RU2255234C2

RU2255234C2 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2255234C2
Application number: RU2003128460/06A
Authority: RU
Inventors: В.Н. Климов (RU); В.Н. Климов; В.А. Кузнецов (RU); В.А. Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2003-09-22
Filing date: 2003-09-22
Publication date: 2005-06-27
Also published as: RU2003128460A

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engines.

SUBSTANCE: proposed gas-turbine engine contains inlet housing, compressor, intake fairing and external load drive shaft from side of engine inlet. Intake fairing is installed on bearing support of compressor by means of intermediate ring wall dividing inner space of fairing into front space in direction of air flow which accommodates flexible coupling on drive shaft, and rear release space in direction of air flow connected at inlet with front space in direction of air flow through hole in intermediate wall, and connected at outlet through hole in rear shroud, with flow passage of engine. Intake fairing includes outer shroud and inner deflector secured on intermediate circular wall. Slot space between them is connected with compressor at inlet from side of wall, and is connected at outlet with inlet into front space in direction of air flow. Drain holes are made in lower part of wall and rear shroud of fairing. Peripheral surface of drain hole is located closer to engine flow passage than inner surface of deflector.

EFFECT: improved reliability of gas-turbine engine owing to prevention of icing of intake fairing by heating of flexible coupling and accumulation of flushing liquid in inner space of intake fairing.

3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного и авиационного применения.The invention relates to gas turbine engines of land and aviation applications.

Известен газотурбинный двигатель НК-12СТ, выполненный путем конверсии авиационного двигателя НК-12 в наземный газотурбинный двигатель для механического провода [1].Known gas turbine engine NK-12ST, made by converting an aircraft engine NK-12 into a ground gas turbine engine for a mechanical wire [1].

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за отбора полезной мощности от силовой турбины двигателя со стороны выхлопа, т.к. высокая температура газов снижает надежность трансмиссии и устройств, приводимых в действие газотурбинным двигателем.The disadvantage of this design is its low reliability due to the selection of useful power from the engine power turbine from the exhaust side, as high gas temperature reduces the reliability of the transmission and devices driven by a gas turbine engine.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель с валом привода внешней нагрузки со стороны входа в двигатель [2].Closest to the claimed is a gas turbine engine with an external load drive shaft from the input side of the engine [2].

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за возможности обмерзания трансмиссии, расположенной внутри входного обтекателя, а также повреждения этой трансмиссии после проведения регламентных работ по промывке газовоздушного тракта двигателя промывочной жидкостью с целью удаления загрязняющих отложений на лопатках газотурбинного двигателя и восстановления характеристик этого двигателя.A disadvantage of the known design is the low reliability due to the possibility of freezing of the transmission located inside the inlet cowl, as well as damage to this transmission after routine cleaning of the gas-air duct of the engine with washing liquid in order to remove contaminants on the blades of the gas turbine engine and restore the characteristics of this engine.

