RU2506436C2 - Device for optimisation of radial clearances of aircraft gas turbine engine multistage axial-flow compressor - Google Patents

Device for optimisation of radial clearances of aircraft gas turbine engine multistage axial-flow compressor Download PDF

Info

Publication number
RU2506436C2
RU2506436C2 RU2012103817/06A RU2012103817A RU2506436C2 RU 2506436 C2 RU2506436 C2 RU 2506436C2 RU 2012103817/06 A RU2012103817/06 A RU 2012103817/06A RU 2012103817 A RU2012103817 A RU 2012103817A RU 2506436 C2 RU2506436 C2 RU 2506436C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
casing
disk
holes
stage
Prior art date
Application number
RU2012103817/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2012103817A (en
Inventor
Евгений Геннадьевич Стешаков
Андрей Николаевич Старцев
Юрий Моисеевич Темис
Виталий Владимирович Новокрещенов
Денис Алексеевич Якушев
Алексей Алексеевич Мишуков
Сергей Валентинович Харьковский
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2012103817/06A priority Critical patent/RU2506436C2/en
Publication of RU2012103817A publication Critical patent/RU2012103817A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2506436C2 publication Critical patent/RU2506436C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: proposed device for optimisation of radial clearances by compressed air bled from compressor comprises housing with blading. Compressed air flows successively through inner chambers of compressor stages. Rotor of every stage comprises multiple radial blades secured to the disc. This device comprises case fitted on the shaft under discs of at least three last stages, system of seals and slots between said discs and case, holes in said discs and case outlets. Device inlet communicates with compressor end area wherein cyclic loads at aircraft engine define maximum air heating. Seals, slots and holes are arranged to create loop-like airflows in said case from inlet along disc webs towards outlets, opposite the airflow direction in blading.
EFFECT: decreased thermal stress at rotor discs, minimized compressed air inner leaks by optimized radial clearances.
6 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным установкам, а более точно касается устройства оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя.The invention relates to gas turbine plants, and more specifically relates to a device for optimizing the radial clearances of a multi-stage axial compressor of an aircraft gas turbine engine.

Известно, что в структуре компрессора радиальными зазорами в проточной части называют зазор между статором и поверхностью, образуемой периферийными сечениями рабочих лопаток, и зазор между внутренней поверхностью направляющих аппаратов (НА) и роторным элементом барабанной или кольцевой проставкой (Н.И.Старцев. Конструкция и проектирование турбокомпрессора ГТД, Самара, изд. СТАу, 2006 г., стр.24-30).It is known that in the compressor structure, the radial clearances in the flow path are the gap between the stator and the surface formed by the peripheral sections of the blades, and the gap between the inner surface of the guide vanes (HA) and the rotor element of the drum or ring spacer (N.I. Startsev. Design and design of a turbo-compressor GTE, Samara, publishing house STAu, 2006, pp. 24-30).

В авиационных двигателях проблема состоит в том, что с одной стороны радиальные зазоры отрицательно влияют на процесс сжатия воздуха в компрессоре и увеличиваются с ростом наработки, и поэтому их надо уменьшать, а с другой - радиальные зазоры следует увеличивать, так как они не остаются постоянными в течение полетного цикла авиационного двигателя, включающего такие режимы работы как запуск, прогрев, взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, заход на посадку, полет по глиссаде, реверс тяги, останов. Радиальные зазоры изменяются как при переходе с одного режима работы на другой, так и при постоянных условиях полета или на установившемся режиме при изменении условий полета, и могут то увеличиваться, то уменьшаться вплоть до опасного задевания ротора о статор, создающего аварийную ситуацию.In aircraft engines, the problem is that, on the one hand, the radial clearances adversely affect the air compression in the compressor and increase with increasing operating time, and therefore they must be reduced, and on the other hand, the radial clearances should be increased, since they do not remain constant in the flight cycle of the aircraft engine, including such operating modes as starting, warming up, take-off, climbing, cruising, descent, approach, glide path, reverse thrust, stop. Radial clearances change both during the transition from one operating mode to another, and under constant flight conditions or in a steady state when the flight conditions change, and can either increase or decrease until the rotor touches the stator dangerously, which creates an emergency.

Отрицательная функция радиальных зазоров выражается и в том, что потери затраченной энергии при протекании воздуха через зазоры под действием разности давлений приводят к снижению КПД и газодинамической устойчивости компрессора.The negative function of radial clearances is also expressed in the fact that the loss of expended energy when air flows through the clearances under the influence of a pressure difference leads to a decrease in the efficiency and gas-dynamic stability of the compressor.

Выбранный монтажный зазор, гарантирующий отсутствие задевания ротора о статор на всех эксплуатационных режимах, не обеспечивает оптимальных максимальных значений радиальных зазоров на крейсерском режиме, режиме с наибольшей наработкой, где требуется низкий удельный расход топлива.The selected mounting gap, guaranteeing that the rotor does not touch the stator in all operating modes, does not provide optimal maximum radial clearance values in cruise mode, the mode with the highest operating time, where a low specific fuel consumption is required.

В современных газотурбинных двигателях с компрессорами высокого давления, к которым относятся многоступенчатые осевые компрессоры, оптимизация зазоров представляет существенную проблему.In modern gas turbine engines with high pressure compressors, which include multi-stage axial compressors, gap optimization is a significant problem.

