RU2447292C2 - Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора - Google Patents
Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора Download PDFInfo
- Publication number
- RU2447292C2 RU2447292C2 RU2007127562/06A RU2007127562A RU2447292C2 RU 2447292 C2 RU2447292 C2 RU 2447292C2 RU 2007127562/06 A RU2007127562/06 A RU 2007127562/06A RU 2007127562 A RU2007127562 A RU 2007127562A RU 2447292 C2 RU2447292 C2 RU 2447292C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- reflector
- impeller
- diffuser
- annular
- compressor
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/04—Blade-carrying members, e.g. rotors for radial-flow machines or engines
- F01D5/043—Blade-carrying members, e.g. rotors for radial-flow machines or engines of the axial inlet- radial outlet, or vice versa, type
- F01D5/046—Heating, heat insulation or cooling means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/08—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising at least one radial stage
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
- F04D29/284—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps for compressors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
- F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/584—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps cooling or heating the machine
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Газотурбинный двигатель содержит центробежный компрессор и кольцевой диффузор, установленный на выходе компрессора и содержащий задний кольцевой фланец по существу L-образного сечения, выполненный на выходе крыльчатки компрессора и ограничивающий вместе с задней радиальной стороной крыльчатки кольцевую полость, вентилируемую за счет отбора воздуха на выходе компрессора. Отбираемый воздух циркулирует в полости в сторону выхода и в сторону оси вращения компрессора. В этой полости размещен, по меньшей мере, один кольцевой отражатель, расположенный между задней стороной крыльчатки и задним кольцевым фланцем диффузора, чтобы препятствовать подъему горячего воздуха вдоль задней стороны крыльчатки и чтобы ускорить прохождение воздуха, отбираемого на выходе компрессора, и вызвать отклонение горячего воздуха в сторону выхода. Отражатель выполнен в радиальном направлении на уровне соединения между передней радиальной частью и задней цилиндрической частью кольцевого фланца диффузора. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 11 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Настоящее изобретение касается вентиляции задней полости крыльчатки центробежного компрессора в газотурбинном двигателе, таком, в частности, как авиационный турбореактивный двигатель, авиационный турбовинтовой двигатель или газогенератор.
Кольцевая полость, выполненная в задней части крыльчатки центробежного компрессора в газотурбинном двигателе, нуждается в вентилировании для удаления тепловой энергии, создаваемой крыльчаткой. Как правило, такую вентиляцию осуществляют путем отбора воздуха на выходе компрессора на стыке с входом кольцевого диффузора, питающего камеру сгорания.
Кольцевой диффузор содержит задний кольцевой фланец с осевым сечением по существу L-образной формы, радиальная передняя часть которого с небольшим осевым зазором расположена вдоль задней стороны крыльчатки, а задняя часть которого является по существу цилиндрической. Воздух, отбираемый на выходе компрессора, проходит снаружи внутрь в радиальное кольцевое пространство, образованное между крыльчаткой и радиальной частью фланца диффузора, затем проходит в заднюю полость крыльчатки.
Во время работы воздух в полости подвергается воздействию значительных центробежных сил и увлекается вращением крыльчатки, что приводит к возникновению зоны рециркуляции воздуха в полость и к подъему части этого воздуха вдоль задней стороны крыльчатки изнутри наружу. Этот воздух нагревается от вязкого трения на задней стороне крыльчатки и смешивается с отбираемым воздухом, выходящим из компрессора, повышая температуру этого воздуха. За счет конвекции этот воздух еще больше нагревает заднюю сторону крыльчатки до температуры, которая может достичь и превысить допустимое максимальное значение, что приводит к текучести материала.
