RU2263825C2

RU2263825C2 - Компрессор газотурбинного двигателя

Info

Publication number: RU2263825C2
Application number: RU2004102978/06A
Authority: RU
Inventors: А.И. Тункин (RU); А.И. Тункин; В.А. Кузнецов (RU); В.А. Кузнецов; Е.Т. Гузачев (RU); Е.Т. Гузачев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2004-02-02
Filing date: 2004-02-02
Publication date: 2005-11-10
Also published as: RU2004102978A

Abstract

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей, в том числе наземного применения, полученных путем конверсии авиационных двигателей, и позволяет повысить надежность и запасы газодинамической устойчивости, а также снизить стоимость создания высоконапорного компрессора за счет унификации и конверсии путем добавления спереди ступеней с максимальным использованием базовых деталей при обеспечении высокого к.п.д. В компрессоре газотурбинного двигателя, включающем входной направляющий аппарат, рабочие колеса и направляющие аппараты ступеней компрессора, размещенные в проточной части, согласно изобретению рабочее колесо по меньшей мере первой ступени компрессора содержит конусную втулку с увеличивающимся по течению воздуха диаметром, а входной направляющий аппарат и направляющий аппарат по меньшей мере первой ступени компрессора содержат конусные втулки с уменьшающимся по течению воздуха диаметром, при этом D/d=0,9-0,99, D₁/d₁=1,01-1,1, где D - диаметр втулки рабочего колеса на его входе; D₁ - диаметр втулки направляющего аппарата на его входе; d - диаметр втулки рабочего колеса компрессора на его выходе; d₁ - диаметр втулки направляющего аппарата на его выходе, а углы наклона образующих конусной поверхности втулок к оси компрессора составляют 1-6°. 1 ил.

Description

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей, в том числе наземного применения, полученных путем конверсии авиационных двигателей.

Использование компрессора авиационного двигателя для создания газотурбинной установки наземного применения позволяет резко сократить сроки и стоимость создания такой установки, так как компрессоры современных авиационных двигателей обладают высоким ресурсом и к.п.д. Таким примером может служить создание газоперекачивающей установки ГТУ-12П мощностью 12 МВт на базе компрессора высокого давления современного авиационного двигателя ПС-90А. Однако для газоперекачивающих станций нужны газоперекачивающие установки различной мощности, в том числе и 16 МВт.

Для создания такой установки необходимо либо смоделировать компрессор с установки мощностью 12 МВт, т.е. выполнить все детали с новой геометрией, либо добавить к существующему компрессору спереди еще одну ступень, увеличив таким образом расход воздуха через компрессор и мощность установки до 16 МВт. Однако добавка высоконапорной ступени на входе в компрессор является сложной научно-технической задачей, в том числе из-за появления срывных течений у втулки компрессора.

Известна конструкция компрессора газотурбинного двигателя, проточная часть которого выполнена с постоянным наружным диаметром [1]. Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за сложности размещения опоры подшипника на входе в компрессор, так как первые ступени компрессора имеют малый внутренний диаметр втулки.

Наиболее близким к заявляемому по технической сущности является компрессор газотурбинного двигателя, проточная часть которого выполнена с постоянным диаметром втулки [2].

Однако такая конструкция не обеспечивает высокого к.п.д. первых рабочих колес компрессора, особенно высоконапорных, из-за срывных явлений, возникающих в этих ступенях.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности и запасов газодинамической устойчивости, а также в снижении стоимости создания высоконапорного компрессора за счет унификации и конверсии путем добавления спереди ступеней с максимальным использованием базовых деталей при обеспечении высокого к.п.д.

Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя, включающем входной направляющий аппарат, рабочие колеса и направляющие аппараты ступеней компрессора, размещенные в проточной части, согласно изобретению рабочее колесо по меньшей мере первой ступени компрессора содержит конусную втулку с увеличивающимся по течению воздуха диаметром, а входной направляющий аппарат и направляющий аппарат по меньшей мере первой ступени компрессора содержит конусные втулки с уменьшающимся по течению воздуха диаметром, при этом D/d=0,9-0,99, D₁/d₁=1,01-1,1, где

D - диаметр втулки рабочего колеса на его входе;

D₁ - диаметр втулки направляющего аппарата на его входе;

d - диаметр втулки рабочего колеса компрессора на его выходе;

d₁ - диаметр втулки направляющего аппарата на его выходе,

а углы наклона образующих конусной поверхности втулок к оси компрессора составляют 1-6°.

Первые ступени компрессора выполнены высоконапорными, поэтому для получения высоких к.п.д. и запасов газодинамической устойчивости в проточной части должны отсутствовать срывные явления.