Известна система регулирования радиального зазора в проточной части турбомашины (патент на ПМ №87213, 2009 г.), содержащая конический подвижный элемент с отверстиями, сообщающимися с проточной частью турбомашины, размещенный в корпусе статора, полость наддува, образованную установленным сильфоном в корпусе статора, герметично соединенным с корпусом статора и коническим подвижным элементом. При изменении радиального зазора давление за коническим подвижным элементом и в сильфонной полости изменяется, вызывая перемещение конического элемента в сторону восстановления заданной величины радиального зазора. Потеря затраченной энергии при протекании воздуха через зазоры под действием разности давлений приводит к снижению КПД и газодинамической устойчивости компрессораA known system for regulating the radial clearance in the flow part of a turbomachine (patent for PM No. 87213, 2009), containing a conical movable element with holes communicating with the flow part of the turbomachine, is located in the stator housing, the boost cavity formed by the installed bellows in the stator housing is hermetically sealed connected to the stator housing and the conical movable element. When changing the radial clearance, the pressure behind the conical movable element and in the bellows cavity changes, causing the conical element to move towards the restoration of the specified value of the radial clearance. The loss of energy expended when air flows through the gaps under the influence of the pressure difference leads to a decrease in the efficiency and gas-dynamic stability of the compressor

Известно устройство для оптимизации зазора между лопатками и ответными элементами в многоступенчатом осевом компрессоре газотурбинной электростанции (патент США 4,795,307 от 1989 г.). Устройство термически управляет дисками ротора компрессора сжатым воздухом, отобранным от компрессора. Более горячий воздух поступает из проточной части компрессора и из зазора между ротором и статором за последней ступенью. Дальнейшее движение воздуха через ступени проточной части компрессора организуется параллельно: через отверстия в дисках и специальные конструктивные элементы для подачи воздуха из одной междисковой полости в другую и через радиальные отверстия в цилиндрических частях дисков для подачи воздуха поперек полотен дисков. Тепловое управление зазоров осуществляют приспосабливанием местной температуры к температуре обода дисков ротора. Данный патент касается газотурбинной электростанции. Компрессоры авиационных двигателей вследствие различия конструкции, режимов и параметров работы существенно отличаются от компрессоров двигателей паровых турбин электростанций.A device is known for optimizing the clearance between the blades and mating elements in a multi-stage axial compressor of a gas turbine power plant (US Pat. No. 4,795,307 of 1989). The device thermally controls the compressor rotor disks with compressed air taken from the compressor. Hotter air comes from the compressor flow path and from the gap between the rotor and stator after the last stage. Further air movement through the steps of the compressor flow path is organized in parallel: through holes in the disks and special structural elements for supplying air from one inter-disk cavity to another and through radial holes in the cylindrical parts of the disks for air supply across the disks of the disks. The thermal management of the gaps is carried out by adapting the local temperature to the temperature of the rim of the rotor disks. This patent relates to a gas turbine power plant. Compressors of aircraft engines due to differences in design, modes and operating parameters are significantly different from compressors for engines of steam turbines of power plants.

Известно устройство вентиляции ротора газотурбинного двигателя, который содержит не менее двух роторов, между которыми образована полость (патент США 7,775,764). В первом роторе выполнено отверстие для впуска охлаждающего воздуха, а во втором для выпуска охлаждающего воздуха так, что охлаждающий воздух проходит полость между дисками радиально. Данное устройство обеспечивает вентиляцию внутренней полости ротора для предотвращения перегрева дисков ротора. Оно не интенсифицирует теплообмен по всей высоте дисков ротора и не оптимизирует радиальные зазоры.A device is known for ventilating a rotor of a gas turbine engine, which contains at least two rotors between which a cavity is formed (US patent 7,775,764). An opening for cooling air inlet is made in the first rotor, and a cooling air outlet in the second rotor, so that the cooling air passes radially between the disks. This device provides ventilation of the inner cavity of the rotor to prevent overheating of the rotor discs. It does not intensify heat transfer along the entire height of the rotor discs and does not optimize radial clearances.

Известно устройство контроля зазора многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя при работе двигателя, включая режимы максимальной тяги и малой тяги (патент США 4,576, 547, опубл. 1986).A device for controlling the clearance of a multi-stage axial compressor of a gas turbine aircraft engine during engine operation, including maximum thrust and low thrust modes (US patent 4,576, 547, publ. 1986).

Устройство содержит узел отбора сжатого воздуха от одной из ступеней в средней части и от другой из ступеней ниже по потоку относительно воздушного потока через ступени, узел для подачи отобранного воздуха в зону под вращающиеся диски ротора осевых компрессоров, которое включает, по меньшей мере, одну полую лопатку статора, антивихревую трубку, проходящую от внутреннего диаметра полой лопатки статора радиально внутрь к оси вращения, модуль управления для выбора места отбора и указанной подачи сжатого воздуха из проточной части внутрь ротора, чтобы нагреть указанные диски так, что диски расширяются в направлении воздушного уплотнения и закрывают промежуток между воздушным уплотнением и периферийными сечениями лопаток во время малой тяги.The device comprises a unit for taking compressed air from one of the stages in the middle part and from another of the stages downstream of the air flow through the stages, a unit for supplying selected air to the area under the rotating disks of the rotor of the axial compressors, which includes at least one hollow a stator blade, an anti-vortex tube extending from the inner diameter of the hollow stator blade radially inward to the axis of rotation, a control module for selecting a sampling point and the specified supply of compressed air from the flowing part inward torus to heat said disks so that the disks expand in the direction of the air seal and close the gap between the air seal and the peripheral sections of the blades during low thrust.

Известное техническое решение организует подачу сжатого только под диски, что не обеспечивает интенсивное тепловое воздействие на все полотно диска и поэтому не позволяет изменять радиальные зазоры адекватно циклическим нагрузкам авиационного двигателя и достигать равномерного теплового состояния дисков.The well-known technical solution organizes the supply of compressed only under the disks, which does not provide an intense thermal effect on the entire disk blade and therefore does not allow changing the radial clearances to the cyclic loads of the aircraft engine and achieve uniform thermal state of the disks.

