RU2269677C1 - Load-bearing support of turbojet engine compressor - Google Patents
Load-bearing support of turbojet engine compressor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2269677C1 RU2269677C1 RU2004119530/06A RU2004119530A RU2269677C1 RU 2269677 C1 RU2269677 C1 RU 2269677C1 RU 2004119530/06 A RU2004119530/06 A RU 2004119530/06A RU 2004119530 A RU2004119530 A RU 2004119530A RU 2269677 C1 RU2269677 C1 RU 2269677C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- turbojet engine
- bearing support
- load
- engine compressor
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к конструкции компрессоров турбореактивных двигателей (ТРД) с высоконапорными широкохордными рабочими лопатками.The invention relates to the design of turbojet engine compressors (turbojet engines) with high-pressure wide-chord rotor blades.
Известна силовая стойка корпуса компрессора ТРД, выполненная в виде полой радиальной оболочки [1].Known power rack of the compressor housing of the turbojet engine, made in the form of a hollow radial shell [1].
Известное устройство выполняет силовые функции и формирует поток в газовоздушном тракте компрессора.The known device performs power functions and generates a stream in the gas-air path of the compressor.
Однако в процессе работы компрессора при взаимодействии потока от рабочих лопаток с элементами статора в его газовоздушном тракте возникают колебания давления, значительно увеличивающие динамические нагрузки на конструкцию. В известном устройстве не предусмотрены средства для уменьшения амплитуды пульсаций давления в газовом тракте компрессора.However, during compressor operation, when the flow from the blades interacts with the stator elements, pressure fluctuations occur in its gas-air path, which significantly increase the dynamic load on the structure. The known device does not provide means to reduce the amplitude of the pressure pulsations in the gas path of the compressor.
Задачей изобретения является демпфирование нежелательных колебаний давления, возникающих в газовоздушном тракте компрессора во всем диапазоне режимов его работы.The objective of the invention is the damping of undesirable pressure fluctuations that occur in the gas-air path of the compressor in the entire range of modes of operation.
Указанная задача достигается тем, что в известной силовой стойке корпуса компрессора ТРД, выполненной в виде полой радиальной оболочки, согласно изобретению полость оболочки разделена продольными и поперечными перегородками на отдельные полости, каждая из которых сообщена с проточной частью компрессора, по меньшей мере, одним отверстием.This task is achieved by the fact that in the known power rack of the turbofan engine compressor housing, made in the form of a hollow radial shell, according to the invention, the shell cavity is divided by longitudinal and transverse partitions into separate cavities, each of which is connected with the compressor flow part by at least one opening.
Такое выполнение устройства позволяет организовать на боковых стенках стойки замкнутые резонаторные полости, сообщенные различными отверстиями с полостью проточной части компрессора, являющиеся акустическими демпферами. Таким образом, уменьшается амплитуда колебаний давления в газовоздушном тракте компрессора и, следовательно, снижаются динамические нагрузки на конструкцию.This embodiment of the device allows you to organize closed resonant cavities on the side walls of the rack, connected by various openings with the cavity of the compressor flow path, which are acoustic dampers. Thus, the amplitude of the pressure fluctuations in the gas-air path of the compressor is reduced and, therefore, the dynamic loads on the structure are reduced.
На фиг.1 показан поперечный разрез силовой стойки корпуса компрессора ТРД;Figure 1 shows a cross section of the power rack of the compressor housing;
на фиг.2 - вид по стрелке А на боковую поверхность стойки;figure 2 is a view along arrow A on the side surface of the rack;
на фиг.3 - амплитуды и частоты колебаний давления за широкохордной лопаткой II ступени 2-ступенчатого компрессора в зависимости от оборотов ротора, измеренные при испытаниях ТРД;figure 3 - the amplitude and frequency of the pressure fluctuations behind a wide-chord blade of the II stage of a 2-stage compressor, depending on the speed of the rotor, measured during tests of the turbojet engine;
на фиг.4 - зависимость коэффициента эффективности демпфирования колебаний давления к от частоты колебаний ƒ, генерируемых лопатками, для демпфирующего устройства, показанного на фиг.1, 2.figure 4 - dependence of the coefficient of efficiency of damping pressure fluctuations to the frequency of oscillations ƒ generated by the blades, for the damping device shown in figure 1, 2.