Техническая задача, которую решает предлагаемое изобретение, заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем исключения обледенения входного обтекателя за счет обогрева упругой муфты и предотвращения накопления промывочной жидкости во внутренней полости входного обтекателя.The technical problem that the present invention solves is to increase the reliability of a gas turbine engine by eliminating icing of the inlet cowl by heating the elastic coupling and preventing the accumulation of flushing fluid in the inner cavity of the inlet cowl.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, включающем входной корпус, компрессор, входной обтекатель и вал привода внешней нагрузки со стороны входа в двигатель, согласно изобретению входной обтекатель установлен на подшипниковой опоре компрессора с помощью промежуточной кольцевой стенки, разделяющей внутреннюю часть обтекателя на переднюю по потоку воздуха полость, в которой размещена на вале привода гибкая муфта, и заднюю по потоку воздуха полость сброса, соединенную на входе с передней по потоку воздуха полостью с помощью отверстия в промежуточной стенке, а на выходе через отверстие в задней обечайке - с проточной частью двигателя, входной обтекатель включает внешнюю обечайку и закрепленный на промежуточной кольцевой стенке внутренний дефлектор, щелевая полость между которыми на входе со стороны стенки соединена с компрессором, а на выходе - со входом в переднюю по потоку воздуха полость, в нижней части стенки и задней обечайке обтекателя выполнены сливные отверстия, при этом периферийная поверхность сливного отверстия стенки расположена ближе к проточной части двигателя, чем внутренняя поверхность дефлектора, на 0,5-5 мм.The essence of the invention lies in the fact that in a gas turbine engine comprising an inlet casing, a compressor, an inlet cowl and an external load drive shaft from the inlet side of the engine, according to the invention, the inlet cowl is mounted on the bearing of the compressor using an intermediate annular wall separating the inside of the cowling on the front air flow cavity in which the flexible coupling is located on the drive shaft, and the discharge cavity back air flow, connected at the inlet to the front air flow with a hole in the intermediate wall, and at the outlet through the hole in the rear shell with the engine flow part, the inlet cowl includes an outer shell and an internal deflector fixed to the intermediate annular wall, the gap cavity between which is connected to the compressor at the inlet from the side of the wall, and at the exit, with an entrance to the front airflow cavity, drain holes are made in the lower part of the wall and the rear cowl of the fairing, while the peripheral surface of the drain hole of the wall is located closer to the engine flow part than the inner surface of the deflector, by 0.5-5 mm.

Кроме того, диаметр сливных отверстий составляет 10-30 мм, а задняя обечайка обтекателя установлена телескопически относительно входного корпуса.In addition, the diameter of the drain holes is 10-30 mm, and the rear cowl of the fairing is mounted telescopically relative to the inlet casing.

Установка входного обтекателя на подшипниковой опоре компрессора с помощью промежуточной кольцевой стенки позволяет разместить элементы крепления (например, болты) обтекателя к двигателю во внутренней части обтекателя, что исключает попадание болтов на вход в компрессор в случае их поломки и повышает надежность газотурбинного двигателя.The installation of the inlet cowl on the compressor bearing with the help of an intermediate annular wall allows the fastening elements (for example, bolts) of the cowl to be mounted to the engine in the inside of the cowl, which prevents bolts from entering the compressor in case of breakage and increases the reliability of the gas turbine engine.

Размещение гибкой муфты в передней по потоку воздуха полости входного обтекателя позволяет защитить гибкую муфту от внешних воздействий, в том числе от посторонних частиц, поступающих с воздухом на вход двигателя. Горячий воздух из-за компрессора, поступающий на обогрев обтекателя, перетекает через переднюю по потоку воздуха полость обтекателя, предохраняя муфту от обледенения.Placing a flexible coupling in the front fairing of the inlet cowling allows the flexible coupling to be protected from external influences, including from foreign particles entering the engine inlet with air. Due to the compressor, hot air entering the fairing heating flows through the fairing cavity upstream of the air flow, protecting the clutch from icing.

Работа газотурбинного двигателя в условиях атмосферных осадков, а также в случае проведения регламентных работ с целью восстановления характеристик двигателя, когда на его вход подается промывающая жидкость, может привести к накоплению жидкости в передней полости обтекателя, что приведет к поломке гибкой муфты в случае соприкосновения ее с жидкостью.The operation of a gas turbine engine in atmospheric conditions, as well as in the case of routine maintenance in order to restore engine performance when flushing fluid is supplied to its input, can lead to fluid accumulation in the front cavity of the fairing, which will lead to breakage of the flexible coupling if it comes into contact with liquid.

Образование задней по потоку воздуха полости сброса, соединенной на входе с передней по потоку воздуха полостью с помощью отверстия в промежуточной стенке, а на выходе через отверстие в задней обечайке - с проточной частью двигателя, обеспечивает слив жидкости из передней полости и исключает поломку гибкой муфты.The formation of a discharge cavity backward in the air flow, connected at the inlet to the frontal air flow cavity through an opening in the intermediate wall, and at the outlet through the opening in the rear shell, with the engine duct, drains the fluid from the front cavity and eliminates breakage of the flexible coupling.