На переходных режимах ГТД в многоступенчатом осевом компрессоре время достижения равномерного температурного состояния дисков ротора остается значительным по сравнению с продолжительностью работы режима, что создает тепловые напряжения дисков ротора.In transient GTE modes in a multistage axial compressor, the time to achieve a uniform temperature state of the rotor discs remains significant compared to the duration of the regime, which creates thermal stresses of the rotor discs.

В основу изобретения положена задача увеличения ресурса и повышения КПД компрессора авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).The basis of the invention is the task of increasing the resource and increasing the efficiency of the compressor of an aircraft gas turbine engine (GTE).

Технический результат - снижение тепловых напряжений дисков ротора и минимизация внутренних утечек сжатого воздуха оптимизацией изменения радиальных зазоров адекватно режимам работы полетного цикла авиадвигателя, создающие увеличение ресурса и повышение КПД компрессора ГТД.EFFECT: reduction of thermal stresses of rotor disks and minimization of internal leaks of compressed air by optimizing changes in radial clearances that are adequate to the operating regimes of the flight cycle of an aircraft engine, which increase the resource and increase the efficiency of a gas turbine compressor.

Поставленная задача решается тем, что устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя нагреванием сжатым воздухом, отводимым из компрессора, установленного на валу и содержащего корпус с проточной частью, где сжатый воздух последовательно проходит внутренние полости ступеней компрессора, а ротор каждой ступени включает множество радиально расположенных лопаток, закрепленных на диске, содержит кожух, размещенный с зазором под дисками, по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, и систему уплотнений, щелей и отверстий в указанных дисках и кожухе, при этом вход в устройство связан с областью конца компрессора, где циклические нагрузки на авиадвигатель определяют максимальный нагрев воздуха, а уплотнения, щели и отверстия размещены так, что создают петлеобразное течение указанного нагретого воздуха в кожухе от входа вдоль полотен дисков к выходу из кожуха в направлении, противоположном направлению воздушного потока в проточной части, чтобы нагреть полотно диска и оптимизировать изменение радиальных зазоров адекватно режиму работы полетного цикла. Система уплотнений, щелей и отверстий выполнена так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления диска уплотнения компрессора.The problem is solved in that a device for optimizing the radial clearances of a multi-stage axial compressor of an aircraft gas turbine by heating with compressed air drawn from a compressor mounted on a shaft and containing a housing with a flow part, where the compressed air passes through the internal cavities of the compressor stages, and the rotor of each stage includes many radially arranged blades mounted on the disk, contains a casing placed with a gap under the disks of at least three ice stages of the compressor, and a system of seals, slots and holes in the indicated disks and the casing, while the entrance to the device is connected to the region of the end of the compressor, where cyclic loads on the aircraft engine determine the maximum heating of the air, and seals, slots and holes are placed so that they create a loop-like the flow of the specified heated air in the casing from the entrance along the blades of the disks to the exit of the casing in the direction opposite to the direction of the air flow in the flow part in order to heat up the disk web and optimize ix radial clearances adequate mode of operation of the flight cycle. The system of seals, slots and holes is designed so that the total hydraulic resistance of the specified system is less than the hydraulic resistance of the compressor seal disk.

Для 7-ступенчатого компрессора устройство содержит кожух, размещенный под дисками седьмой, шестой и пятой ступеней, система имеет группу отверстий в полках седьмого последнего диска, группу отверстий в диске шестой ступени и в кожухе для выпуска, щели между кожухом и ступицей седьмого диска, и рассчитана так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления в уплотнении диска уплотнения, при этом вход в устройство связан с зазором утечки между ротором и статором за последней седьмой ступенью компрессора.For a 7-stage compressor, the device comprises a casing located under the seventh, sixth and fifth stage disks, the system has a group of holes in the shelves of the seventh last disk, a group of holes in the sixth stage disk and in the casing for release, a gap between the casing and the hub of the seventh disk, and calculated so that the total hydraulic resistance of the specified system is less than the hydraulic resistance in the seal of the seal disk, while the entrance to the device is associated with a leakage gap between the rotor and the stator after the last seventh enyu compressor.

Отверстия каждой группы расположены равномерно по окружности. Отверстия в полках седьмого диска могут быть расположены по двум концентрическим окружностям. Кожух закреплен на валу компрессора, который содержит равномерно расположенные по окружности отверстия, сообщающие внутреннюю полость с полостью пониженного давления воздуха в компрессоре.The holes of each group are evenly spaced around the circumference. The holes in the shelves of the seventh disk can be located on two concentric circles. The casing is mounted on the compressor shaft, which contains holes evenly spaced around the circumference, communicating the internal cavity with the cavity of the reduced air pressure in the compressor.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и графическим материалом, где на фиг.1 показан продольный разрез проточной части многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя (принципиальная схема);The invention is further explained in the description and graphic material, in which Fig. 1 shows a longitudinal section through the flow part of a multistage axial compressor of a gas turbine aircraft engine (circuit diagram);

на фиг.2 показан вид К фиг.1 в большем масштабе;figure 2 shows a view To figure 1 on a larger scale;

на фиг.3 показан вид М фиг.1 в большем масштабе;figure 3 shows a view of M of figure 1 on a larger scale;

на фиг.4 (а, б, в, г) показаны схемы расположения групп отверстий в полках диска последней ступени, отверстий в предпоследнем диске, в валу компрессора и в кожухе устройства, соответственно сечениям Н-Н фиг.2, П-П и Р-Р фиг.1 и С-С фиг.3;figure 4 (a, b, c, d) shows the arrangement of groups of holes in the shelves of the disk of the last stage, holes in the penultimate disk, in the compressor shaft and in the casing of the device, respectively, sections HH of figure 2, P-P and PP of FIG. 1 and CC of FIG. 3;

на фиг.5 показаны графики расчетного изменения радиального зазора последней ступени 7-ступенчатого осевого компрессора с устройством, согласно изобретению, и без него (для сравнения).figure 5 shows graphs of the calculated changes in the radial clearance of the last stage of a 7-stage axial compressor with and without the device according to the invention (for comparison).