Силовая стойка корпуса компрессора ТРД выполнена в виде полой радиальной оболочки 1, полость которой разделена продольными перегородками 2 и 3 и поперечными перегородками 4 на отдельные полости 5. Каждая полость 5 сообщена с проточной частью компрессора отверстием 6. Размеры полостей и отверстий выбираются в зависимости от частот колебаний, возникающих в конкретном двигателе.The power rack of the turbofan engine compressor housing is made in the form of a hollow
Так, например, при вращении ротора компрессора ТРД с 32-мя широкохордными рабочими лопатками II ступени компрессора низкого давления вблизи максимальных оборотов n1 существенно увеличивается амплитуда колебаний первой гармоники и несколько возрастает амплитуда колебаний второй гармоники. В соответствии с этим производится настройка акустического демпфера (фиг.3).So, for example, when the rotor of the turbojet compressor rotates with 32 wide-chord rotor blades of the second stage of the low-pressure compressor near the maximum speed n 1 , the amplitude of the first harmonic oscillations significantly increases and the amplitude of the second harmonic oscillations slightly increases. In accordance with this, the adjustment of the acoustic damper (figure 3).
При колебаниях воздух пульсирует в отверстиях 6, которые с полостями 5 стойки представляют собой резонаторы Гельмгольца, настроенные на определенные частоты. В них происходит диссипация энергии колебаний давления, возникающих за рабочими лопатками компрессора. Зависимость коэффициента эффективности демпфирования колебаний давления к от частоты колебаний ƒ показана на фиг.4. Предложенное устройство настроено на подавление колебаний двух диапазонов частот, проявившихся при испытаниях двигателя.During vibrations, the air pulsates in the
Эти диапазоны показаны цифрами 1 и 2 на фиг.3.These ranges are shown by the
Изобретение позволяет уменьшить амплитуду колебаний давления за широкохордными рабочими лопатками компрессора в несколько раз, благодаря чему уменьшаются динамические нагрузки на конструкцию, повышается ресурс и надежность работы компрессора.The invention allows to reduce the amplitude of pressure fluctuations behind the wide-chord compressor blades by several times, due to which the dynamic loads on the structure are reduced, and the service life and reliability of the compressor are increased.
Источник информацииThe source of information
1. Г.С.Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели (конструкция и расчет деталей). М.: Машиностроение, 1965 г., стр.61.1. G.S. Skubachevsky. Aircraft gas turbine engines (design and calculation of parts). M.: Engineering, 1965, p. 61.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004119530/06A RU2269677C1 (en) | 2004-06-29 | 2004-06-29 | Load-bearing support of turbojet engine compressor |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004119530/06A RU2269677C1 (en) | 2004-06-29 | 2004-06-29 | Load-bearing support of turbojet engine compressor |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2269677C1 true RU2269677C1 (en) | 2006-02-10 |
Family
ID=36049996
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004119530/06A RU2269677C1 (en) | 2004-06-29 | 2004-06-29 | Load-bearing support of turbojet engine compressor |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2269677C1 (en) |
-
2004
- 2004-06-29 RU RU2004119530/06A patent/RU2269677C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
СКУБАЧЕВСКИЙ Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели (конструкция и расчет деталей), Москва, Машиностроение, 1965, с.61. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8464831B2 (en) | Noise attenuation panel and a gas turbine component comprising a noise attenuation panel | |
JP6057790B2 (en) | Silencer for gas turbine and gas turbine having the same | |
US8733496B2 (en) | Acoustic damper, combustor, and gas turbine | |
JP5226329B2 (en) | Acoustic rectifier for turbojet engine fan casing | |
US9291104B2 (en) | Damping device and gas turbine combustor | |
JP2004527784A (en) | Acoustic liner, fluid compression device and method of using same | |
US10844792B2 (en) | Damping device, combustor, and gas turbine | |
WO2010014127A1 (en) | A diffuser apparatus in a turbomachine | |
EP1722069A1 (en) | Combustion turbine engine | |
US10119554B2 (en) | Acoustic resonators for compressors | |
WO2016033749A1 (en) | Acoustic treatment assembly for a turbine system | |
JP2009264205A (en) | Centrifugal compressor | |
EP2818670B1 (en) | Acoustic damper, combustor and gas turbine | |
KR101896436B1 (en) | Compressor Having Reinforce Disk, And Gas Turbine Having The Same | |
US11391252B2 (en) | Turbocharger system including acoustic damper for attenuating aerodynamically generated noise from compressor | |
JP6392103B2 (en) | Sound absorber, centrifugal compressor, and supercharger | |
RU2269677C1 (en) | Load-bearing support of turbojet engine compressor | |
US9371778B2 (en) | Engine casing of an aircraft gas turbine having sound-absorbing elements in the fan inflow region | |
RU2219439C1 (en) | Combustion chamber | |
KR100865649B1 (en) | Turbocharger comprising a torsional vibration damper | |
JP5972619B2 (en) | Air intake duct | |
RU2269021C1 (en) | Intermediate housing of compressor of double-flow turbojet engine | |
JP2008064405A (en) | Gas turbine combustor | |
JP3999646B2 (en) | Gas turbine combustor and gas turbine provided with the same | |
KR20210001951A (en) | Turbocharger turbine rotor and turbocharger |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140630 |