В патенте US 4277222 раскрыт газотурбинный двигатель, имеющий центробежный воздушный компрессор, открытый с одного конца в камеру сгорания. На задней стороне воздушного компрессора имеется покрытие из термического изолирующего материала, например из оксида циркония. Указанный материал эффективно изолирует сравнительно холодный воздушный компрессор от горячих газов утечки из камеры сгорания и последующие компоненты газовой турбины, что позволяет минимизировать термическое напряжение компрессора и обеспечивает более высокие соотношения скорости и давления, а также позволяет уменьшить вес компрессора.
Таким образом, в патенте обеспечивается средство для более простого, но эффективного уменьшения неблагоприятных эффектов от утечки газов из горячих участков турбинного двигателя к обратной стороне сравнительно холодного компрессора.
Это достигается посредством покрытия из термически изолирующего материала на обратной стороне компрессора. Могут быть использованы различные материалы, например керамические покрытия, а также оксид циркония, который напыляется на обратную поверхность, могут быть использованы различные материалы, например керамические покрытия, а также оксид циркония, который напыляется на обратную поверхность турбинного компрессора.
В патенте US 5996331 раскрыт пассивный управляемый регулятор с обратной связью и способ регулирования отводимого воздуха газотурбинного двигателя, в котором автоматически регулируют поток охлаждающего воздуха, направляемого к лопаткам турбины и другим горячим элементам, подвергающимся действию внутреннего дифференциального давления между давлением на выходе из компрессора и давлением выходящего воздуха на крыльчатке компрессора. Дифференциальное давление, используемое для работы регулятора, является мерой расхода мгновенного необходимого холодного потока для двигателя. В варианте выполнения регулятор содержит седло клапана, расположенное в потоке охлаждающего воздуха. Клапанный элемент перемещается в ответ на дифференциальное давление между выходом крыльчатки компрессора выходящего воздуха и горловиной выхода воздуха компрессора.
Технической задачей настоящего изобретения является простое, эффективное и экономичное решение этой проблемы.
Поставленная задача решена путем создания газотурбинного двигателя, содержащего центробежный компрессор и кольцевой диффузор, выполненный на выходе компрессора, при этом диффузор содержит задний кольцевой фланец по существу L-образного сечения, выполненный сзади крыльчатки компрессора и ограничивающий вместе с задней радиальной стороной крыльчатки кольцевую полость, вентилируемую за счет отбора воздуха на выходе компрессора, при этом отбираемый воздух циркулирует в полости в сторону выхода и в сторону оси вращения компрессора, характеризующийся тем, что в этой полости устанавливают, по меньшей мере, один кольцевой отражатель, расположенный между задней стороной крыльчатки и задним кольцевым фланцем диффузора, чтобы препятствовать подъему горячего воздуха вдоль задней стороны крыльчатки и чтобы ускорить прохождение воздуха, отбираемого на выходе компрессора, и вызвать отклонение горячего воздуха в сторону выхода.
Кольцевой отражатель в соответствии с настоящим изобретением препятствует подъему горячего воздуха вдоль задней стороны крыльчатки и образует сужение пропускного сечения для воздуха, отбираемого на выходе компрессора, чтобы ускорить этот воздух и вызвать сдвиг более горячего воздуха, который поднялся вдоль радиальной стороны крыльчатки и изменил направление за счет наличия отражателя, и увлечь этот более горячий воздух вдоль цилиндрической части кольцевого фланца диффузора.
Согласно другому отличительному признаку настоящего изобретения отражатель располагают в радиальном направлении на уровне соединения между радиальной частью и цилиндрической частью заднего кольцевого фланца диффузора.
Именно на этом уровне отражатель проявляет максимальную эффективность с точки зрения отклонения более горячего воздуха, который поднялся вдоль задней стороны крыльчатки, сдвига и увлечения этого горячего воздуха воздухом, отбираемым на выходе компрессора.
В варианте выполнения настоящего изобретения отражатель выполнен в виде выступа на задней стороне крыльчатки и по существу имеет цилиндрическую форму. Предпочтительно этот отражатель выполняют в осевом направлении до сближения с задним кольцевым фланцем диффузора, и он имеет осевой размер, превышающий или равный толщине слоя горячего воздуха, поднимающегося вдоль крыльчатки.