На фиг.1 показана в разрезе принципиальная схема многоступенчатого осевого компрессора 1 газотурбинного авиационного двигателя, содержащего проточную часть 2, где входящий воздух сжимается, последовательно проходя ступени компрессора. На фиг.1 многоступенчатый осевой компрессор содержит 7 ступеней, но их число может быть различным в зависимости от назначения компрессора.Figure 1 shows in section a schematic diagram of a multi-stage axial compressor 1 of a gas turbine aircraft engine containing a flow part 2, where the incoming air is compressed, sequentially passing through the compressor stage. In Fig. 1, a multistage axial compressor contains 7 stages, but their number may be different depending on the purpose of the compressor.

1-2 ступени по ходу воздушного потока в проточной части компрессора назовем первыми, 3-4 ступени - средними, а оставшиеся 5-6-7 ступени - последними ступенями компрессора.We call the 1-2 stages along the air flow in the compressor flow path the first, the 3-4 steps - the middle, and the remaining 5-6-7 steps - the last compressor steps.

Компрессор 1 содержит ротор (вращающаяся часть) и статор (неподвижная часть).Compressor 1 contains a rotor (rotating part) and a stator (fixed part).

Ротор содержит множество радиально расположенных лопаток 6 каждой ступени, закрепленных на дисках 3 и вращающихся при работе компрессора.The rotor contains many radially arranged blades 6 of each stage, mounted on disks 3 and rotating during operation of the compressor.

Статор содержит множество лопаток 5 каждой ступени, закрепленных на кольцевом корпусе 4 статора и неподвижных при работе компрессора.The stator contains many blades 5 of each stage, mounted on the annular housing 4 of the stator and stationary during operation of the compressor.

Во избежание задевания подвижных лопаток 6 и неподвижных лопаток 5 об ответные детали при монтаже обеспечиваются монтажные значения радиальных зазоров - зазор 7 между корпусом 4 статора и поверхностью, образуемой периферийными сечениями рабочих лопаток 6, и зазор 8 между внутренней поверхностью лопаток статора 5 и кольцевыми проставками 9 ротора.In order to avoid grazing of the moving blades 6 and the fixed blades 5 about the counterparts during installation, the mounting values of the radial clearances are provided - a gap 7 between the stator housing 4 and the surface formed by the peripheral sections of the working blades 6, and a gap 8 between the inner surface of the stator blades 5 and the ring spacers 9 rotor.

Первые ступени изготавливаются из легкосплавных материалов, т.к. находятся в зоне невысоких температур, в силу этого не испытывают значительных тепловых расширений и не нуждаются в регулировании радиальных зазоров.The first steps are made of alloy materials, as They are located in a zone of low temperatures; therefore, they do not experience significant thermal expansions and do not need to regulate radial clearances.

Средние и последние ступени в современных компрессорах ГТД находятся в зоне высоких температур и их элементы - лопатки и диски ротора, лопатки и корпус статора выполняются из тугоплавких материалов с близкими значениями коэффициентов теплового расширения. Особенно последние ступени испытывают значительные тепловые расширения и нуждаются в регулировании радиальных зазоров, величина которых меняется в соответствии с циклическими нагрузками соответственно режимам работы авиадвигателя.The middle and last stages in modern gas turbine compressors are in the high temperature zone and their elements - rotor blades and disks, blades and stator housing are made of refractory materials with close values of thermal expansion coefficients. Especially the last stages experience significant thermal expansion and need to regulate radial clearances, the value of which varies in accordance with cyclic loads in accordance with the modes of operation of the aircraft engine.

Показанный на фиг.1 7-ступенчатый компрессор 1 содержит зазоры 7 и 8. Однако, возможно, что компрессор может иметь иную конструкцию, где будет присутствовать только зазор 7.Shown in figure 1, the 7-stage compressor 1 contains the gaps 7 and 8. However, it is possible that the compressor may have a different design, where only the gap 7 will be present.

Компрессор снабжен устройством оптимизации радиальных зазоров, которое, согласно изобретению, содержит кожух 10, размещенный под дисками, по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, на фиг.1 это 5-6-7-ступени. Кожух 10 закреплен на валу 15 ротора компрессора.The compressor is equipped with a radial clearance optimization device, which, according to the invention, comprises a casing 10 located under the disks of at least the last three stages of the compressor, in FIG. 1 these are 5-6-7 stages. The casing 10 is mounted on the shaft 15 of the compressor rotor.

Устройство содержит также (фиг.1, фиг.3) систему уплотнений щелей и отверстий: уплотнение 14 между кожухом 10 и дисками 3 6-й и 5-й ступеней, щели 16 между кожухом 10 и дисками 3, группу отверстий 17 в полках диска 3 последней 7-й ступени, группу отверстий 18 в диске 3 предпоследней 6-й ступени.The device also contains (Fig. 1, Fig. 3) a system of seals for slots and holes: a seal 14 between the casing 10 and the disks 3 of the 6th and 5th steps, a slit 16 between the casing 10 and the disks 3, a group of holes 17 in the disk shelves 3 of the last 7th stage, a group of holes 18 in the disk 3 of the penultimate 6th stage.

