RU2728550C1 - Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя - Google Patents

Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2728550C1
RU2728550C1 RU2019128008A RU2019128008A RU2728550C1 RU 2728550 C1 RU2728550 C1 RU 2728550C1 RU 2019128008 A RU2019128008 A RU 2019128008A RU 2019128008 A RU2019128008 A RU 2019128008A RU 2728550 C1 RU2728550 C1 RU 2728550C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air
pipes
axis
air bleed
angle
Prior art date
Application number
RU2019128008A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2019128008A3 (ru
RU2019128008A (ru
Inventor
Олег Григорьевич Миллер
Алексей Васильевич Пестов
Станислав Олегович Селезнев
Николай Николаевич Шумягин
Original Assignee
Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
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 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") filed Critical Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Priority to RU2019128008A priority Critical patent/RU2728550C1/ru
Publication of RU2019128008A3 publication Critical patent/RU2019128008A3/ru
Publication of RU2019128008A publication Critical patent/RU2019128008A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2728550C1 publication Critical patent/RU2728550C1/ru
Priority to CN202080062706.4A priority patent/CN114651132B/zh
Priority to PCT/RU2020/000454 priority patent/WO2021045645A1/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • 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
    • 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

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к роторам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей, и в частности, турбореактивных. Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя состоит из пазов для отбора воздуха, труб отбора воздуха для направления охлаждающего воздуха в турбину, при этом трубы отбора воздуха выполнены с выступами, с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами γ и δ относительно оси двигателя и равными 30°…60°. На переднем рабочем колесе и заднем рабочем колесе расположены упорные бурты, трубы отбора воздуха установлены в радиальном направлении по выступам, пазы для забора воздуха выполнены над трубами отбора воздуха из тракта. Пазы отбора воздуха выполнены во фланце заднего рабочего колеса прямоугольными со скруглениями в углах, с соотношением длины L паза к ширине Е паза, равным 2…2,5, и под углом α между осью паза и осью двигателя и под углом β между осью паза и осью трубы отбора воздуха с соотношением угла α к углу β, равным 1…2. Трубы отбора воздуха установлены в верхнее и нижнее отверстия фигурного кольца, фигурное кольцо расположено на выступах труб отбора воздуха между упорными буртами переднего и заднего рабочего колеса. Изобретение позволяет повысить эффективность работы устройства отбора воздуха за счет уменьшения потерь давления воздуха, отбираемого в роторе компрессора турбореактивного двигателя для охлаждения турбины. 6 ил.