Входной обтекатель включает внешнюю обечайку и закрепленный на промежуточной кольцевой стенке внутренний дефлектор, щелевая полость между которыми на входе со стороны стенки соединена с компрессором, а на выходе - со входом в переднюю по потоку воздуха полость, что позволяет через щелевую полость при пониженной температуре атмосферного воздуха организовать подачу из компрессора со стороны промежуточной стенки обогревающего воздуха, предотвращая обледенение внешней обечайки входного обтекателя.The inlet cowl includes an outer shell and an internal deflector fixed to the intermediate annular wall, the gap cavity between which is connected to the compressor at the inlet from the side of the wall, and the cavity is inlet at the outlet to the front airflow, which allows through the gap cavity at a lower temperature of atmospheric air arrange the flow from the compressor from the side of the intermediate wall of the heating air, preventing icing of the outer shell of the inlet cowl.

Выполнение сливного отверстия в нижней части стенки и задней обечайке обтекателя, а также расположение периферийной поверхности сливного отверстия стенки ближе к проточной части двигателя, т.е. дальше от вала, чем внутренняя поверхность дефлектора на расстояние 0,5 - 5 мм, позволяет обеспечить полный слив жидкости из передней полости. Если это расстояние меньше 0,5 мм, то надежность будет снижаться из-за накопления промывочной жидкости на внутренней поверхности дефлектора и его коррозии, а также эрозии лопаток компрессора. Расстояние больше 5 мм вызывает излишнее увеличение габаритов и веса входного обтекателя. Поскольку жидкость обладает поверхностной пленкой натяжения, выполнение сливных отверстий диаметром менее 10 мм, особенно для промывочной жидкости, может не обеспечить слив жидкости из передней полости. Сливные отверстия диаметром более 20 мм снижают прочность промежуточной стенки и создают дополнительное гидравлическое сопротивление на входе в двигатель.The execution of the drain hole in the lower part of the wall and the rear cowl of the fairing, as well as the location of the peripheral surface of the drain hole of the wall closer to the flow part of the engine, i.e. further from the shaft than the inner surface of the deflector at a distance of 0.5 - 5 mm, allows for complete drainage of fluid from the front cavity. If this distance is less than 0.5 mm, then reliability will decrease due to accumulation of flushing fluid on the inner surface of the deflector and its corrosion, as well as erosion of the compressor blades. A distance of more than 5 mm causes an excessive increase in the dimensions and weight of the inlet cowl. Since the liquid has a surface tension film, the implementation of drain holes with a diameter of less than 10 mm, especially for washing liquid, may not allow the liquid to drain from the front cavity. Drain holes with a diameter of more than 20 mm reduce the strength of the intermediate wall and create additional hydraulic resistance at the engine inlet.

Кроме того, задняя обечайка обтекателя установлена телескопически относительно входного корпуса, что позволяет исключить появление дополнительных термических напряжений в задней обечайке.In addition, the rear cowl of the fairing is mounted telescopically relative to the input housing, which eliminates the appearance of additional thermal stresses in the rear shell.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 показан элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.Figure 1 shows a longitudinal section of a gas turbine engine, figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view. Figure 3 shows the element II in figure 2 in an enlarged view.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из входного корпуса 2, компрессора 3, камеры сгорания 4, турбины высокого давления 5, соединенной валом 6 с компрессором 3, и силовой турбины низкого давления 7. Полезная мощность от вала 8 турбины низкого давления 7 через промежуточный вал 9 и гибкую муфту 10 передается на вал 11 привода внешней нагрузки. Пластинчатая гибкая муфта 10 состоит из пакета 12 пластин, закрепленных с помощью болтов 13 и гаек 14 между передним 15 и задним 16 фланцами муфты 10, установленной в передней по потоку воздуха полости 17 входного обтекателя 18 газотурбинного двигателя 1.The gas turbine engine 1 consists of an input housing 2, a compressor 3, a combustion chamber 4, a high pressure turbine 5 connected by a shaft 6 to a compressor 3, and a low pressure power turbine 7. Net power from the shaft 8 of the low pressure turbine 7 through the intermediate shaft 9 and flexible the clutch 10 is transmitted to the shaft 11 of the external load drive. The flexible plate coupling 10 consists of a package of 12 plates fixed with bolts 13 and nuts 14 between the front 15 and rear 16 flanges of the coupling 10 mounted in the front airflow cavity 17 of the inlet cowl 18 of the gas turbine engine 1.