Вход устройства в кожух 10 связан с областью конца компрессора, где циклические нагрузки на авиадвигатель определяют максимальный нагрев воздуха в компрессоре. Например, указанный вход может быть связан с утечкой в осевом зазоре 11 между элементами ротора и статора (за диском 3 седьмой последней ступени компрессора, фиг.2) и полостью 12 в конце компрессора.The input of the device into the casing 10 is connected with the region of the end of the compressor, where cyclic loads on the aircraft engine determine the maximum heating of the air in the compressor. For example, this input may be associated with a leak in the axial clearance 11 between the rotor and stator elements (behind the disk 3 of the seventh last stage of the compressor, FIG. 2) and the cavity 12 at the end of the compressor.

Выход из кожуха 10 содержит группу выпускных отверстий 13 (фиг.1, фиг.3 и фиг.4) и расположен в противоположной от входа области устройства.The exit from the casing 10 contains a group of outlet openings 13 (Fig. 1, Fig. 3 and Fig. 4) and is located in the area of the device opposite from the entrance.

Площади узких мест, таких как отверстия 17, отверстия 18, выпускные отверстия 13, щель 16, рассчитаны так, что их совокупное гидравлическое сопротивление меньше чем гидравлическое сопротивление диска уплотнения 20 (в уплотнении 19).The areas of bottlenecks, such as openings 17, openings 18, outlet openings 13, slit 16, are designed so that their combined hydraulic resistance is less than the hydraulic resistance of the seal disk 20 (in seal 19).

При работе компрессора сжатый воздух из утечки через осевой зазор 11, максимально нагретый при текущем режиме работы авиадвигателя, поступает в полость 12. Далее этот воздух под действием перепада давлений, создаваемого уплотнительным элементом 19 между полостью 12 и полостью 21 с более низким давлением воздуха, поступает в междисковую полость между диском уплотнения 20 и диском 3 7-й ступени, далее движется сверху вниз через отверстия 17 в полках вдоль полотен дисков 3 и 20, проходит через щель 16 между кожухом и ступицей последнего диска до уплотнения 14 и поднимается вверх вдоль полотен дисков 3 6-й и 7-й ступеней, через отверстия 18 в диске 3 6-й ступени поступает в следующую междисковую полость, опускается вниз вдоль полотен дисков 3, выходит через выпускные отверстия 13 и затем через отверстия 22 (фиг.1, фиг.4) в валу ротора 15 поступает в полость 21 компрессора с более низким давлением, двигаясь в целом в направлении, противоположном направлению основного воздушного потока в компрессоре. Таким образом, воздух движется петлеобразно, обдувая диски ротора.When the compressor is operating, compressed air from the leak through the axial clearance 11, which is most heated during the current operation of the aircraft engine, enters the cavity 12. Then this air, under the influence of the pressure difference created by the sealing element 19 between the cavity 12 and the cavity 21 with a lower air pressure, enters into the interdisk cavity between the seal disk 20 and the disk 7 of the 7th stage, then moves from top to bottom through the holes 17 in the shelves along the webs of the disks 3 and 20, passes through the slot 16 between the casing and the hub of the last disk to the seal 14 and rises up along the canvases of disks of the 6th and 7th steps, through the holes 18 in the disk 3 of the 6th step enters the next interdisc cavity, goes down along the canvases of the disks 3, exits through the outlet openings 13 and then through the openings 22 (FIG. 1, FIG. 4) in the shaft of the rotor 15 enters the cavity 21 of the compressor with a lower pressure, moving as a whole in the direction opposite to the direction of the main air flow in the compressor. Thus, the air moves in a loop, blowing the rotor discs.

Петлеобразно движущийся более нагретый/холодный, в зависимости от режима работы, сжатый воздух интенсифицирует теплообмен, в результате которого происходит равномерное изменение температурного состояния полотна дисков, соответственно увеличению/уменьшению температуры происходит увеличение/уменьшение теплового расширения диска и других контактирующих элементов, которое уменьшает/увеличивает радиальные зазоры, оптимизируя их по всему полетному циклу авиационного двигателя адекватно режимам: запуск, прогрев, взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, заход на посадку, реверс тяги, останов.Loop-like moving warmer / colder, depending on the operating mode, compressed air intensifies heat transfer, resulting in a uniform change in the temperature state of the disk web, respectively, increase / decrease in temperature leads to an increase / decrease in the thermal expansion of the disk and other contacting elements, which reduces / increases radial clearances, optimizing them throughout the flight cycle of an aircraft engine adequately to the modes: start, warm-up, take-off, climb, cr ysersky flight, descent, approach to landing, reverse thrust stop.

Например, при выходе двигателя на взлетный режим после прогрева на малом газу увеличиваются обороты ротора компрессора, тем самым увеличивается работа, подводимая в компрессоре к основному потоку воздуха в проточной части 2. Работа идет на повышение давления и температуры воздуха, которая на выходе из компрессора достигает максимальной температуры порядка 650…750°С.For example, when the engine enters the take-off mode after warming up with idle gas, the compressor rotor speed increases, thereby increasing the work in the compressor to the main air flow in the flow part 2. The work is aimed at increasing the pressure and air temperature, which reaches the compressor outlet maximum temperature of about 650 ... 750 ° C.

