RU2549398C1

RU2549398C1 - Double-flow engine

Info

Publication number: RU2549398C1
Application number: RU2014111575/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Алексеевич Кузнецов; Валерий Николаевич КЛИМОВ; Александр Александрович Чернавин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2014-03-25
Filing date: 2014-03-25
Publication date: 2015-04-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: double-flow engine comprises a fan impeller, straightening blades and a low pressure compressor downstream the impeller, and also air flow divider between external and internal circuits of the double-circuit engine. Blades of the inlet guiding device together with the flow divider are installed on the front external circular radial rib of the external housing of the low pressure compressor and fixed by axial bolts with the extended hexagonal heads. Bolts are located in the circular, opened towards the channel of an external cavity loop between front and back circular ribs of the external housing. The back rib is designed with axial holes coaxial to hexagonal heads of bolts. Axial movement of hexagonal bolt head is limited by the internal shelf of the straightening fan blade located downstream. Blades of the inlet guiding device are fixed also in the flow divider with the bolts with countersunk head restricted from axial movement with a front circular rib. Total amount of bolts with hexagonal and with countersunk heads equally to amount of blades of the inlet guiding device of the low pressure compressor.

EFFECT: invention allows to improve reliability of the double-flow gas-turbine engine.

3 dwg

Description

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного применения.The invention relates to dual-circuit gas turbine engines for aviation applications.

Известен двухконтурный двухвальный газотурбинный двигатель высокой степени двухконтурности, в котором за рабочим колесом вентилятора расположен силовой корпус, силовые стойки которого совмещены со спрямляющими лопатками вентилятора, (патент US №6708482, МПК: F01D 25/16, 25/28, 5/06).Known is a dual-circuit twin-shaft gas turbine engine with a high bypass ratio, in which a power housing is located behind the fan impeller, the power racks of which are aligned with the fan straightening vanes (US patent No. 6708482, IPC: F01D 25/16, 25/28, 5/06).

Недостатком известной конструкции является низкий коэффициент полезного действия вентилятора и двигателя в целом из-за больших гидравлических потерь закрученного воздушного потока между рабочим колесом вентилятора и силовым корпусом.A disadvantage of the known design is the low efficiency of the fan and the engine as a whole due to the large hydraulic losses of the swirling air flow between the fan impeller and the power housing.

Наиболее близким к заявляемому является двухконтурный двухвальный газотурбинный двигатель, в котором между рабочим колесом вентилятора и силовым разделительным корпусом установлен спрямляющий аппарат, расположенный над корпусом компрессора низкого давления с разделителем потоков воздуха (патент RU №2176333, МПК: F04D 27/02).Closest to the claimed is a dual-circuit twin-shaft gas turbine engine, in which a rectifier apparatus is installed between the fan impeller and the power separation case located above the low pressure compressor case with an air flow separator (patent RU No. 2176333, IPC: F04D 27/02).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкий коэффициент полезного действия и пониженная надежность из-за повышенного гидравлического сопротивления разделителя потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двухконтурного двигателя, а также ухудшенная эксплуатационная технологичность из-за невозможности замены первых рабочих лопаток компрессора низкого давления на крыле самолета.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is the low efficiency and reduced reliability due to the increased hydraulic resistance of the air flow separator between the external and internal circuits of the dual-circuit engine, as well as the reduced processability due to the inability to replace the first working blades of the low pressure compressor with wing of the plane.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности и экономичности двухконтурного двигателя за счет уменьшения радиальной высоты разделителя потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двигателя, а также за счет ограничения осевого перемещения нижней полки спрямляющей лопатки вентилятора.The technical result of the claimed invention is to increase the reliability and efficiency of the dual-circuit engine by reducing the radial height of the air flow separator between the external and internal circuits of the engine, as well as by limiting the axial movement of the lower shelf of the fan straightening blades.

Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном двигателе, включающем рабочее колесо вентилятора, спрямляющие лопатки и компрессор низкого давления на выходе из рабочего колеса, а также разделитель потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двухконтурного двигателя, установленный совместно с лопатками входного направляющего аппарата на наружном корпусе компрессора низкого давления, согласно изобретению лопатки входного направляющего аппарата совместно с разделителем потоков зафиксированы на переднем внешнем кольцевом радиальном ребре наружного корпуса компрессора низкого давления осевыми болтами с удлиненными шестигранными головками, расположенными в кольцевой, открытой в сторону канала наружного контура полости между передним и задним кольцевыми ребрами наружного корпуса, при этом заднее ребро выполнено с соосными шестигранным головкам болтов осевыми отверстиями, осевое же перемещение шестигранной головки болта ограничено расположенной ниже по потоку внутренней полкой спрямляющей лопатки вентилятора, причем лопатки входного направляющего аппарата зафиксированы также в разделителе потоков болтами с потайной головкой, ограниченной от осевого перемещения передним кольцевым ребром, при этом суммарное число болтов с шестигранной и с потайной головками равно числу лопаток входного направляющего аппарата компрессора низкого давления.The specified technical result is achieved by the fact that in a dual-circuit engine, including a fan impeller, straightening vanes and a low-pressure compressor at the outlet of the impeller, as well as an air flow separator between the external and internal circuits of the dual-circuit engine, installed together with the blades of the input guide vane on the external the housing of the low-pressure compressor, according to the invention, the blades of the inlet guide vane together with the flow separator are fixed on the front an external annular radial rib of the outer casing of the low-pressure compressor with axial bolts with elongated hexagonal heads located in the annular cavity open between the front and rear annular ribs of the outer casing, the rear rib is made with axial holes coaxial with the hexagonal bolt heads, axial movement of the hexagonal head of the bolt is limited to the downstream internal shelf of the fan straightener blade, the blade being inlet guide vanes are also fixed in the flow separator with countersunk head bolts limited from axial movement by the front annular rib, and the total number of hex and countersunk bolts is equal to the number of vanes of the inlet guide apparatus of the low pressure compressor.

Фиксация лопаток входного направляющего аппарата совместно с разделителем потоков на переднем внешнем кольцевом радиальном ребре наружного корпуса компрессора низкого давления осевыми болтами с удлиненными шестигранными головками, расположенными в кольцевой, открытой в сторону канала наружного контура полости между передним и задним кольцевыми ребрами наружного корпуса, увеличивает радиальную жесткость наружного корпуса компрессора, уменьшая таким образом радиальные зазоры между статором и ротором компрессора и повышая его коэффициент полезного действия, а также служит для ограничения осевого перемещения внутренних полок спрямляющих лопаток вентилятора.Fixing the blades of the inlet guide vane together with the flow separator on the front outer annular radial rib of the outer casing of the low-pressure compressor with axial bolts with elongated hexagonal heads located in the annular cavity open between the front and rear annular ribs of the outer casing increases the radial stiffness the outer case of the compressor, thus reducing the radial clearance between the stator and the compressor rotor and increasing its coefficient itsient efficiency, and also serves to limit the axial displacement of internal shelves straightening fan blades.

Выполнение заднего ребра с соосными шестигранным головкам болтов осевыми отверстиями уменьшает при закручивании болтов их радиальное перемещение, повышая тем самым их надежность.The implementation of the rear ribs with axial holes aligned with the hexagonal bolt heads of the bolts reduces their radial movement when tightening the bolts, thereby increasing their reliability.

Ограничение осевого перемещения шестигранной головки болта расположенной ниже по потоку внутренней полкой спрямляющей лопатки вентилятора исключает выпадение головок болтов в канал наружного контура в случае поломки этих болтов.The axial movement of the hexagonal head of the bolt located downstream of the internal shelf of the fan straightening vane eliminates the loss of the heads of the bolts in the channel of the external circuit in case of breakage of these bolts.