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к роторам компрессоров высокого давления турбореактивных двигателей.
Известен ротор компрессора газотурбинного двигателя, в котором трубы отбора воздуха выполнены двойными с креплением к специальному фланцу (патент US №5275534, МПК F01D 11/00 F01D 5/06, F02C 7/18, публ. 04.01.1994). Недостатком известной конструкции является малая длина труб отбора, сложность фланцевого соединения, наличие стопорного кольца.
Наиболее близким к заявляемому изобретению по технической сущности является ротор компрессора газотурбинного двигателя (патент RU №2386864, МПК F04D 29/32, публ. 20.04.2010), принятый за прототип, содержащий переднее и заднее рабочие колеса, устройство отбора охлаждающего воздуха внутри ротора, состоящее из пазов отбора воздуха, труб отбора воздуха для направления охлаждающего воздуха в турбину, при этом трубы отбора воздуха выполнены с выступами, верхним и нижним скосами, на переднем рабочем колесе и заднем рабочем колесе расположены упорные бурты, трубы отбора воздуха установлены в радиальном направлении по упорным буртам, пазы отбора воздуха выполнены над трубами отбора воздуха из тракта.
Недостатками известной конструкции, принятой за прототип, являются низкая эффективность устройства отбора воздуха вследствие повышенных потерь давления воздуха при повороте потока через пазы для забора воздуха в стыке ободов колес над трубами отбора воздуха из тракта, а также наличие концентраторов напряжений в отверстиях под установку труб отбора в верхнем и нижнем выступах диска и низкая технологичность его изготовления из-за необходимости выполнения данных выступов для крепления труб отбора.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается только при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является низкая эффективность работы устройства отбора воздуха вследствие повышенных потерь давления воздуха при повороте потока через пазы отбора воздуха над трубами отбора воздуха из тракта.
Технической задачей заявляемого изобретения является повышение эффективности работы устройства отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя за счет уменьшения потерь давления воздуха, необходимого для охлаждения турбины.
Техническая проблема решается тем, что в устройстве отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя, состоящем из пазов для отбора воздуха, труб отбора воздуха для направления охлаждающего воздуха в турбину, при этом трубы отбора воздуха выполнены с выступами, с верхним и нижним скосами, на переднем рабочем колесе и заднем рабочем колесе расположены упорные бурты, трубы отбора воздуха установлены в радиальном направлении по упорным буртам, пазы для отбора воздуха выполнены над трубами отбора воздуха из тракта, согласно изобретению, пазы отбора воздуха выполнены во фланце заднего рабочего колеса прямоугольными со скруглениями в углах, с соотношением длины L паза к ширине Е паза, равным 2…2,5, и под углом α между осью паза и осью двигателя и под углом β между осью паза и осью трубы отбора воздуха с соотношением угла α к углу β, равным 1…2, трубы отбора воздуха исполнены с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами γ и δ относительно оси двигателя и равными 30°…60°, трубы отбора воздуха установлены в верхнее и нижнее отверстия фигурного кольца, фигурное кольцо расположено на выступах труб отбора воздуха между упорными буртами переднего и заднего рабочего колеса.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, использование прямоугольных пазов отбора воздуха со скруглениями в углах с соотношением длины L паза к ширине Е паза, равным 2…2,5, расположенных под углом α между осью паза и осью двигателя и под углом β между осью паза и осью трубы отбора воздуха с соотношением угла α к углу β, равным 1…2, труб отбора воздуха с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами γ и δ относительно оси двигателя и равными 30°…60° и фигурного кольца для крепления труб отбора воздуха в роторе компрессора позволяет повысить эффективность работы устройства отбора воздуха в роторе компрессора высокого давления за счет уменьшения потерь давления воздуха, отбираемого в роторе компрессора для охлаждения турбины, а также исключить концентраторы напряжений в дисках ротора от размещения устройства отбора воздуха.
Уменьшение соотношения длины L паза к ширине Е паза менее 2 приводит к повышению скорости потока в пазах и увеличению потерь давления воздуха в устройстве отбора воздуха. Увеличение соотношения длины L паза к ширине Е паза более 2,5 приводит к снижению циклической долговечности диска в местах выполнения пазов для отбора воздуха.
Изменение соотношения угла α к углу β и диапазона 30°…60° углов γ и δ на меньшую или большую величину приводит к ухудшению затекания потока воздуха в устройстве отбора и ухудшению параметров отбираемого воздуха по расходу, температуре и давлению.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, фигурное кольцо для крепления труб отбора воздуха в роторе компрессора позволяет исключить концентраторы напряжений в диске и повысить технологичность его изготовления.
Соотношение площадей проходных сечений пазов и труб отбора воздуха выбраны из условия обеспечения заданных параметров отбора воздуха с минимальными потерями.
На фиг. 1 изображен продольный разрез ротора компрессора высокого давления турбореактивного двигателя.
На фиг. 2 изображено устройство отбора воздуха в увеличенном виде.
На фиг. 3 изображен паз отбора воздуха.
На фиг. 4 изображен паз отбора воздуха.
На фиг. 5 изображено фигурное кольцо (вид снизу).
На фиг. 6 изображено фигурное кольцо (вид сверху).
В ротор компрессора (без позиции) входят заднее рабочее колесо 2, имеющее спрофилированные под угол выхода из переднего рабочего колеса 1 пазы 9 отбора воздуха из тракта, фигурное кольцо 10, трубы отбора воздуха 11, переднее рабочее колесо 3, лабиринт за компрессором высокого давления 4 и труба 8. Трубы отбора воздуха 11 установлены в радиальном направлении относительно оси двигателя (компрессора). Фигурное кольцо 10 устанавливается между упорным буртом 12 переднего рабочего колеса 1 и упорным буртом 13 заднего рабочего колеса 2 с осевым и радиальным натягом. Трубы отбора воздуха 11 установлены по упорным буртам 12 и 13 с помощью фигурного кольца 10. Трубы отбора воздуха 11 устанавливаются с натягом в фигурное кольцо 10 и фиксируются в радиальном перемещении выступом 14 на трубах отбора воздуха. Трубы отбора воздуха 11 расположены в одной плоскости с пазами 9 отбора воздуха из тракта. Трубы отбора воздуха 11 имеют скосы на верхнем конце 15 для приема воздуха, забираемого из тракта компрессора, а на нижнем конце 16 для направления воздуха между ступицами 5, 6, 7 рабочих колес 2, 3 и лабиринта за компрессором высокого давления 4 и трубой 8 в турбину. Выполнение пазов 9 отбора воздуха прямоугольной формы со скруглениями 17 в углах и расположением под углом α между осью паза и осью двигателя и под углом β между осью паза и осью трубы отбора воздуха 11, а также исполнение труб отбора воздуха 11 с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами γ и δ относительно оси двигателя и равными 30°…60° уменьшает потери давления воздуха, отбираемого в роторе компрессора для охлаждения турбины, что повышает эффективность работы устройства отбора воздуха.
Соотношение длины L паза к ширине Е паза в диапазоне 2…2,5 и соотношение угла α между осью паза и осью двигателя и угла β между осью паза и осью трубы отбора воздуха в диапазоне 1…2, а также углы γ и δ между верхним и нижним скосами труб отбора и осью двигателя, находящиеся в диапазоне 30°…60°, подобраны из условия обеспечения необходимых параметров воздуха для охлаждения турбины с максимальной эффективностью работы устройства отбора воздуха.
Работает устройство следующим образом. При работе двигателя воздух отбирается из тракта компрессора (без позиции) через пазы отбора воздуха 9 и направляется сначала в верхний скос 15 труб отбора 11 и затем по трубам 11 в нижний скос 16 и далее под ступицами 5, 6, 7 рабочих колес 2, 3 и лабиринта за компрессором высокого давления 4 и трубой 8 для организации полости отбора в ротор в сторону турбины для ее охлаждения.
Устройство отбора воздуха в роторе компрессора высокого давления заявляемой конструкции по результатам успешных испытаний в составе опытного газогенератора внедрено в конструкцию базового компрессора высокого давления газотурбинного двигателя.
Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить эффективность работы устройства отбора воздуха за счет уменьшения потерь давления воздуха, отбираемого в роторе компрессора высокого давления турбореактивного двигателя для охлаждения турбины.