В соответствии с вышеизложенным происходит петлеобразное движение по междисковым полостям и интенсивный теплообмен между горячим воздухом и дисками вследствие чего происходит выравнивание температуры дисков по всей длине и тепловое расширение, которое уменьшает радиальные зазоры - как зазоры 7 между поверхностями периферийных сечений рабочих лопаток и статором, так и зазоры 8 между кольцевой проставкой ротора и поверхностью, образованной внутренними сечениями направляющих аппаратов.In accordance with the foregoing, there is a loop-like movement along the inter-disk cavities and intensive heat exchange between the hot air and the disks, as a result of which the temperature of the disks is equalized along the entire length and the thermal expansion decreases, which reduces the radial clearances - both the clearances 7 between the surfaces of the peripheral sections of the working blades and the stator, and the gaps 8 between the annular spacer of the rotor and the surface formed by the internal sections of the guide vanes.

В случае перехода двигателя с режима крейсерского полета на режим снижения уменьшаются обороты ротора компрессора, тем самым уменьшается работа, подводимая в компрессоре к основному потоку воздуха в проточной части. Происходит снижение давления и температуры воздуха по проточной части компрессора, которая на выходе из компрессора достигает максимальной температуры порядка 350…450°С. При снижении температуры воздуха аналогично происходит охлаждение, уменьшение теплового расширения, которое уменьшает указанные радиальные зазоры.In the case of the engine switching from cruise to low mode, the compressor rotor speed is reduced, thereby reducing the work in the compressor to the main air flow in the flow part. There is a decrease in pressure and air temperature along the flow part of the compressor, which at the outlet of the compressor reaches a maximum temperature of about 350 ... 450 ° C. With a decrease in air temperature, cooling similarly occurs, a decrease in thermal expansion, which reduces the indicated radial clearances.

На фиг.5 показаны расчетные изменения радиального зазора 8 между поверхностью, образуемой периферийными сечениями рабочих лопаток 6 7-й ступени компрессора, и корпусом 4 статора в течение полетного цикла авиационного двигателя включающего: запуск, прогрев, взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, заход на посадку, реверс тяги, останов с устройством согласно изобретению пунктирной линией, и изменения того же зазора в тех же условиях без такого устройства (как образцовое для сравнения и пояснения достигаемого результата) сплошной линией.Figure 5 shows the calculated changes in the radial clearance 8 between the surface formed by the peripheral sections of the rotor blades 6 of the 7th stage of the compressor and the stator housing 4 during the flight cycle of the aircraft engine including: start, warm-up, take-off, climb, cruise, decrease , approach, reverse thrust, stop with the device according to the invention with a dashed line, and changes in the same clearance under the same conditions without such a device (as exemplary for comparison and explanation of the achieved result) is solid iey.

Интервал от нуля до точки А - это интервал работы компрессора от запуска двигателя до выхода на малый газ. На этом интервале изменение радиального зазора незначительное, непринимаемое во внимание.The interval from zero to point A is the interval of operation of the compressor from starting the engine to reaching low gas. At this interval, the change in radial clearance is insignificant, not taken into account.

Интервал А-Б (от точки А до точки Б) - это интервал работы компрессора, где происходит прогрев двигателя. Хотя при прогреве изменение радиального зазора также незначительное, но уже наблюдается некоторое уменьшение радиального зазора при использовании устройства оптимизации радиального зазора.Interval A-B (from point A to point B) is the interval of operation of the compressor where the engine warms up. Although during heating the change in the radial clearance is also insignificant, a slight decrease in the radial clearance is already observed when using the radial clearance optimization device.

Интервал Б-В (от точки Б до точки В) - это интервал работы компрессора на взлетном режиме, здесь происходит быстрое изменение температуры потока воздуха в проточной части компрессора и как следствие на значение радиального зазора начинает оказывать влияние разное время прогрева корпусов статора и дисков ротора. Важно отметить, что для группы последних ступеней компрессора на значение радиального зазора оказывает существенное влияние тепловое расширение корпусов статора и дисков ротора компрессора, а влияние деформации дисков под действием центробежных сил для группы последних ступеней незначительно. На фиг.5 видно, что на интервале Б-В значительно уменьшается радиальный зазор, примерно на 95%.Interval B-B (from point B to point C) is the interval of the compressor in the take-off mode, there is a rapid change in the temperature of the air flow in the compressor flow path and, as a result, the different times of heating of the stator bodies and rotor disks begin to influence . It is important to note that for the group of the last compressor stages, the radial clearance value is significantly affected by the thermal expansion of the stator housings and compressor rotor disks, and the effect of disk deformation under the influence of centrifugal forces is insignificant for the group of last stages. Figure 5 shows that in the interval BB, the radial clearance is significantly reduced by about 95%.

Интервал В-Г (от точки В до точки Г) - это интервал работы компрессора при наборе высоты, здесь температура воздуха в проточной части компрессора меняется плавно, а продолжительность интервала большая. На фиг.5 видно, что на интервале В-Г устройство согласно изобретению позволяет значительно уменьшить радиальный зазор, примерно на 70%.The interval V-G (from point B to point G) is the interval of operation of the compressor during climb, here the air temperature in the flow part of the compressor changes smoothly, and the duration of the interval is large. Figure 5 shows that on the interval V-G, the device according to the invention can significantly reduce the radial clearance by about 70%.

Интервал Г-Д (от точки Г до точки Д) - это интервал работы компрессора на крейсерском режиме, здесь температура воздуха в проточной части компрессора практически не изменяется и продолжительность интервала большая. На фиг.5 видно, что хотя на интервале Г-Д величина радиального зазора мала и практически не меняется, устройство согласно изобретению позволяет уменьшить радиальный зазор.The G-D interval (from point G to point D) is the interval of compressor operation in cruise mode, here the air temperature in the compressor flow section practically does not change and the interval is long. Figure 5 shows that although the radial clearance is small and practically unchanged in the GD interval, the device according to the invention allows to reduce the radial clearance.