Фиксация лопаток входного направляющего аппарата в разделителе потоков болтами с потайной головкой, ограниченной от осевого перемещения передним кольцевым ребром, обеспечивает удобство сборки.The fixation of the blades of the inlet guide vane in the flow separator with countersunk bolts, limited from the axial movement by the front annular rib, provides ease of assembly.

Выполнение суммарного числа болтов с шестигранной и с потайной головками равным числу лопаток входного направляющего аппарата компрессора низкого давления позволяет закрепить каждую из лопаток в разделителе потоков, что повышает надежность двухконтурного двигателя.Performing the total number of hexagon and countersunk bolts equal to the number of blades of the inlet guide apparatus of the low pressure compressor allows each of the blades to be fixed in the flow splitter, which increases the reliability of the dual-circuit engine.

На фиг.1 - изображен продольный разрез двухконтурного двигателя.Figure 1 - shows a longitudinal section of a dual-circuit engine.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.

На фиг.3 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде в другой радиальной плоскости.Figure 3 - element I in figure 1 in an enlarged view in another radial plane.

Двухконтурный газотурбинный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 с рабочим колесом 3 и с установленными на его выходе спрямляющими лопатками 4 спрямляющего аппарата вентилятора 5, установленного в канале наружного контура 6, а также из компрессора низкого давления 7, установленного в канале внутреннего контура 8. Разделение потоков воздуха наружного и внутреннего контуров производится с помощью разделителя 9 потоков, который совместно с лопатками 10 входного направляющего аппарата 11 компрессора низкого давления 7 крепится осевыми болтами 12 к переднему внешнему радиальному кольцевому ребру 13 крепления разделителя 9, выполненному на наружном корпусе 14 компрессора низкого давления 7. Шестигранные головки 15 болтов 12 размещены в кольцевой, открытой в канал 6 наружного контура полости 16, ограниченной с одной стороны передним ребром 13, а с другой стороны - задним кольцевым ребром 17 с осевыми отверстиями 18, в которых частично размещены шестигранные головки 15 болтов 12. От осевого перемещения головки 15 ограничены расположенными ниже по потоку воздуха 19 внутренними полками 20 спрямляющих лопаток 4 вентилятора 2, которые в свою очередь ограничены от осевого перемещения к рабочему колесу 3 вентилятора 2 задним кольцевым ребром 17. Закручивание болтов 12 при сборке двигателя производится ключом через кольцевую полость 16 в самоконтрящиеся гайки 21, расположенные в замкнутой полости 22 между разделителем потоков 9 и верхней полкой 23 лопатки 10 входного направляющего аппарата 11, со стороны выходной кромки 24 которой выполнен радиальный фланец 25 крепления лопатки 10 к кольцевому ребру 13. Со стороны входной кромки 26 разделитель потоков 9 и полка 23 лопатки 10 фиксируются между собой с помощью телескопического соединения 27 типа шип-паз. Для удобства сборки двигателя лопатки 10 входного направляющего аппарата 11 собираются в общий узел с разделителем потоков 9 с помощью болтов 28 с потайной головкой 29, зафиксированной от осевого перемещения передним кольцевым ребром 13 корпуса 14.The double-circuit gas turbine engine 1 consists of a fan 2 with an impeller 3 and with straightening blades 4 installed at its outlet and a straightening apparatus of the fan 5 installed in the channel of the external circuit 6, as well as a low-pressure compressor 7 installed in the channel of the internal circuit 8. Separation of flows the air of the external and internal circuits is made using a splitter 9 flows, which together with the blades 10 of the inlet guide apparatus 11 of the low pressure compressor 7 is mounted with axial bolts 12 to the front outer radial annular rib 13 of the mounting of the separator 9, made on the outer casing 14 of the low pressure compressor 7. The hexagonal heads 15 of the bolts 12 are placed in an annular cavity open in the channel 6 of the outer contour 16, limited on one side by the front fin 13, and on the other the sides — with a rear annular rib 17 with axial holes 18, in which the hexagonal heads 15 of the bolts 12 are partially placed. From the axial movement of the heads 15, they are limited by straightening the inner shelves 20 located downstream of the air stream 19 x blades 4 of fan 2, which, in turn, are limited from axial movement to the impeller 3 of fan 2 by the rear annular rib 17. The bolts 12 are tightened when assembling the engine with a key through the annular cavity 16 into the self-locking nuts 21 located in the closed cavity 22 between the flow separator 9 and the upper shelf 23 of the blade 10 of the input guide vane 11, from the side of the output edge 24 of which there is a radial flange 25 for fastening the blade 10 to the annular rib 13. From the side of the input edge 26, the flow separator 9 and the shelf 23 of the blade 10 are fixed to each other by means of a telescopic connection 27 of the type spike-groove. For ease of assembly of the engine, the blades 10 of the input guide vane 11 are assembled into a common unit with a flow splitter 9 using bolts 28 with a countersunk head 29, fixed from axial movement by the front annular rib 13 of the housing 14.