Этот горячий воздух отклоняется в сторону выхода отражателем крыльчатки, затем увлекается воздухом, отбираемым на выходе компрессора и проходящим между отражателем и фланцем диффузора.
В другом варианте выполнения настоящего изобретения отражатель выполнен в виде выступа на кольцевом фланце диффузора в осевом направлении в сторону входа до сближения с крыльчаткой. Предпочтительно этот отражатель размещен на стыке между радиальной частью и цилиндрической частью фланца диффузора.
Воздух, проходящий от выхода компрессора между задней стороной крыльчатки и отражателем фланца, препятствует подъему более горячего воздуха вдоль задней стороны.
В другом варианте выполнения первый отражатель выполнен в виде выступа на задней стороне крыльчатки, и второй отражатель выполнен в виде выступа на заднем кольцевом фланце диффузора, при этом отражатели направлены друг к другу и ограничивают между собой кольцевой канал выхода воздуха, отбираемого на выходе компрессора. Предпочтительно отражатель, выполненный на крыльчатке, расположен в радиальном направлении внутри отражателя, выполненного на кольцевом фланце диффузора.
Согласно еще одному варианту отражатель выполнен в виде выступа на кольцевом теплозащитном экране, закрывающем заднюю сторону крыльчатки и вращающемся вместе с крыльчаткой, при этом отражатель расположен в сторону выхода до сближения с фланцем диффузора. Предпочтительно отражатель находится на уровне соединения между радиальной и цилиндрической частями фланца диффузора.
Отражатель может иметь квадратную, прямоугольную или треугольную форму в осевом сечении.
Настоящее изобретение и его детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых
фиг.1 изображает схему осевого разреза известной системы вентиляции согласно предшествующему уровню техники;
фиг.2 - частичный вид осевого разреза системы вентиляции согласно настоящему изобретению;
фиг.3 - частичный вид осевого разреза другого варианта выполнения настоящего изобретения;
фиг.4 - частичный вид осевого разреза другого варианта выполнения настоящего изобретения;
фиг.5 - частичный вид осевого разреза еще одного варианта выполнения настоящего изобретения.
На фиг.1 схематично показана часть известного газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащая от входа к выходу в направлении потока газов внутри газотурбинного двигателя центробежную ступень 10 компрессора, диффузор 12 и камеру 14 сгорания.
Вход 16 центробежной ступени 10 направлен вперед по существу параллельно оси 16 газотурбинного двигателя, а ее выход 18 направлен радиально наружу по существу перпендикулярно к оси 16 газотурбинного двигателя.
Диффузор 12 имеет кольцевую форму, изогнутую под углом 90°, и содержит вход 20, находящийся на одной линии с выходом 18 компрессора, и выход 22, направленный в сторону выхода и радиально выходящий наружу камеры 14 сгорания.
Диффузор 12 установлен на наружном картере 24, охватывающем снаружи компрессор 10, диффузор 12 и камеру 14 сгорания.
Диффузор 12 содержит задний кольцевой фланец 26 по существу L-образного сечения, передняя часть 28 которого является по существу радиальной и выполнена внутрь, начиная от входа 20 диффузора 12, а задняя часть 30 которого является по существу цилиндрической и на своем заднем конце заканчивается кольцевым фланцем 32 крепления при помощи соответствующих средств типа винт-гайка на средствах 34 нагнетания воздуха, вентилирующего и/или охлаждающего элементы (в частности, турбины), находящиеся на выходе камеры 14 сгорания.
Соединение 29 между радиальной 28 и цилиндрической 30 частями фланца имеет закругленную форму в осевом сечении и содержит вогнутую кольцевую поверхность, направленную в сторону выхода и наружу, и выпуклую кольцевую поверхность, направленную в сторону входа и внутрь.