Интервал Д-Е (от точки Д до точки Е) - это интервал работы компрессора при снижении и полете по кругу. Здесь температура воздуха в проточной части быстро уменьшается, происходит охлаждение корпусов статора, уменьшается их тепловое расширение. При отсутствии устройства согласно изобретению диски ротора адекватно не успевают остыть, происходит резкое уменьшение радиальных зазоров в группе последних ступеней компрессора, которое может привести к касанию лопаток и поломке компрессора. Именно этот режим работы является определяющим при выборе монтажных зазоров компрессора. На фиг.5, видно, что на интервале Д-Е устройство согласно изобретению позволяет увеличить радиальный зазор, что снижает риск опасного задевания ротора о статор и риски аварийной ситуации.The interval DE (from point D to point E) is the interval of operation of the compressor during descent and flight in a circle. Here, the air temperature in the flowing part decreases rapidly, the stator bodies are cooled, and their thermal expansion decreases. In the absence of the device according to the invention, the rotor disks do not have enough time to cool down, there is a sharp decrease in radial clearances in the group of the last compressor stages, which can lead to contact of the blades and damage to the compressor. It is this mode of operation that is decisive when choosing the compressor mounting clearances. In Fig. 5, it can be seen that in the interval DE, the device according to the invention allows to increase the radial clearance, which reduces the risk of dangerous impact of the rotor against the stator and the risks of an emergency.

Интервал Е-Ж (от точки Е до точки Ж) - это интервал работы компрессора при полете на глиссаде, посадке, реверсе тяге, рулении и останове двигателя, здесь происходит частое изменение коротких режимов работы компрессора средними и малыми значениями температуры воздуха в проточной части. Однако на этом интервале, хотя значение радиального зазора меняется, оно остается средним и поэтому достаточно эффективным.The interval Е-Ж (from point Е to point Ж) is the interval of operation of the compressor when flying on a glide path, landing, reverse traction, taxiing and engine shutdown, there is a frequent change in short operating modes of the compressor with medium and low values of air temperature in the flow part. However, in this interval, although the value of the radial clearance varies, it remains average and therefore quite effective.

Таким образом, наблюдается изменение радиального зазора адекватно режимам работы полетного цикла (циклическим нагрузкам авиационного двигателя), что приводит к увеличению ресурса и повышению КПД компрессора.Thus, there is a change in the radial clearance adequate to the flight cycle operating modes (cyclic loads of the aircraft engine), which leads to an increase in the resource and an increase in the compressor efficiency.

Изобретение может быть использовано в многоступенчатых осевых компрессорах авиационных ГТД.The invention can be used in multistage axial compressors of aircraft gas turbine engines.

Claims (6)

1. Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя сжатым воздухом, отводимым из компрессора, содержащего корпус с проточной частью, где сжатый воздух последовательно проходит внутренние полости ступеней компрессора, а ротор каждой ступени включает множество радиально расположенных лопаток, закрепленных на диске, отличающееся тем, что содержит кожух (10), закрепленный на валу (15) и размещенный под дисками (3), по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, и систему из уплотнений (14) и щелей (16) между этими дисками (3) и кожухом (10), отверстий (17, 18) в указанных дисках и выпускных отверстий (13) кожуха, при этом вход в устройство связан с областью конца компрессора, где циклические нагрузки на авиадвигатель определяют максимальный нагрев воздуха, а уплотнения, щели и отверстия размещены так, что создают петлеобразное течение указанного воздуха в кожухе от входа (11) вдоль полотен дисков к выпускным отверстиям (13) в направлении, противоположном направлению воздушного потока в проточной части, чтобы оптимизировать изменение радиальных зазоров адекватно режиму работы полетного цикла.1. A device for optimizing the radial clearances of a multi-stage axial compressor of a gas turbine aircraft engine with compressed air discharged from a compressor containing a housing with a flow part, where compressed air passes through the internal cavities of the compressor stages in series, and the rotor of each stage includes many radially arranged blades mounted on the disk, characterized in that it contains a casing (10) mounted on the shaft (15) and placed under the disks (3) of at least the last three stages of the compressor, and a system of seals (14) and slots (16) between these disks (3) and the casing (10), the holes (17, 18) in these disks and the outlet openings (13) of the casing, while the entrance to the device is connected with the region of the end of the compressor where cyclic loads on the aircraft engine determine the maximum heating of the air, and seals, slots and openings are placed so that they create a loop-like flow of the specified air in the casing from the inlet (11) along the blade webs to the outlet openings (13) in the opposite direction to the air flow in flow part to opt ize the change in radial clearance adequately mode of operation of the flight cycle. 2. Устройство по п.1 отличающееся тем, что система уплотнений, щелей и отверстий выполнена так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления диска уплотнения компрессора.2. The device according to claim 1, characterized in that the system of seals, slots and openings is made so that the total hydraulic resistance of the specified system is less than the hydraulic resistance of the compressor seal disk. 3. Устройство по п.1 отличающееся тем, что устройство для 7-ступенчатого компрессора содержит кожух, размещенный под дисками седьмой, шестой и пятой ступеней, система имеет группу отверстий в полках седьмого последнего диска, группу отверстий в диске шестой ступени и в кожухе для выпуска, щели между кожухом и ступицей седьмого диска, и рассчитана так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления в уплотнении диска уплотнения, при этом вход в устройство связан с зазором утечки между ротором и статором за последней седьмой ступенью компрессора.3. The device according to claim 1, characterized in that the device for the 7-stage compressor contains a casing located under the seventh, sixth and fifth stage disks, the system has a group of holes in the shelves of the seventh last disk, a group of holes in the sixth stage disk and in the casing for outlet, the gap between the casing and the hub of the seventh disk, and is designed so that the total hydraulic resistance of the specified system is less than the hydraulic resistance in the seal of the seal disk, while the entrance to the device is associated with a leakage gap between the mouth rum and the stator of the last seventh stage of the compressor. 4. Устройство по п.3 отличающееся тем, что отверстия каждой группы расположены равномерно по окружности.4. The device according to claim 3, characterized in that the holes of each group are evenly spaced around the circumference. 5. Устройство по п.4 отличающееся тем, что отверстия в полках седьмого диска расположены по двум концентрическим окружностям.5. The device according to claim 4, characterized in that the openings in the shelves of the seventh disk are arranged in two concentric circles. 6. Устройство по п.1 отличающееся тем, что кожух закреплен на валу компрессора, который содержит равномерно расположенные по окружности отверстия, сообщающие внутреннюю полость с полостью пониженного давления воздуха в компрессоре. 6. The device according to claim 1, characterized in that the casing is mounted on the compressor shaft, which contains holes evenly spaced around the circumference, communicating the internal cavity with the cavity of the reduced air pressure in the compressor.
RU2012103817/06A 2012-02-06 2012-02-06 Device for optimisation of radial clearances of aircraft gas turbine engine multistage axial-flow compressor RU2506436C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012103817/06A RU2506436C2 (en) 2012-02-06 2012-02-06 Device for optimisation of radial clearances of aircraft gas turbine engine multistage axial-flow compressor

