RU2316653C1

RU2316653C1 - Aircraft gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2316653C1
Application number: RU2006116374/06A
Authority: RU
Inventors: ков Владилен Митрофанович Андр (RU); Владилен Митрофанович Андряков; Александр Владимирович Левин (RU); Александр Владимирович Левин; Эмиль Яковлевич Лившиц (RU); Эмиль Яковлевич Лившиц; Семен Рафаэлович Саркисов (RU); Семен Рафаэлович Саркисов; кин Анатолий Федорович Фед (RU); Анатолий Федорович Федякин
Original assignee: Открытое Акционерное Общество "Агрегатное Конструкторское Бюро "Якорь"
Priority date: 2006-05-15
Filing date: 2006-05-15
Publication date: 2008-02-10

Abstract

FIELD: aircraft industry.

SUBSTANCE: proposed aircraft gas-turbine engine contains compound-wound electric generator including inductor, stator and rotor arranged in inner space of engine. Rotor is connected with shaft fitted in front and rear bearings and connected with axial-flow compressor. Stator with working windings is press-fitted in thin walled cylindrical sleeve with flange. Inductor contains control winding placed on inner cylindrical part of ring magnetic circuit provided also with outer cylindrical and end face walls. Inner space accommodating electric generator is formed by inner surface of housing of guide-vane assembly and shields of front and rear supports included into axial-flow compressor. End face wall of ring magnetic circuit of inductor is secured on end face wall of rear support, and its outer cylindrical wall, or part of said wall, is arranged inside rotor holder. Flange of cylindrical sleeve is attached to end face part of ring projection made on inner surface of housing of guide-vane assembly from side of rear support.

EFFECT: provision of minimum aerodynamic resistance in internal air duct of device, reduced to minimum its outer volume and improved aerodynamic characteristics.

4 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к электротехнике, в частности к области авиационного двигателестроения, и может быть использовано при проектировании авиационных двигателей с встроенными электрогенераторами, приводимыми во вращение без промежуточных редукторов.The invention relates to electrical engineering, in particular to the field of aircraft engine manufacturing, and can be used in the design of aircraft engines with built-in electric generators, driven into rotation without intermediate gears.

Известен газотурбинный авиадвигатель, содержащий встроенный электрогенератор, включающий в себя статор и ротор, соединенный с валом трансмиссии. Генератор размещен во внутренней полости трансмиссии, образованной ее опорами и крышкой [1]. Известное устройство имеет сложную конструкцию узла регулирования системы генерирования энергии. Это объясняется тем, что для обеспечения стабилизации выходного напряжения необходимо использование силового управляемого выпрямителя, характеризующегося большой массой и, следовательно, высокими тепловыми потерями, что ведет к снижению КПД и увеличению габаритов всего устройства.Known gas turbine aircraft engine containing a built-in electric generator, including a stator and a rotor connected to the transmission shaft. The generator is placed in the internal cavity of the transmission formed by its supports and cover [1]. The known device has a complex structure of the control unit of the energy generation system. This is because in order to stabilize the output voltage, it is necessary to use a power controlled rectifier, characterized by a large mass and, therefore, high heat loss, which leads to a decrease in efficiency and an increase in the dimensions of the entire device.

Наиболее близким к изобретению техническим решением является газотурбинный авиадвигатель, содержащий размещенный в его внутренней полости электрогенератор с комбинированным возбуждением. Электрогенератор включает в себя индуктор с обмоткой регулирования, размещенной на магнитопроводе, статор с рабочими обмотками и ротор. Ротор соединен с установленным в переднем и заднем подшипниках валом, на котором закреплен осевой компрессор. В данном устройстве внутренняя полость, в которой установлен электрогенератор, образована опорами и передней крышкой трансмиссии. Охлаждение статора производится маслом, которое поступает через предусмотренный в корпусе опор трансмиссии канал. Недостатком известного устройства [2] является сложность конструкции и сложность его сборки, а так же низкие аэродинамические характеристики, обусловленные значительными размерами поперечного сечения двигателя.Closest to the invention, the technical solution is a gas turbine aircraft engine containing a generator with combined excitation located in its inner cavity. The electric generator includes an inductor with a regulation winding located on the magnetic circuit, a stator with working windings and a rotor. The rotor is connected to a shaft mounted in the front and rear bearings, on which an axial compressor is mounted. In this device, the internal cavity in which the generator is installed is formed by supports and the front cover of the transmission. The stator is cooled by oil, which enters through a channel provided in the transmission support housing. A disadvantage of the known device [2] is the design complexity and the complexity of its assembly, as well as low aerodynamic characteristics due to the significant size of the cross section of the engine.