Радиальная часть 28 фланца 26 с небольшим осевым зазором расположена сзади и вдоль крыльчатки 36 компрессора, при этом указанный осевой зазор слегка увеличивается в направлении оси 16 вращения крыльчатки и достигает максимального значения на уровне вышеуказанного соединения 29 фланца.
Вместе с задней радиальной стороной 70 крыльчатки 36 фланец 26 ограничивает кольцевую полость 40, сообщающуюся с выходом компрессора через радиальное кольцевое пространство 38, образованное между крыльчаткой 36 и радиальной частью 28 фланца.
Камера 14 сгорания содержит две коаксиальные кольцевые стенки 42, 44, которые находятся одна внутри другой и которые соединены своими передними концами со стенкой 46 дна камеры, при этом стенки 42, 44 и 46 ограничивают между собой кольцевой отсек, в который через форсунки подается топливо.
Радиально наружная стенка 44 камеры закреплена своим задним концом на наружном картере 24, а ее радиально внутренняя стенка 42 соединена своим задним концом с кольцом 50 в виде усеченного конуса, которое на своем радиально внутреннем конце содержит внутренний кольцевой фланец 52 крепления на вышеуказанных средствах 34 нагнетания.
Средства 42 нагнетания содержат кольцевой канал, изогнутый под прямым углом, вход 54 которого выходит радиально наружу и находится на выходе фланца 32 и на входе фланца 52 кольца 50 и выход 56 которого направлен в сторону выхода и выполнен радиально внутрь кольца 50.
Большая часть воздушного потока, выходящего из ступени 10 компрессора, проходит в диффузор 12 (стрелка 58) и питает камеру 14 сгорания (стрелки 60) и внутренний 62 и наружный 64 кольцевые контуры, огибающие камеру 14 сгорания (стрелки 66), при этом внутренний контур 62 питает средства 34 нагнетания.
Небольшая часть воздушного потока, выходящего из центробежного компрессора 10 (стрелка 68), проходит в радиальное пространство 38, образованное между крыльчаткой 36 компрессора и радиальной частью 28 фланца 26 диффузора, вентилируя заднюю полость 40 крыльчатки и препятствуя накоплению тепла, создаваемого вязким трением воздуха, увлекаемого вращением крыльчатки.
Вентилирующий воздух удаляется (стрелка 74) в сторону выхода через отверстия, выполненные на фланцах 32 и 52 фланца 26 и кольца 50 и находящиеся на одной линии с соответствующими отверстиями, выполненными на средствах 34 нагнетания.
Во время работы под действием центробежных сил и вращения крыльчатки в полости 40 создается зона 72 рециркуляции воздуха. Часть этого воздуха поднимается (стрелка 76) вдоль крыльчатки 36 изнутри наружу и за счет вязкого трения нагревается на задней стороне 70 крыльчатки. Этот горячий воздух 76 смешивается с воздухом 68, отбираемым на выходе компрессора, и его температура повышается, причем воздушная смесь за счет конвекции может повысить температуру задней стороны крыльчатки, что может привести к разрушению крыльчатки.
В настоящем изобретении предлагается решить эту проблему за счет выполнения, по меньшей мере, одного кольцевого отражателя, выполненного вокруг оси 16 вращения крыльчатки между фланцем 26 диффузора и задней стороной 70 крыльчатки, который позволяет отклонять в сторону выхода горячий воздух, поднимающийся вдоль этой стороны.
В варианте выполнения, показанном на фиг. 2, отражатель 80 выполнен выступающим на задней стороне 70 крыльчатки 36 и расположен в радиальном направлении на уровне соединения 29 между радиальной 28 и цилиндрической 30 частями фланца 26.
Например, отражатель 80 имеет квадратную форму в осевом сечении и расположен в осевом направлении до сближения с соединением 29 фланца 26, ограничивая с этим соединением кольцевой канал выхода воздуха из радиального пространства 38.
