RU2600479C1

RU2600479C1 - High-pressure compressor of gas turbine engine

Info

Publication number: RU2600479C1
Application number: RU2015117718/06A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Иванович Тункин; Валерий Алексеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2015-05-12
Filing date: 2015-05-12
Publication date: 2016-10-20

Abstract

FIELD: engines.

SUBSTANCE: invention relates to high-pressure compressors of gas turbine engines of aircraft and ground use. High-pressure compressor includes unshrouded blades of the rotary guide vanes installed with their external pins in a L-shaped circular rib of the outer housing. Internal annular ring of the L-shape circular rib is made with a front axial circular ledge. Circular ledge contacts in axial direction with an upstream rear axial circular ledge of the working ring. Working ring is installed inside the front external compressor housing. Working ring is connected with the L-shaped circular rib via a conical elastic element.

EFFECT: provided are higher reliability and efficiency of the compressor by reducing deflexion of the rotary guide vanes blades installed with their external pins in the outer housing of the compressor.

1 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к высокотемпературным компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to high temperature compressors for gas turbine engines of aviation and ground applications.

Известен высоконапорный многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя, в котором для обеспечения необходимой газодинамической устойчивости выполнено семь поворотных направляющих аппаратов (С.А. Вьюнов, «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр. 55, рис. 3.5).A high-pressure multistage compressor of a gas turbine engine is known, in which seven rotary guide vanes are made to provide the necessary gas-dynamic stability (S. A. Vyunov, “Design and Design of Aircraft Gas-Turbine Engines”, Moscow, “Mashinostroyenie”, 1981, p. 55, fig. . 3.5).

Недостатком известной конструкции является низкий КПД компрессора из-за паразитных утечек воздуха по зазорам в поворотных направляющих аппаратах.A disadvantage of the known design is the low efficiency of the compressor due to spurious air leaks through the gaps in the rotary guide vanes.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является компрессор газотурбинного двигателя, в котором лопатки поворотного направляющего аппарата установлены внешними цапфами в Г-образном кольцевом ребре наружного корпуса (патент RU №2186257, МПК F04D 29/00).Closest to the claimed design is a gas turbine engine compressor, in which the blades of a rotary guide vane are mounted by external pins in the L-shaped annular rib of the outer casing (patent RU No. 2186257, IPC F04D 29/00).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее пониженная надежность и КПД из-за прогиба под действием газовых сил в осевом направлении лопаток направляющего аппарата, в результате чего возможно задевание рабочего колеса компрессора лопатками направляющего аппарата, их взаимный износ и поломка. Кроме того, при прогибе направляющих лопаток существенно ухудшается их обтекание, особенно корневых сечений, появляются уступы в проточной части, что снижает КПД компрессора.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is its reduced reliability and efficiency due to deflection under the action of gas forces in the axial direction of the vanes of the guide apparatus, as a result of which the impeller of the compressor can be seized by the vanes of the guide apparatus, their mutual wear and breakage. In addition, with the deflection of the guide vanes, their flow around, especially of the root sections, worsens significantly, ledges appear in the flow part, which reduces the efficiency of the compressor.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности и КПД компрессора путем уменьшения прогиба поворотных лопаток направляющего аппарата, установленных внешними цапфами в наружном корпусе компрессора.The technical result of the claimed invention is to increase the reliability and efficiency of the compressor by reducing the deflection of the rotary blades of the guide apparatus installed by external trunnions in the outer casing of the compressor.

Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературном компрессоре газотурбинного двигателя, включающем консольные лопатки поворотного направляющего аппарата, установленные внешними цапфами в Г-образном кольцевом ребре наружного корпуса, согласно изобретению внутренняя кольцевая обечайка Г-образного кольцевого ребра выполнена с передним осевым кольцевым выступом, контактирующим в осевом направлении с расположенным выше по потоку задним осевым кольцевым выступом рабочего кольца, установленного внутри переднего наружного корпуса компрессора, причем рабочее кольцо соединено с Г-образным кольцевым ребром через конический упругий элемент.The specified technical result is achieved by the fact that in the high-temperature compressor of the gas turbine engine, including cantilever vanes of the rotary guide apparatus installed by external pins in the L-shaped annular rib of the outer casing, according to the invention, the inner annular shell of the L-shaped annular rib is made with a front axial annular protrusion contacting in the axial direction with the upstream rear axial annular protrusion of the working ring installed inside the front of the outer compressor casing, the working ring is connected to L-shaped annular rib through the conical elastic member.

Выполнение внутренней кольцевой обечайки Г-образного кольцевого ребра с передним осевым кольцевым выступом, контактирующим в осевом направлении с расположенным выше по потоку задним осевым кольцевым выступом рабочего кольца, снижает осевой прогиб направляющих лопаток из-за передачи части осевых сил с Г-образного кольцевого ребра на рабочее кольцо.The execution of the inner annular shell of the L-shaped annular rib with a front axial annular protrusion in axial contact with the upstream rear axial annular protrusion of the working ring reduces the axial deflection of the guide vanes due to the transfer of part of the axial forces from the L-shaped annular rib to working ring.