Техническим результатом, которого можно достичь при использовании данного изобретения, является упрощение конструкции и ее сборки, а также улучшение аэродинамических характеристик устройства.The technical result that can be achieved using this invention is to simplify the design and its assembly, as well as improve the aerodynamic characteristics of the device.

Технический результат достигается тем, что в авиационном газотурбинном двигателе, содержащем размещенный в его внутренней полости электрогенератор с комбинированным возбуждением, включающий в себя индуктор, статор и ротор, при этом ротор соединен с установленным в переднем и заднем подшипниках валом, соединенным с осевым компрессором, статор с рабочими обмотками запрессован в тонкостенную цилиндрическую гильзу с фланцем, а индуктор включает в себя обмотку регулирования, размещенную на внутренней цилиндрической части кольцевого магнитопровода, имеющего также наружную цилиндрическую и торцевую стенки [2], внутренняя полость, в которой размещен электрогенератор, образована внутренней поверхностью корпуса направляющего аппарата и щитами передней и задней опор, входящих в состав осевого компрессора, причем торцевая стенка кольцевого магнитопровода индуктора закреплена на торцевой стенке задней опоры, а его наружная цилиндрическая стенка либо ее часть размещена внутри обоймы ротора, при этом фланец цилиндрической гильзы прикреплен к торцевой части кольцевого выступа, выполненного на внутренней поверхности корпуса направляющего аппарата со стороны задней опоры. Кроме того, в торцевой стенке кольцевого магнитопровода индуктора выполнен канал, обеспечивающий подачу хладагента через задний подшипник на обмотку регулирования индуктора и заднюю торцевую поверхность ротора. Межкатушечные соединения и выводы рабочих обмоток статора могут быть выполнены в виде кольца, расположенного со стороны задней опоры. Концы каждой из рабочих обмоток статора могут быть выведены на соответствующий им разъем, на который также выведен соответствующий ему конец обмотки регулирования индуктора. При анализе известных аналогов данного изобретения не обнаружена подобная модификация размещения генератора внутри авиадвигателя, что позволяет сделать вывод о соответствии данного технического решения критерию «изобретательский уровень».The technical result is achieved by the fact that in an aircraft gas turbine engine containing an electric generator with combined excitation located in its internal cavity, including an inductor, a stator and a rotor, the rotor is connected to a shaft connected to the axial compressor installed in the front and rear bearings, the stator with working windings is pressed into a thin-walled cylindrical sleeve with a flange, and the inductor includes a regulation winding located on the inner cylindrical part of the ring magnet of the top conductor, which also has an outer cylindrical and end wall [2], the inner cavity in which the electric generator is located, is formed by the inner surface of the casing of the guide apparatus and the shields of the front and rear supports that make up the axial compressor, and the end wall of the annular magnetic circuit of the inductor is mounted on the end wall back support, and its outer cylindrical wall or part thereof is placed inside the rotor cage, while the flange of the cylindrical sleeve is attached to the end of the annular protrusion made on the inner surface of the housing of the guide apparatus from the rear support. In addition, a channel is made in the end wall of the annular magnetic circuit of the inductor, which supplies refrigerant through the rear bearing to the regulator winding of the inductor and the rear end surface of the rotor. Intercoil connections and conclusions of the working stator windings can be made in the form of a ring located on the side of the back support. The ends of each of the working stator windings can be output to the corresponding connector, to which the corresponding end of the inductor regulation winding is also output. When analyzing the known analogues of the present invention, no similar modification of the placement of the generator inside the aircraft engine was found, which allows us to conclude that this technical solution meets the criterion of "inventive step".

На чертеже изображен продольный разрез авиационного газотурбинного двигателя.The drawing shows a longitudinal section of an aircraft gas turbine engine.