Работает устройство следующим образом.The device operates as follows.

При сборке двигателя осевые болты 12 закручиваются с помощью шестигранных головок 15 инструментом, размещаемым в кольцевой канавке 16. Так как болты 12 и гайки 21 размещены в осевом направлении, то радиальная высота разделителя потоков 9 совместно с верхней полкой 23 лопатки 10 минимальна, что снижает гидравлическое сопротивление при их обтекании воздухом и улучшает экономичность двигателя в целом. В случае повреждения пера спрямляющей лопатки 4 вентилятора 2 лопатка 4 может перемещаться под действием газовых сил в сторону рабочего колеса 3 вентилятора 2 до упора внутренней полкой 20 в заднее ребро 17 корпуса 14, что также повышает надежность двухконтурного двигателя 1. Удобный подход к головкам 15 болтов 12 обеспечивает быстрый съем на крыле разделителя потоков 9 совместно с лопатками 10, что позволяет производить ремонт лопаток компрессора низкого давления 7 без съема двигателя с крыла самолета, что повышает эксплуатационную технологичность двигателя 1.When assembling the engine, the axial bolts 12 are twisted using hexagonal heads 15 with a tool placed in the annular groove 16. Since the bolts 12 and nuts 21 are placed in the axial direction, the radial height of the flow divider 9 together with the upper shelf 23 of the blade 10 is minimal, which reduces the hydraulic resistance when they flow around the air and improves the efficiency of the engine as a whole. In case of damage to the feather of the straightening blade 4 of the fan 2, the blade 4 can move under the action of gas forces towards the impeller 3 of the fan 2 against the stop by the inner shelf 20 in the rear edge 17 of the housing 14, which also increases the reliability of the dual-circuit engine 1. A convenient approach to the heads of 15 bolts 12 provides quick removal on the wing of the splitter 9 together with the blades 10, which allows repair of the blades of the low pressure compressor 7 without removing the engine from the wing of the aircraft, which increases the operational technological 1 five engine.

Claims

A dual-circuit engine, including a fan impeller, straightening vanes and a low-pressure compressor at the outlet of the impeller, as well as an air flow separator between the external and internal circuits of the dual-circuit engine, installed together with the blades of the inlet guide vane on the outer casing of the low-pressure compressor, characterized in that the blades of the inlet guide vane together with the stream splitter are fixed on the front outer annular radial rib of the outer casing and a low-pressure compressor with axial bolts with elongated hexagonal heads located in an annular cavity open to the channel of the outer contour of the cavity between the front and rear annular ribs of the outer casing, while the rear rib is made with axial holes coaxial with the hex bolt heads, while the axial movement of the hex bolt head limited by the downstream internal shelf of the fan straightener blade, and the blades of the inlet guide vane are also fixed in section flow separator with countersunk head bolts limited from axial movement by the front annular rib, and the total number of hex and countersunk bolts is equal to the number of vanes of the inlet guide vane of the low pressure compressor.