Входной обтекатель 18 установлен с помощью промежуточной стенки 19 на опоре 20 шарикового радиально-упорного подшипника 21 компрессора 3 и состоит из внешней обечайки 22, закрепленной болтами 23 на внутреннем дефлекторе 24, между которыми образован кольцевой коллектор 25, соединенный со щелевой полостью 26 между обтекателем 18 и дефлектором 24, на выходе через щелевые каналы 27 между болтами 23 на верхнем крае 28 дефлектора 24, соединенной с полостью 17 обтекателя 18 на его входе.The inlet cowl 18 is installed using the intermediate wall 19 on the support 20 of the angular contact ball bearing 21 of the compressor 3 and consists of an outer shell 22 secured by bolts 23 on the internal deflector 24, between which an annular collector 25 is formed, connected to the slot cavity 26 between the cowl 18 and a deflector 24, at the exit through the slotted channels 27 between the bolts 23 on the upper edge 28 of the deflector 24, connected to the cavity 17 of the fairing 18 at its entrance.

Между обтекателем 18 и входным корпусом 2 двигателя 1 на стенке 19 болтами 29 совместно с дефлектором 24 телескопически закреплена задняя обечайка 30, по цилиндрической поверхности 31 установленная относительно входного корпуса 2, что исключает появление дополнительных термических напряжений в задней обечайке 30. Данное соединение уплотнено с помощью уплотнительного кольца 32.Between the cowl 18 and the input housing 2 of the engine 1 on the wall 19, the bolts 29 together with the deflector 24 are telescopically fixed to the rear shell 30, mounted on the cylindrical surface 31 relative to the input housing 2, which eliminates the appearance of additional thermal stresses in the rear shell 30. This connection is sealed with o-ring 32.

Передняя по потоку воздуха полость 17 входного обтекателя 18 соединена с задней по потоку воздуха полостью сброса 33 между промежуточной стенкой 19 и входным корпусом 2 с помощью осевого отверстия 34, расположенного в нижней части промежуточной стенки 19, причем периферийная поверхность 35 сливного отверстия 34 расположена ближе к проточной части 37 двигателя 1 или дальше от вала 9, чем внутренняя поверхность 36 дефлектора 24 на 0,5-5 мм.The upstream airflow cavity 17 of the inlet fairing 18 is connected to the backward airflow cavity of the discharge 33 between the intermediate wall 19 and the inlet housing 2 by means of an axial hole 34 located in the lower part of the intermediate wall 19, and the peripheral surface 35 of the drain hole 34 is located closer to the flow part 37 of the engine 1 or further from the shaft 9 than the inner surface 36 of the deflector 24 by 0.5-5 mm.

На выходе задняя полость 33 соединена с проточной частью 37 на входе в двигатель 1 с помощью радиального отверстия 38 в нижней части задней обечайки 30 входного обтекателя 18.At the exit, the rear cavity 33 is connected to the flow part 37 at the entrance to the engine 1 using a radial hole 38 in the lower part of the rear shell 30 of the inlet fairing 18.