Установка рабочего кольца внутри переднего наружного корпуса компрессора, а также соединение рабочего кольца с Г-образным кольцевым ребром через конический упругий элемент позволяет исключить возникновение дополнительных напряжений в случае различных осевых температурных деформаций рабочего кольца и переднего корпуса, а также позволяет передать часть осевых сил с Г-образного кольцевого ребра и рабочего кольца на передний корпус в случае повышенных аэродинамических нагрузок на поворотные лопатки.The installation of the working ring inside the front outer case of the compressor, as well as the connection of the working ring with a L-shaped ring rib through a conical elastic element, eliminates the occurrence of additional stresses in the case of various axial temperature deformations of the working ring and the front case, and also allows you to transfer part of the axial forces with G -shaped annular ribs and working rings on the front housing in case of increased aerodynamic loads on the rotary blades.

На фиг. 1 изображен продольный разрез высоконапорного компрессора газотурбинного двигателя.In FIG. 1 shows a longitudinal section through a high-pressure compressor of a gas turbine engine.

На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.In FIG. 2 - element I in FIG. 1 enlarged view.

На фиг. 3 - элемент II на фиг. 2 в увеличенном виде.In FIG. 3 - element II in FIG. 2 enlarged view.

На фиг. 4 - элемент III на фиг. 2 в увеличенном виде.In FIG. 4 - element III in FIG. 2 enlarged view.

Высоконапорный компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 и статора 3. В наружном корпусе 4 компрессора установлен входной направляющий аппарат 5 с двухопорными поворотными лопатками 6, ниже по потоку воздуха 7 от которых расположены консольные поворотные лопатки 8 направляющего аппарата 9. Лопатки 8 внешними цапфами 10 установлены в радиальных втулках 11, закрепленных своими концами 12 и 13 в Г-образном кольцевом ребре 14 наружного корпуса 4, внутренняя кольцевая обечайка 15 которого выполнена с передним осевым кольцевым выступом 16, контактирующим в осевом направлении с расположенным выше по потоку 7 задним осевым кольцевым выступом 17 рабочего кольца 18, расположенного внутри переднего наружного корпуса 19 компрессора 1. Рабочее кольцо 18 зафиксировано на Г-образном кольцевом ребре 14 болтовым соединением 20 через конический упругий элемент 21, выполненный за одно целое с кольцом 18, передний хвостовик 22 которого телескопически в осевом направлении установлен внутри переднего наружного корпуса 19 компрессора 1 с возможностью контакта переднего хвостовика 22 кольца 18 в осевом направлении с торцевой внутренней поверхностью 23 переднего наружного корпуса 19. Для парирования осевых температурных деформаций более нагретого рабочего кольца 18 относительно более холодного переднего корпуса 19 передний хвостовик 22 кольца 18 установлен с осевым зазором 24 относительно торцевой поверхности 23 переднего корпуса 19. Работает устройство следующим образом.The high-pressure compressor 1 of the gas turbine engine consists of a rotor 2 and a stator 3. In the outer casing 4 of the compressor, an input guide apparatus 5 with two-bearing rotary blades 6 is installed, lower cantilever rotary blades 8 of the guide apparatus 9 are located downstream of the air 7. Blades 8 are external axles 10 mounted in radial bushings 11, fixed by their ends 12 and 13 in the L-shaped ring rib 14 of the outer casing 4, the inner ring shell 15 of which is made with the front axial ring protrusion 16 contacting in the axial direction with the upstream rear axial annular protrusion 17 of the working ring 18 located inside the front outer housing 19 of the compressor 1. The working ring 18 is fixed to the L-shaped ring rib 14 by a bolt joint 20 through a conical elastic element 21 made in one piece with the ring 18, the front shaft 22 of which is telescopically axially mounted inside the front outer housing 19 of the compressor 1 with the possibility of contact of the front shaft 22 of the ring 18 in the axis ohm direction with the end inner surface 23 of the front outer casing 19. To counter axial temperature deformations of a warmer working ring 18 relative to the colder front casing 19, the front shank 22 of the ring 18 is installed with an axial clearance 24 relative to the end surface 23 of the front casing 19. The device operates as follows .

При работе высоконапорного компрессора 1 на консольные лопатки 8 поворотного направляющего аппарата 9 действует значительный момент от газовых сил Мг, направленный в сторону входного направляющего аппарата 5 компрессора 1, что могло бы привести к задеванию лопатками 8 ротора 2 с разрушением контактирующих деталей и поломкой компрессора 1. Однако этого не происходит, так как осевое усилие от лопаток 8 передается через втулки 11 на внутреннюю кольцевую обечайку 15 Г-образного кольцевого ребра 14, и далее - на рабочее кольцо 18 и передний корпус 19, что снижает прогиб лопаток 8 и исключает задевание лопатками 8 ротора 2 компрессора 1.When the high-pressure compressor 1 is operating, the cantilever blades 8 of the rotary guide apparatus 9 are affected by a significant moment of gas forces Mg directed towards the inlet guide apparatus 5 of the compressor 1, which could cause the blades 8 to touch the rotor 2 with the destruction of the contacting parts and breakdown of the compressor 1. However, this does not happen, since the axial force from the blades 8 is transmitted through the bushings 11 to the inner annular shell 15 of the L-shaped annular rib 14, and then to the working ring 18 and the front housing 19, h to reduce flexing of the blades 8 and excludes grazing rotor blades 8 1 2 compressors.

Claims

A high-pressure compressor of a gas turbine engine, including cantilever blades of a rotary guide vane, mounted by external pins in the L-shaped annular rib of the outer casing, characterized in that the inner annular shell of the L-shaped annular rib is made with a front axial annular protrusion in the axial direction located above downstream of the rear axial annular protrusion of the working ring mounted inside the front outer case of the compressor, the working ring being connected EHO with L-shaped annular rib through the conical elastic member.