Claims (1)

  1. Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя, состоящее из пазов для отбора воздуха, труб отбора воздуха для направления охлаждающего воздуха в турбину, при этом трубы отбора воздуха выполнены с выступами, с верхним и нижним скосами, на переднем рабочем колесе и заднем рабочем колесе расположены упорные бурты, трубы отбора воздуха установлены в радиальном направлении по упорным буртам, пазы отбора воздуха выполнены над трубами отбора воздуха из тракта, отличающееся тем, что пазы отбора воздуха выполнены во фланце заднего рабочего колеса прямоугольными со скруглениями в углах, с соотношением длины L паза к ширине Е паза, равным 2…2,5, и под углом α между осью паза и осью двигателя и под углом β между осью паза и осью трубы отбора воздуха с соотношением угла α к углу β, равным 1…2, трубы отбора воздуха исполнены с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами γ и δ относительно оси двигателя и равными 30°…60°, трубы отбора воздуха установлены в верхнее и нижнее отверстия фигурного кольца, фигурное кольцо расположено на выступах труб отбора воздуха между упорными буртами переднего и заднего рабочего колеса.
RU2019128008A 2019-09-05 2019-09-05 Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя RU2728550C1 (ru)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019128008A RU2728550C1 (ru) 2019-09-05 2019-09-05 Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя
CN202080062706.4A CN114651132B (zh) 2019-09-05 2020-08-27 涡轮喷气发动机压缩机转子中的引气装置
PCT/RU2020/000454 WO2021045645A1 (ru) 2019-09-05 2020-08-27 Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019128008A RU2728550C1 (ru) 2019-09-05 2019-09-05 Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019128008A3 RU2019128008A3 (ru) 2020-03-17
RU2019128008A RU2019128008A (ru) 2020-03-18
RU2728550C1 true RU2728550C1 (ru) 2020-07-31