Воздух, выходящий из радиального пространства 38 через этот канал, ускоряется и проходит вокруг оси вращения компрессора и от входа к выходу вдоль цилиндрической части 30 фланца (стрелки 86). Он увлекает в сторону выхода более горячий воздух, который поднялся вдоль радиальной стороны 70 крыльчатки и отклонился в сторону выхода отражателем 80, после чего удаляется через вышеупомянутые отверстия фланцев 32, 52 и средств 34 нагнетания (стрелка 89).
Отражатель 80 можно выполнять в виде единой детали с крыльчаткой 36, как показано на чертеже, или соединять и закреплять на задней стороне 70 крыльчатки. Осевой размер отражателя 80 равен или превышает толщину слоя горячего воздуха, поднимающегося по задней стороне 70 крыльчатки, чтобы отклонять в сторону выхода весь слой воздуха. Обычно осевой размер отражателя 80 составляет около 1 см.
Как показано на фиг.3, в другом варианте отражатель 90 выполнен в виде выступа на фланце 26 диффузора на уровне соединения 29 фланца и в осевом направлении в сторону входа до сближения с крыльчаткой 36.
Отражатель 90 имеет приблизительно квадратную форму в осевом сечении и заканчивается на небольшом осевом расстоянии от задней стороны 70 крыльчатки, ограничивая вместе с ней кольцевой канал выхода воздуха из радиального пространства 38.
Воздух, отбираемый на выходе компрессора, ускоряется в этом выходном канале и противостоит подъему более горячего воздуха на задней стороне крыльчатки. Как показано стрелками на фиг.3, более горячий воздух отклоняется воздухом, выходящим из канала, образованного между крыльчаткой и отражателем 90, и увлекается в сторону отверстий фланцев 32, 52 и средств 34 нагнетания (стрелка 99).
Отражатель 90 можно выполнять в виде единой детали с фланцем 26 диффузора или соединять с этим фланцем.
В варианте, показанном на фиг.4, отражатель 100 выполнен на теплозащитном кольцевом экране 102, который вращается вместе с крыльчаткой 36 и который перекрывает заднюю сторону 70 крыльчатки, при этом радиально наружный конец экрана находится примерно на уровне соединения 29 фланца.
Экран 102 препятствует контакту более горячего воздуха, циркулирующего в задней полости 40, с задней стороной крыльчатки.
Отражатель 100 выполнен в виде выступа вблизи радиально наружного конца экрана 102 и расположен в осевом направлении в сторону выхода внутри соединения 29 фланца 26 на небольшом радиальном расстоянии от этого соединения. Отражатель 100 имеет, например, прямоугольную форму в осевом сечении и заканчивается на небольшом расстоянии от соединения 29 фланца 26, ограничивая с ним кольцевой канал выхода воздуха из радиального пространства 38.
Работа этой системы вентиляции осуществляется следующим образом. Отражатель 100 (фиг.2) может быть соединен и закреплен на экране 102 или может быть выполнен в виде единой детали с этим экраном.
В варианте, показанном на фиг.5, на крыльчатке 36 и фланце 26 диффузора соответственно выполнены два отражателя 80', 90', которые ограничивают между собой кольцевой канал выхода воздуха из радиального пространства 38, что соответствует комбинации вариантов выполнения, показанных на фиг.2 и 3.
Отражатель 80', выполненный на крыльчатке 36, имеет треугольную форму в осевом сечении, вершина которой направлена в сторону фланца 26.
Отражатель 90' фланца по существу идентичен отражателю 90, показанному на фиг.3, и расположен в осевом направлении вокруг отражателя 80'. При этом работа отражателей, показанных на фиг.2 и 3, в этом варианте комбинируется.