Устройство содержит электрогенератор с комбинированным возбуждением, включающий в себя индуктор 1, статор 2 и ротор 3, размещенные во внутренней полости 4 авиадвигателя, образованной внутренней поверхностью осевого компрессора, установленного на валу 5. Осевой компрессор включает в себя переднюю и заднюю опоры 6, 7 и направляющий аппарат 8. Вал 5, установленный в переднем 9 и заднем 10 подшипниках, размещен между щитами передней 6 и задней 7 опор. Статор 2 с рабочими обмотками запрессован в тонкостенную цилиндрическую гильзу 11 с фланцем 12, который прикреплен к торцевой части кольцевого выступа 13, выполненного на внутренней поверхности корпуса направляющего аппарата 8 со стороны задней опоры 7. Ротор 3 состоит из передней и задней стенок, а также обоймы, выполненных заодно. Индуктор 1 включает в себя обмотку регулирования, размещенную на внутренней цилиндрической части кольцевого магнитопровода, имеющего так же наружную цилиндрическую и торцевую стенки. Торцевая стенка кольцевого магнитопровода индуктора 1 закреплена на торцевой стенке задней опоры 7. Наружная кольцевая стенка магнитопровода индуктора либо ее часть размещена внутри обоймы ротора. В торцевой стенке кольцевого магнитопровода индуктора 1 выполнен канал 14, обеспечивающий подачу хладагента через задний подшипник 9 на обмотку регулирования индуктора 1 и заднюю торцевую поверхность ротора 3. Выводы рабочих обмоток статора 2 размещены со стороны задней опоры 7. Межкатушечные соединения и выводы рабочих обмоток статора 2 выполнены в виде кольца 15, расположенного со стороны задней опоры 7. Концы каждой из рабочих обмоток статора 2 выведены на соответствующий им разъем, на который также выведен соответствующий ему конец обмотки регулирования индуктора 1. Разъемы установлены на наружной поверхности двигателя.The device comprises an electric generator with combined excitation, including an inductor 1, a stator 2 and a rotor 3 located in the inner cavity 4 of the aircraft engine formed by the inner surface of the axial compressor mounted on the shaft 5. The axial compressor includes front and rear bearings 6, 7 and guiding apparatus 8. The shaft 5, mounted in the front 9 and rear 10 bearings, is placed between the shields of the front 6 and rear 7 bearings. The stator 2 with working windings is pressed into a thin-walled cylindrical sleeve 11 with a flange 12, which is attached to the end part of the annular protrusion 13, made on the inner surface of the housing of the guide apparatus 8 from the side of the back support 7. The rotor 3 consists of a front and rear walls, as well as a cage performed at the same time. The inductor 1 includes a regulation winding located on the inner cylindrical part of the annular magnetic circuit, which also has an outer cylindrical and end wall. The end wall of the annular magnetic circuit of the inductor 1 is mounted on the end wall of the rear support 7. The outer annular wall of the magnetic circuit of the inductor or part of it is located inside the cage of the rotor. A channel 14 is made in the end wall of the annular magnetic circuit of the inductor 1, which supplies refrigerant through the rear bearing 9 to the regulator winding of the inductor 1 and the rear end surface of the rotor 3. The terminals of the working windings of the stator 2 are located on the side of the back support 7. Intercoil connections and the conclusions of the working windings of the stator 2 made in the form of a ring 15 located on the side of the back support 7. The ends of each of the working windings of the stator 2 are output to their corresponding connector, to which the corresponding end of the windings is also output and regulation of the inductor 1. The connectors are installed on the outer surface of the motor.

При работе авиадвигателя вал 5 осевого компрессора вращает установленный на нем ротор 3 генератора, в результате чего в обмотках статора 2 возникает электрический ток. При изменении частоты вращения вала 5 и электрической нагрузки выходное напряжение генератора стабилизируется путем изменения тока в обмотке регулирования.When the aircraft engine is operating, the shaft 5 of the axial compressor rotates the generator rotor 3 mounted on it, as a result of which an electric current arises in the stator windings 2. When changing the frequency of rotation of the shaft 5 and the electrical load, the output voltage of the generator is stabilized by changing the current in the control winding.

Хладагент, в качестве которого используется топливо, поступает через предусмотренные каналы в форсунку переднего подшипника 9. Через подшипник 9 хладагент попадает на переднюю торцевую стенку ротора 3, его обойму и на лобовые части рабочих обмоток статора 2. Благодаря выполненному в торцевой стенке кольцевого магнитопровода индуктора каналу 14 охлаждающее топливо через задний подшипник 10 поступает на обмотку регулирования индуктора 1 и заднюю торцевую поверхность ротора 3. В устройстве охлаждению подвергаются все узлы генератора, что значительно повышает надежность их работы, при этом использование топлива в качестве хладагента позволяет упростить весь процесс отвода тепла.The refrigerant, which is used as fuel, enters through the channels provided in the nozzle of the front bearing 9. Through the bearing 9, the refrigerant enters the front end wall of the rotor 3, its cage and on the frontal parts of the working windings of the stator 2. Thanks to the channel made in the end wall of the annular magnetic circuit of the inductor 14, the cooling fuel through the rear bearing 10 enters the regulation winding of the inductor 1 and the rear end surface of the rotor 3. In the device, all the generator components are cooled, which means itelno increases the reliability of their operation, the use of fuel as a coolant allows to simplify the entire process of heat removal.