Выполнение втулок направляющих аппаратов и рабочих колес конусными делает проточную часть по внутреннему диаметру зигзагообразной. Втулки рабочих колес первых ступеней компрессора выполняют с увеличивающимся по потоку воздуха диаметром (с поджатием), это позволяет эффективно «поджимать» воздух и предотвращать срыв потока.

В направляющих аппаратах воздух тормозится, и выполнение втулки направляющих аппаратов с уменьшающимся по потоку воздуха диаметром и с малыми углами раскрытия позволяет работать в области, где срывные явления еще отсутствуют.

Зигзагообразная проточная часть для первых ступеней компрессора в среднем остается с постоянным внутренним диаметром, что позволяет сохранить подшипник и окружающие его детали при добавке ступеней на входе в компрессор.

При соотношении диаметров по втулке детали и базового колеса D/d<0,9 могут возникнуть срывные явления в последующем за рабочим колесом направляющем аппарате, при D/d>0,99 могут возникнуть срывные явления по втулке рабочего колеса.

При соотношении диаметров по втулке направляющего аппарата D₁/d₁<1,01 могут также возникнуть срывные явления по втулке добавленного рабочего колеса, установленного за направляющим аппаратом. В случае, когда D₁/d₁>1,1, могут возникнуть срывные явления по втулке направляющего аппарата.

При α<1° возможно снижение напорности во втулочных сечениях рабочего колеса и к.п.д. компрессора, а при α>6° - снижение к.п.д. компрессора из-за возникновения срывных явлений по втулке последующего за рабочим колесом направляющего аппарата.

В случае если α₁<1°, снижается напорность во втулочных сечениях впереди стоящего рабочего колеса и к.п.д. компрессора, а при α₁>6° понижаются запасы газодинамической устойчивости компрессора из-за возникновения срывных явлений по втулочным сечениям направляющих аппаратов.

На чертеже показан продольный разрез компрессора газотурбинного двигателя.

Компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 с рабочими колесами первой 3 и второй 4 ступеней и статора 5 с входным направляющим аппаратом 7 первой ступени. Ротор 2 установлен в подшипнике 8, закрепленном в статоре 5.

Конусные втулки 9 рабочих колес 3 и 4 выполнены с увеличивающимся диаметром по потоку воздуха 10 в проточной части 11 компрессора. Конусные втулки 12 направляющих аппаратов 6 и 7 выполнены с уменьшающимся диаметром по потоку воздуха 10. Угол наклона α и α₁ образующих конусных поверхностей втулок 9 к оси компрессора составляет 1-6°.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе компрессора 1 воздух 10, протекая по проточной части 11 компрессора 1, поджимается в ступенях компрессора, плавно проходя вдоль поверхностей конусных втулок 9 и 12 без отрыва потока воздуха, и сжимается до заданных параметров.

Одновременно при такой геометрии втулок 9 и 12 рабочих колес 3, 4 и направляющих аппаратов 6, 7 уменьшаются проблемы с размещением подшипника 8 и окружающей его масляной полости, так проточная часть такого компрессора остается для первых ступеней в среднем с постоянным внутренним диаметром (с постоянным диаметром втулок).

Такое конструктивное решение позволяет проводить конверсию авиационных высоконапорных компрессором, в том числе с увеличением степени сжатия и расхода сжимаемого воздуха для наземных газотурбинных установок путем добавки на входе компрессора дополнительных рабочих колес и направляющих аппаратов, что позволяет с минимальными затратами создавать газотурбинные установки различной мощности.

Источники информации

1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981, стр.57, рис.3.7а.

2. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981, стр.57, рис.3.7в.

Claims

Компрессор газотурбинного двигателя, включающий входной направляющий аппарат, рабочие колеса и направляющие аппараты ступеней компрессора, размещенные в проточной части, отличающийся тем, что рабочее колесо, по меньшей мере, первой ступени компрессора содержит конусную втулку с увеличивающимся по течению воздуха диаметром, а входной направляющий аппарат и направляющий аппарат, по меньшей мере, первой ступени компрессора содержат конусные втулки с уменьшающимся по течению воздуха диаметром, при этом D/d=0,9-0,99, D₁/d₁=1,01-1,1, где D - диаметр втулки рабочего колеса на его входе; D₁ - диаметр втулки направляющего аппарата на его входе; d - диаметр втулки рабочего колеса компрессора на его выходе; d₁ - диаметр втулки направляющего аппарата на его выходе, а углы наклона образующих конусной поверхности втулок к оси компрессора составляют 1-6°.