Claims (12)
1. Газотурбинный двигатель, содержащий центробежный компрессор (10) и кольцевой диффузор (12), установленный на выходе компрессора и содержащий задний кольцевой фланец (26), по существу, L-образного сечения, выполненный на выходе крыльчатки (36) компрессора и ограничивающий вместе с задней радиальной стороной (70) крыльчатки кольцевую полость (40), вентилируемую за счет отбора воздуха на выходе компрессора, при этом отбираемый воздух циркулирует в полости в сторону выхода и в сторону оси вращения компрессора, отличающийся тем, что в этой полости размещен, по меньшей мере, один кольцевой отражатель (80, 90, 80′, 90′, 100), расположенный между задней стороной крыльчатки и задним кольцевым фланцем диффузора, чтобы препятствовать подъему горячего воздуха вдоль задней стороны крыльчатки и чтобы ускорить прохождение воздуха, отбираемого на выходе компрессора, и вызвать отклонение горячего воздуха в сторону выхода.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отражатель (80) выполнен в радиальном направлении на уровне соединения между передней радиальной частью (28) и задней цилиндрической частью (30) кольцевого фланца диффузора.
3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отражатель (80) выполнен в виде выступа на задней стороне (70) крыльчатки и, по существу, имеет цилиндрическую форму.
4. Газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что отражатель (80) выполнен в осевом направлении до сближения с задним кольцевым фланцем диффузора.
5. Газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что отражатель (80) имеет осевой размер, превышающий или равный толщине слоя горячего воздуха, поднимающегося вдоль крыльчатки (36).
6. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отражатель (90) выполнен в виде выступа на кольцевом фланце (26) диффузора в осевом направлении в сторону входа до сближения с крыльчаткой (36).
7. Газотурбинный двигатель по п.6, отличающийся тем, что отражатель (90) выполнен на соединении (29) между радиальной частью (28) и цилиндрической частью (30) фланца диффузора.
8. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит отражатель (80′), выполненный в виде выступа на задней стороне (70) крыльчатки, и отражатель (90′), выполненный в виде выступа на заднем кольцевом фланце (26) диффузора, причем эти отражатели направлены друг к другу и ограничивают между собой кольцевой канал выхода воздуха, отбираемого на выходе компрессора.
9. Газотурбинный двигатель по п.8, отличающийся тем, что отражатель (80′), выполненный на крыльчатке (36), расположен в радиальном направлении внутри отражателя (90′), выполненного на кольцевом фланце (26) диффузора.
10. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отражатель (100) выполнен в виде выступа на кольцевом теплозащитном экране (102), закрывающем заднюю сторону (70) крыльчатки, при этом упомянутый отражатель расположен в сторону выхода до сближения с фланцем (26) диффузора.
11. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что отражатель (100), выполненный на экране, находится на уровне соединения (29) между радиальной (28) и цилиндрической (30) частями фланца диффузора.
12. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отражатель (80, 90, 80′, 90′, 100) может иметь квадратную, прямоугольную или треугольную форму в осевом сечении.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0606543A FR2904037B1 (fr) | 2006-07-19 | 2006-07-19 | Ventilation d'une cavite aval de rouet de compresseur centrifuge |
FR0606543 | 2006-07-19 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007127562A RU2007127562A (ru) | 2009-01-27 |
RU2447292C2 true RU2447292C2 (ru) | 2012-04-10 |
Family
ID=37692473
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007127562/06A RU2447292C2 (ru) | 2006-07-19 | 2007-07-18 | Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8226353B2 (ru) |
