющее получать малые углы поворота потока воздуха в переходном канале, и, соответственно, низкие гидравлические потери.
Компрессор выполнен высокоэффективным с высокой степенью сжатия πkΣ=16-24, которая характеризуется определенным соотношением высот L/I первой и последней рабочих лопаток, т.к. средние и последние ступени компрессора имеют повышенную напорность из-за повышенных окружных скоростей.
Таким образом, газотурбинный двигатель ПС-90А с заявляемой конструкцией является высокоэффективным с низким расходом топлива, т.е. обладает низким удельным весом и высоким КПД.
Соотношение D/d<1,1 ведет к увеличению веса и осевой длины газотурбинного двигателя из-за увеличенной длины и высокого гидравлического сопротивления переходного канала между подпорными ступенями и компрессором, а при D/d>1,25 снижается КПД газотурбинного двигателя из-за возникновения сверхзвуковых скоростей на периферии первых ступеней компрессора.
В случае, если z/n<1,4, будет снижаться к.п.д. из-за увеличения концевых потерь на последних ступенях компрессора, а при z/n>2,0 будет снижаться напорность и увеличиваться вес компрессора и газотурбинного двигателя из-за увеличения числа ступеней компрессора для получения необходимой степени сжатия.
При L/I<4,5 понижается степень сжатия компрессора, что снижает КПД газотурбинного двигателя в целом, а в случае L/I>7,5 из-за излишнего уменьшения длины лопаток последних ступеней и возрастания на них концевых потерь будет снижаться КПД компрессора газотурбинного двигателя.
Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.
На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя заявляемой конструкции, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 представлен элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.
Газотурбинный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 и подпорных ступеней 3, установленных с вентилятором 2 на валу 4, а также из разделительного корпуса 5, компрессора 6, камеры сгорания 7, турбины высокого давления 8 и турбины низкого давления 9. Между подпорными ступенями 3 и компрессором 6 в разделительном корпусе 5 выполнен переходный канал 10.
Вентилятор 2 вращается с пониженными оборотами, и для получения необходимой окружной скорости подпорные ступени 3 выполнены на увеличенном по отношению к компрессору 6 диаметре. Для минимизации осевой длины и гидравлических потерь в переходном канале 10 первые ступени компрессора 6 выполнены с увеличенным диаметром, причем первая рабочая лопатка 11 выполнена с наружным диаметром D и высотой L со стороны входной кромки 12, наружный диаметр рабочих лопаток последующих ступеней уменьшается, а средние 13 и последние 14 рабочие лопатки выполнены с уменьшенным постоянным наружным диаметром d. Последняя рабочая лопатка 15 компрессора 6 выполнена с высотой I.
Работает устройство следующим образом.
При работе газотурбинного двигателя 1 воздух последовательно сжимается в вентиляторе 2 и подпорных ступенях 3, а затем по переходному каналу 10 поступает в компрессор 6, после сжатия в котором поступает в камеру сгорания 7, в которой происходит процесс горения. Образовавшиеся газы расширяются в турбине высокого давления 8, которая вращает компрессор 6 и в турбине низкого давления 9, которая вращает вентилятор 2 и подпорные ступени 3.
Так как компрессор 6 выполнен с первой рабочей лопаткой 11 увеличенного наружного диаметра D, а также со средними 13 и последними 14 рабочими лопатками постоянного наружного диаметра d, то сжимаемый воздух имеет малое гидравлическое сопротивление в переходном канале 10, а сам компрессор 6 имеет высокую степень сжатия при высоком КПД.
Источники информации
1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, “Машиностроение”, 1981, с.57, рис.3.7б.
2. US 5269135, МПК F 02 K 3/02, 1993 г.
Claims (1)
- Газотурбинный двигатель, включающий переходный канал и компрессор с направляющими рабочими лопатками, размещенными в канале проточной части, отличающийся тем, что наружный диаметр канала проточной части выполнен переменным и плавно уменьшающимся с первых ступеней компрессора со стороны входа до средних ступеней и постоянным со средних до последних ступеней, причемD/d=1,1-1,25; z/n=1,4-2,0,где D - наружный диаметр по первой рабочей лопатке со стороны ее входной кромки;d - постоянный наружный диаметр по средним и последней рабочим лопаткам;z - общее число ступеней компрессора;n - число ступеней компрессора с постоянным наружным диаметром d рабочих лопаток,при этом отношение высот пера первой L и последней I рабочих лопаток компрессора составляет 4,5-7,5.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003102539/06A RU2251009C2 (ru) | 2003-01-30 | 2003-01-30 | Газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003102539/06A RU2251009C2 (ru) | 2003-01-30 | 2003-01-30 | Газотурбинный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003102539A RU2003102539A (ru) | 2004-08-10 |
RU2251009C2 true RU2251009C2 (ru) | 2005-04-27 |
Family
ID=35636238
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003102539/06A RU2251009C2 (ru) | 2003-01-30 | 2003-01-30 | Газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2251009C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20160201684A1 (en) * | 2013-09-30 | 2016-07-14 | United Technologies Corporation | Compressor area splits for geared turbofan |
-
2003
- 2003-01-30 RU RU2003102539/06A patent/RU2251009C2/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20160201684A1 (en) * | 2013-09-30 | 2016-07-14 | United Technologies Corporation | Compressor area splits for geared turbofan |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2637159C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления | |
US7334392B2 (en) | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same | |
CA2650511C (en) | Fan rotating blade for turbofan engine | |
RU2631953C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления | |
US7200999B2 (en) | Arrangement for bleeding the boundary layer from an aircraft engine | |
US7189059B2 (en) | Compressor including an enhanced vaned shroud | |
US7942625B2 (en) | Compressor and compressor housing | |
US10724541B2 (en) | Nacelle short inlet | |
US7320575B2 (en) | Methods and apparatus for aerodynamically self-enhancing rotor blades | |
US7789631B2 (en) | Compressor of a gas turbine and gas turbine | |
EP1637711A3 (en) | High thrust gas turbine engine with modified core system | |
EP2163746A2 (en) | Coupling turbochargers for passive pre-swirl counter-rotation | |
RU2644602C2 (ru) | Конструкция редукторного газотурбинного двигателя, обеспечивающая повышенный кпд | |
RU2630626C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников | |
RU2316662C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
US10385871B2 (en) | Method and system for compressor vane leading edge auxiliary vanes | |
US6962479B2 (en) | Compound centrifugal and screw compressor | |
US20210372288A1 (en) | Compressor stator with leading edge fillet | |
CA2938121C (en) | Counter-rotating compressor | |
US10100841B2 (en) | Centrifugal compressor and system | |
RU2251009C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
CA2658412C (en) | Hybrid compressor | |
RU221560U1 (ru) | Рециркуляционное устройство центробежного компрессора | |
RU2243418C2 (ru) | Осевой многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя | |
US11859515B2 (en) | Gas turbine engines with improved guide vane configurations |
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 |