Family

ID=70478572

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019128008A RU2728550C1 (ru) 2019-09-05 2019-09-05 Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя

Country Status (3)

Country Link
CN (1) CN114651132B (ru)
RU (1) RU2728550C1 (ru)
WO (1) WO2021045645A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2801412C1 (ru) * 2022-11-07 2023-08-08 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Устройство отбора воздуха в роторе компрессора высокого давления

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7086830B2 (en) * 2003-03-12 2006-08-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Tube-type vortex reducer with retaining ring
RU2295656C2 (ru) * 2002-01-17 2007-03-20 Снекма Моторс Осевой компрессор турбомашины
RU2386864C1 (ru) * 2008-10-27 2010-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор компрессора газотурбинного двигателя
RU2451840C2 (ru) * 2010-06-21 2012-05-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор компрессора газотурбинного двигателя
RU189794U1 (ru) * 2017-08-29 2019-06-04 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7870742B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 General Electric Company Interstage cooled turbine engine
US9677472B2 (en) * 2012-10-08 2017-06-13 United Technologies Corporation Bleed air slot
CN203097955U (zh) * 2012-12-24 2013-07-31 中航商用航空发动机有限责任公司 一种燃气涡轮发动机的引气组件

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2295656C2 (ru) * 2002-01-17 2007-03-20 Снекма Моторс Осевой компрессор турбомашины
US7086830B2 (en) * 2003-03-12 2006-08-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Tube-type vortex reducer with retaining ring
RU2386864C1 (ru) * 2008-10-27 2010-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор компрессора газотурбинного двигателя
RU2451840C2 (ru) * 2010-06-21 2012-05-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор компрессора газотурбинного двигателя
RU189794U1 (ru) * 2017-08-29 2019-06-04 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2801412C1 (ru) * 2022-11-07 2023-08-08 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Устройство отбора воздуха в роторе компрессора высокого давления

Also Published As

Publication number Publication date
CN114651132A (zh) 2022-06-21
RU2019128008A3 (ru) 2020-03-17
WO2021045645A1 (ru) 2021-03-11
RU2019128008A (ru) 2020-03-18
CN114651132B (zh) 2023-07-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7600965B2 (en) Flow structure for a turbocompressor
US8147178B2 (en) Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus
US8087249B2 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
US20170248155A1 (en) Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control
US20090110561A1 (en) Turbine engine components, turbine engine assemblies, and methods of manufacturing turbine engine components
US9657642B2 (en) Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air
US7704038B2 (en) Method and apparatus to facilitate reducing losses in turbine engines
CA2821142C (en) Axial compressor
US9194235B2 (en) Blading
CN108799202B (zh) 具有包括导流板的排放槽的压缩机设备
JP2016109124A (ja) 漏洩流を制御するための軸流圧縮機端壁処理部
JP2012233475A (ja) ステータベーン列を備えた遠心圧縮機組立体
US20170306768A1 (en) Turbine engine shroud assembly
RU2465466C1 (ru) Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя
RU2728550C1 (ru) Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя
RU2733681C1 (ru) Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации
US10107115B2 (en) Gas turbine engine component having tip vortex creation feature
US11746668B2 (en) Assembly of a turbomachine turbine ring and stator
RU2733682C1 (ru) Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации
EP3486498B1 (en) Axial compressor for gas turbine engines and gas turbine engine incorporating said axial compressor
US11274565B2 (en) Bladed assembly for a stator of a turbine of a turbomachine comprising inclined sealing ribs
RU2303140C1 (ru) Турбинная ступень
US11401835B2 (en) Turbine center frame
RU2352791C1 (ru) Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина
RU2382892C1 (ru) Газотурбинный двигатель

Legal Events

Date Code Title Description
QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210520

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20211018

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20220426