В случае работы энергосистемы на мостовой выпрямитель наиболее оптимальный режим регулирования, обеспечивающий минимальные массу и габариты выходного фильтра, достигается за счет использования шестифазной двенадцатизонной обмотки, формирующей на выходе выпрямителя напряжение с двенадцатикратной пульсацией.In the case of a power system operating on a bridge rectifier, the most optimal control mode, ensuring the minimum mass and dimensions of the output filter, is achieved through the use of a six-phase twelve-zone winding, which generates a voltage with a twelve-fold ripple at the output of the rectifier.

Шестифазная обмотка может быть выполнена в виде двух трехфазных обмоток, одноименные фазы которых сдвинуты на 30 эл.град.The six-phase winding can be made in the form of two three-phase windings, the phases of the same name are shifted by 30 electric degrees.

Каждая из рабочих обмоток статора выведена на свой электрический разъем, на который также выведен соответствующий конец обмотки регулирования. Размещение выводов рабочих обмоток статора 2 в зоне задней опоры 7 осевого компрессора и установка индуктора внутри обоймы ротора позволяет обеспечить минимальное аэродинамическое сопротивление внутреннего воздушного тракта устройства.Each of the working stator windings is output to its own electrical connector, to which the corresponding end of the regulation winding is also output. The placement of the conclusions of the working windings of the stator 2 in the area of the rear support 7 of the axial compressor and the installation of the inductor inside the cage of the rotor allows for minimal aerodynamic drag of the internal air path of the device.

Таким образом, указанное размещение узлов электрогенератора внутри авиадвигателя позволяет минимизировать его наружный объем, что способствует улучшению аэродинамических характеристик.Thus, the indicated placement of the generator assemblies inside the aircraft engine minimizes its external volume, which contributes to the improvement of aerodynamic characteristics.

Оптимальные аэродинамические и массогабаритные показатели двигателя позволяют ему быть наиболее предпочтительным для использования в классе двигателей с встроенными электрогенераторами.Optimum aerodynamic and mass-dimensional characteristics of the engine allow it to be most preferable for use in the class of engines with built-in electric generators.

Источники информации:Information sources:

1. RU 2168024, С F02С 7/32, 1998 г.1. RU 2168024, C F02C 7/32, 1998

2. RU 2211348, C1 F02С 7/32, 2002 г.2. RU 2211348, C1 F02C 7/32, 2002

Claims

1. An aircraft gas turbine engine containing a combined-excitation electric generator located in its internal cavity, including an inductor, a stator and a rotor, the rotor being connected to a shaft installed in the front and rear bearings connected to an axial compressor, the stator with working windings is pressed into a thin-walled cylindrical sleeve with a flange, and the inductor includes a regulation winding located on the inner cylindrical part of the annular magnetic circuit, which also has an outer cylinder ical and end walls, characterized in that the inner cavity in which the electric generator is located is formed by the inner surface of the casing of the guide apparatus and the shields of the front and rear supports that make up the axial compressor, and the end wall of the annular magnetic circuit of the inductor is fixed to the end wall of the rear support, and its outer cylindrical wall or part thereof is located inside the rotor cage, while the flange of the cylindrical sleeve is attached to the end part of the annular protrusion made on the inside nney surface of the body of the guide device from the back support.

2. The aircraft gas turbine engine according to claim 1, characterized in that a channel is provided in the end wall of the annular magnetic circuit of the inductor, which supplies refrigerant through the rear bearing to the regulator winding of the inductor and the rear end surface of the rotor.

3. Aircraft gas turbine engine according to claim 1 or 2, characterized in that the intercoil connections and the terminals of the working stator windings are made in the form of a ring located on the back support side.

4. Aircraft gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the ends of each of the working stator windings are output to their corresponding connector, to which the corresponding end of the inductor regulation winding is also output.