EP (1) | EP1881181B1 (ru) |
JP (1) | JP5087808B2 (ru) |
CA (1) | CA2594139C (ru) |
FR (1) | FR2904037B1 (ru) |
RU (1) | RU2447292C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2602029C1 (ru) * | 2015-09-21 | 2016-11-10 | Акционерное общество "Климов"(АО"Климов") | Газогенератор газотурбинного двигателя |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2960923B1 (fr) * | 2010-06-08 | 2013-12-20 | Snecma | Controle de la poussee axiale par guidage de l'air preleve sur un compresseur centrifuge |
JP5925788B2 (ja) * | 2010-10-13 | 2016-05-25 | アメリカ合衆国 | 断熱的なタービン結合 |
US9228497B2 (en) * | 2010-12-30 | 2016-01-05 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine with secondary air flow circuit |
DE102013207220B3 (de) * | 2013-04-22 | 2014-09-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbomaschine |
GB2524422B (en) * | 2013-05-03 | 2016-01-06 | Dyson Technology Ltd | Compressor |
US10968917B2 (en) * | 2014-10-27 | 2021-04-06 | Zhongshan Broad-Ocean Motor Manufacturing Co., Ltd. | Blower comprising a pressure measuring connector |
US10830144B2 (en) | 2016-09-08 | 2020-11-10 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine compressor impeller cooling air sinks |
FR3070058B1 (fr) * | 2017-08-14 | 2021-07-23 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine pour aeronef comprenant un element de refroidissement ameliorant le refroidissement par convection et offrant un refroidissement par impact de jet d'air d'une bride de liaison terminale de paroi de chambre annulaire de combustion |
US11143201B2 (en) | 2019-03-15 | 2021-10-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Impeller tip cavity |
JP2020165415A (ja) * | 2019-03-29 | 2020-10-08 | 三菱重工業株式会社 | 回転機械 |
DE102019123002A1 (de) * | 2019-08-27 | 2021-03-04 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinentriebwerk eines Luftfahrzeuges |
US11525393B2 (en) | 2020-03-19 | 2022-12-13 | Rolls-Royce Corporation | Turbine engine with centrifugal compressor having impeller backplate offtake |
US11268536B1 (en) | 2020-09-08 | 2022-03-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Impeller exducer cavity with flow recirculation |
US11692451B1 (en) * | 2022-03-28 | 2023-07-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Aircraft engine with radial clearance between seal and deflector |
US11773773B1 (en) | 2022-07-26 | 2023-10-03 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine centrifugal compressor with impeller load and cooling control |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3199294A (en) * | 1961-04-25 | 1965-08-10 | Bmw Triebwerkbau Gmbh | Air-cooled support and guide vane assembly for a gas turbine engine |
SU556221A1 (ru) * | 1975-11-20 | 1977-04-30 | Уфимский авиационный институт им. Орджоникидзе | Устройство дл охлаждени диска турбомашины |
US4277222A (en) * | 1979-01-11 | 1981-07-07 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine compressor |
RU2130124C1 (ru) * | 1996-05-28 | 1999-05-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
US5996331A (en) * | 1997-09-15 | 1999-12-07 | Alliedsignal Inc. | Passive turbine coolant regulator responsive to engine load |
US6257834B1 (en) * | 1998-02-10 | 2001-07-10 | Asea Brown Boveri Ag | Method and arrangement for the indirect cooling of the flow in radial gaps formed between rotors and stators of turbomachines |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2855143A (en) * | 1954-02-16 | 1958-10-07 | Sulzer Ag | Multistage radial flow turbomachine |
US4248566A (en) * | 1978-10-06 | 1981-02-03 | General Motors Corporation | Dual function compressor bleed |
JPS58173701U (ja) * | 1982-05-17 | 1983-11-19 | ヤンマーディーゼル株式会社 | ガスタ−ビン |
US5601406A (en) * | 1994-12-21 | 1997-02-11 | Alliedsignal Inc. | Centrifugal compressor hub containment assembly |