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012103817/06A RU2506436C2 (en) 2012-02-06 2012-02-06 Device for optimisation of radial clearances of aircraft gas turbine engine multistage axial-flow compressor

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012103817A RU2012103817A (en) 2013-08-20
RU2506436C2 true RU2506436C2 (en) 2014-02-10

Family

ID=49162312

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012103817/06A RU2506436C2 (en) 2012-02-06 2012-02-06 Device for optimisation of radial clearances of aircraft gas turbine engine multistage axial-flow compressor

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2506436C2 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4795307A (en) * 1986-02-28 1989-01-03 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Method and apparatus for optimizing the vane clearance in a multi-stage axial flow compressor of a gas turbine
GB2270118A (en) * 1992-08-26 1994-03-02 Snecma System for cooling a turbomachine compressor and for controlling clearances therein.
EP1672171A2 (en) * 2004-12-17 2006-06-21 United Technologies Corporation Turbine engine rotor with stacked disks
RU87213U1 (en) * 2009-05-05 2009-09-27 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации RADIAL GAP REGULATION SYSTEM IN THE FLOW OF THE TURBO MACHINE
US7775764B2 (en) * 2006-02-15 2010-08-17 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine rotor ventilation arrangement
US20110280735A1 (en) * 2008-10-20 2011-11-17 Snecma Ventilation of a high-pressure turbine in a turbomachine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4795307A (en) * 1986-02-28 1989-01-03 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Method and apparatus for optimizing the vane clearance in a multi-stage axial flow compressor of a gas turbine
GB2270118A (en) * 1992-08-26 1994-03-02 Snecma System for cooling a turbomachine compressor and for controlling clearances therein.
EP1672171A2 (en) * 2004-12-17 2006-06-21 United Technologies Corporation Turbine engine rotor with stacked disks
US7775764B2 (en) * 2006-02-15 2010-08-17 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine rotor ventilation arrangement
US20110280735A1 (en) * 2008-10-20 2011-11-17 Snecma Ventilation of a high-pressure turbine in a turbomachine
RU87213U1 (en) * 2009-05-05 2009-09-27 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации RADIAL GAP REGULATION SYSTEM IN THE FLOW OF THE TURBO MACHINE

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012103817A (en) 2013-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11092013B2 (en) Modulated turbine cooling system
US5022817A (en) Thermostatic control of turbine cooling air
RU2538988C2 (en) Gas turbine ring fastening device, assembly comprising turbine ring and device for its fastening, turbine and turbomotor
US10487739B2 (en) Cooling system for a turbine engine
US7823389B2 (en) Compound clearance control engine
US10927763B2 (en) Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine
JP4975990B2 (en) Method and apparatus for maintaining the tip clearance of a rotor assembly
JP3100723B2 (en) Regulated gas turbine cooling air
EP3204616A1 (en) Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control
WO2015056498A1 (en) Gas turbine
US10323571B2 (en) Method and system for inlet guide vane heating
WO2012092501A1 (en) Gas turbine engine with secondary air flow circuit
US20170002834A1 (en) Cooled compressor
US10151217B2 (en) Turbine frame cooling systems and methods of assembly for use in a gas turbine engine
CN114718656A (en) System for controlling blade clearance within a gas turbine engine
RU2506435C2 (en) Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine
RU2506436C2 (en) Device for optimisation of radial clearances of aircraft gas turbine engine multistage axial-flow compressor
RU2738523C1 (en) Control method of radial clearances of turbine of double-flow gas turbine engine and device for implementation thereof
RU2501956C1 (en) Bypass gas turbine engine, method of radial gap adjustment in turbine of bypass gas turbine engine
RU2519127C1 (en) Turbine of gas turbine engine and method for adjustment of radial clearance in turbine
RU2732653C1 (en) Method of cooling and regulating radial clearances of turbine of double-flow gas turbine engine and device for implementation thereof
RU2731781C1 (en) Method of cooling and regulating radial clearances of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation
US12078105B2 (en) System and method for providing cooling in a compressor section of a gas turbine engine
RU2511860C1 (en) Double-flow gas turbine engine, and adjustment method of radial gap in turbine of double-flow gas turbine engine
RU2535453C1 (en) Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20210207