Горячий воздух из компрессора 3 или из-за его промежуточной ступени подается в кольцевой коллектор 24 обогреваемого входного обтекателя 18с помощью трубы 39, при открытии клапана (не показано).Hot air from the compressor 3 or due to its intermediate stage is supplied to the annular collector 24 of the heated inlet cowl 18 using the pipe 39, when the valve is opened (not shown).

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе двигателя 1 в случае понижения температуры атмосферного воздуха и возникновении опасности обледенения из-за компрессора 3 или из-за его промежуточной ступени при открытии клапана (не показано) подается по трубам 39 в компрессор 25 входного обтекателя 18 горячий воздух, который, проходя по щелевой полости 26, осуществляет эффективный подогрев наружной поверхности внешней обечайки 22, предотвращая ее обледенение.When the engine 1 is operating in the event of a decrease in the temperature of the atmospheric air and the risk of icing due to the compressor 3 or because of its intermediate stage, when the valve is opened (not shown), hot air is supplied through pipes 39 to the inlet fairing compressor 18, which, passing through slot cavity 26, provides effective heating of the outer surface of the outer shell 22, preventing icing.

Далее горячий воздух, истекая через щелевые каналы 27 на верхнем краю 28, под действием перепада давления протекает во внутреннюю полость 17 обтекателя 18, обогревая гибкую муфту 10, а затем через отверстия 34 и 38 истекает на вход 37 в двигатель 1.Next, hot air flowing through the slotted channels 27 on the upper edge 28, under the influence of a differential pressure flows into the inner cavity 17 of the fairing 18, heating the flexible coupling 10, and then flows through the openings 34 and 38 to the input 37 of the engine 1.

При работе газотурбинного двигателя в условиях атмосферных осадков, а также в ходе регламентных работ по промывке двигателя, при “холодной” прокрутке его ротора с помощью стартера промывочная жидкость могла бы накопиться во внутренней полости 17 обтекателя 18. Однако по осевому отверстию 34 и радиальному отверстию 38 жидкость из внутренней полости 17 стекает на вход 37 двигателя 1. При этом промывочная жидкость стекает из полости 17 полностью.When the gas turbine engine was operating under atmospheric precipitation conditions, as well as during routine flushing of the engine, when the rotor was “coldly” scrolled with a starter, the flushing fluid could accumulate in the inner cavity 17 of the cowling 18. However, along the axial hole 34 and the radial hole 38 liquid from the inner cavity 17 flows to the inlet 37 of the engine 1. In this case, the flushing liquid flows completely from the cavity 17.

Источники информации:Sources of information:

1. Ревзин Б.С. Газотурбинные газоперекачивающие агрегаты, Москва, “Недра”, 1986, стр. 132, рис. 70.1. Revzin B.S. Gas turbine gas pumping units, Moscow, “Nedra”, 1986, p. 132, fig. 70.

2. Патент РФ №2098649, F 02 С 7/12, F 01 D 25/14, 1997 г.2. RF patent No. 2098649, F 02 C 7/12, F 01 D 25/14, 1997

Claims

1. A gas turbine engine comprising an inlet housing, a compressor, an inlet cowl and an external load drive shaft from the engine inlet side, characterized in that the inlet cowl is mounted on the compressor bearing using an intermediate annular wall dividing the inside of the cowl into the front air stream the cavity in which the flexible coupling is located on the drive shaft, and the discharge cavity, backward in the air flow, connected at the inlet to the cavity in front of the air stream by means of an opening in the intermediate the wall, and at the outlet through the hole in the rear shell — with the engine’s flow part, the inlet cowl includes an outer shell and an internal deflector fixed to the intermediate annular wall, the gap cavity between which is connected to the compressor at the inlet from the wall and at the outlet to the outlet the front air flow cavity, drain holes are made in the lower part of the wall and the rear cowl of the fairing, while the peripheral surface of the drain hole of the wall is closer to the flow part of the engine than the friction surface of the deflector, at 0.5-5 mm.

2. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the diameter of the drain holes is 10-30 mm

3. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the rear cowl of the fairing is mounted telescopically relative to the input housing.