US6000906A (en) * | 1997-09-12 | 1999-12-14 | Alliedsignal Inc. | Ceramic airfoil |
JP2002031085A (ja) * | 2000-07-18 | 2002-01-31 | Yanmar Diesel Engine Co Ltd | ガスタービンの圧縮機のバランス機構 |
JP4091874B2 (ja) * | 2003-05-21 | 2008-05-28 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービンエンジンの二次エア供給装置 |
KR20040104772A (ko) * | 2003-06-03 | 2004-12-13 | 삼성전자주식회사 | 터보팬 및 이를 갖춘 공기조화기 |
US7363762B2 (en) * | 2005-11-16 | 2008-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engines seal assembly and methods of assembling the same |
-
2006
- 2006-07-19 FR FR0606543A patent/FR2904037B1/fr active Active
-
2007
- 2007-07-04 EP EP07290843.7A patent/EP1881181B1/fr active Active
- 2007-07-16 CA CA2594139A patent/CA2594139C/fr active Active
- 2007-07-17 US US11/778,928 patent/US8226353B2/en active Active
- 2007-07-18 RU RU2007127562/06A patent/RU2447292C2/ru active
- 2007-07-18 JP JP2007186667A patent/JP5087808B2/ja active Active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3199294A (en) * | 1961-04-25 | 1965-08-10 | Bmw Triebwerkbau Gmbh | Air-cooled support and guide vane assembly for a gas turbine engine |
SU556221A1 (ru) * | 1975-11-20 | 1977-04-30 | Уфимский авиационный институт им. Орджоникидзе | Устройство дл охлаждени диска турбомашины |
US4277222A (en) * | 1979-01-11 | 1981-07-07 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine compressor |
RU2130124C1 (ru) * | 1996-05-28 | 1999-05-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
US5996331A (en) * | 1997-09-15 | 1999-12-07 | Alliedsignal Inc. | Passive turbine coolant regulator responsive to engine load |
US6257834B1 (en) * | 1998-02-10 | 2001-07-10 | Asea Brown Boveri Ag | Method and arrangement for the indirect cooling of the flow in radial gaps formed between rotors and stators of turbomachines |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2602029C1 (ru) * | 2015-09-21 | 2016-11-10 | Акционерное общество "Климов"(АО"Климов") | Газогенератор газотурбинного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20100028138A1 (en) | 2010-02-04 |
US8226353B2 (en) | 2012-07-24 |
EP1881181A3 (fr) | 2008-04-09 |
FR2904037A1 (fr) | 2008-01-25 |
EP1881181B1 (fr) | 2017-12-13 |
EP1881181A2 (fr) | 2008-01-23 |
CA2594139A1 (fr) | 2008-01-19 |
CA2594139C (fr) | 2014-09-16 |
JP2008025576A (ja) | 2008-02-07 |
FR2904037B1 (fr) | 2010-11-12 |
RU2007127562A (ru) | 2009-01-27 |
JP5087808B2 (ja) | 2012-12-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2447292C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора | |
RU2433310C2 (ru) | Система вентиляции выходной кольцевой полости центробежного компрессора | |
JP4998920B2 (ja) | 遠心圧縮機のインペラの下流側面を冷却するシステムを備えるターボ機械 | |
RU2433308C2 (ru) | Система охлаждения венца центробежного компрессора | |
CN106460550B (zh) | 在排气扩散器中具有转子对中冷却系统的燃气涡轮发动机 | |
RU2416028C2 (ru) | Устройство охлаждения картера турбины турбомашины | |
US10253632B2 (en) | Compressor rim thermal management | |
RU2433309C2 (ru) | Система охлаждения задней полости крыльчатки центробежного компрессора | |
JP2007155318A (ja) | タービンエンジン用の燃料ノズル及びタービンエンジン | |
US9810148B2 (en) | Self-cooled orifice structure | |
CN106917683B (zh) | 燃气涡轮发动机及用于其的冷却系统 | |
EP2977680B1 (en) | Dilution hole assembly | |
RU2351768C2 (ru) | Охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя | |
US10815814B2 (en) | Re-use and modulated cooling from tip clearance control system for gas turbine engine | |
US9488069B2 (en) | Cooling-air guidance in a housing structure of a turbomachine | |
EP2045527A2 (en) | Faceted dome assemblies for gas turbine engine combustors | |
CN110168284B (zh) | 涡轮发动机燃烧室 | |
US11846420B2 (en) | Combustion chamber comprising means for cooling an annular casing zone downstream of a chimney | |
RU2490474C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |