СТАТОР КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

СТАТОР КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ


RU (11) 2121082 (13) C1

(51) 6 F04D29/56, F02C7/20 

(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ 
Статус: по данным на 26.12.2007 - действует 

--------------------------------------------------------------------------------

(21) Заявка: 96102616/06 
(22) Дата подачи заявки: 1996.02.13 
(45) Опубликовано: 1998.10.27 
(56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: GB, 2260786 A, 1993. RU, 2005667 C1, 1994. FR, 2323904 A, 1977. US, 4114368 A, 1978. SU, 477259, 1975. 
(71) Заявитель(и): Акционерное общество "Авиадвигатель" 
(72) Автор(ы): Тункин А.И.; Рокка Н.И.; Кузнецов В.А.; Максимов И.В. 
(73) Патентообладатель(и): Акционерное общество "Авиадвигатель" 

(54) СТАТОР КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 

Статор компрессора газотурбинного двигателя с системой управления радиальными зазорами предназначен для улучшения эффективности системы управления радиальными зазорами между статором и ротором и устранения влияния внешних нагрузок на внутренний корпус компрессора. Статор компрессора содержит наружный корпус с устройством крепления двигателя к самолету и элементами системы управления радиальными зазорами. Наружный корпус соединен фланцами, выполненными упругими с внутренним корпусом компрессора, а также стойками - с опорой ротора. Внутренний корпус компрессора с установленными в нем направляющими аппаратами и рабочими лопатками соединен через спрямляющий аппарат компрессора с опорой. Возможно сочетание упругих и жестких элементов при нежестком соединении наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания радиальными стойками. При этом силовая связь наружного корпуса компрессора с опорой ротора проходит через жесткое соединение, спрямляющий аппарат за компрессором и внутренний корпус камеры сгорания. 3 ил. 


ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ



Изобретение относится к области двигателестроения, а именно - к конструкции статора компрессора газотурбинного двигателя (ГТД) с системой управления радиальными зазорами.

Известна конструкция статора осевого компрессора ГТД, включающая корпус переднего подшипника, корпус компрессора и корпус заднего подшипника компрессора [1]. Корпус компрессора соединен с задним подшипником через спрямляющий аппарат за последней ступенью компрессора. На корпусе компрессора расположены устройства крепления двигателя к самолету.

Недостатком известной конструкции статора является то, что она воспринимает одновременно усилия от подшипника и подвески двигателя к самолету, что отрицательно влияет на выбор и стабильность радиальных зазоров между статором и ротором и ведет к снижению КПД компрессора.

Наиболее близкой к заявляемой является конструкция статора компрессора газотурбинного двигателя с наружным и внутренним корпусами, связанными между собой при помощи фланцевых соединений со стороны передних и задних ступеней компрессора. При этом, непосредственная связь заднего фланца корпуса компрессора с опорой отступает и осуществляется через наружный корпус, который соединен с опорами ротора. Внутренний корпус имеет соединения с наружным корпусом со стороны передних и задних ступеней [2].

Однако при работе двигателя со статором компрессора известной конструкции нагрузка от внешнего воздействия (тяги двигателя, крутящих моментов в корпусах, перегрузок двигателя, неравномерности температуры по окружности и др. ), воспринимаемая наружным корпусом компрессора, оказывает существенное влияние на изменение радиальных зазоров, а наличие жестких соединений между корпусами ограничивает возможность управления зазорами, что ведет к снижению КПД компрессора.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении КПД компрессора за счет улучшения эффективности системы управления радиальными зазорами между статором и ротором и снижения влияния внешних нагрузок на внутренний корпус компрессора.

Данная техническая задача решается за счет того, что в статоре компрессора газотурбинного двигателя с системой управления радиальными зазорами между статором и ротором, содержащим наружный корпус, соединенный с опорами ротора, и внутренний корпус, имеющий со стороны передних и задних ступеней компрессора соединения с наружным корпусом, внутренний корпус со стороны задних ступеней дополнительно соединен через спрямляющий аппарат с опорой ротора и по меньшей мере одно из соединений между корпусами выполнено упругим.

Выполнение одного или обоих соединений между корпусами упругими позволяет компенсировать осевые и радиальные перемещения корпусов компрессора относительно друг друга. В этом случае податливость к деформации внутреннего корпуса под влиянием внешних нагрузок увеличивается, повышая управляемость радиальными зазорами. На одних режимах работы двигателя воздух охлаждает внутренний корпус компрессора, "садит" его на торцы рабочих лопаток ротора, уменьшая радиальные зазоры между ротором и статором компрессора, повышая тем самым его КПД.

На других режимах работы двигателя подача горячего воздуха из турбины подогревает внутренний корпус компрессора, увеличивая радиальные зазоры. Таким образом осуществляется их регулирование в процессе работы.

Выбор формы выполнения и комбинации упругих и жестких соединений должен обеспечивать требуемую жесткость подвески внутреннего корпуса компрессора и учитывать влияние внешних нагрузок, а также характер и величины осевых и радиальных "споров" между корпусами компрессора. Таким образом, упругие соединения между корпусами компрессора позволяют снижать влияние внешних нагрузок на внутренний корпус компрессора, обеспечивая оптимизацию радиальных зазоров между статором и ротором компрессора высокого давления на основных режимах работы двигателя, повышая КПД компрессора.

Для менее теплонапряженного двигателя упругое соединение между корпусами компрессора может выполняться упрощенным и обладать меньшей податливостью.

На фиг. 1 изображено продольное сечение статора компрессора ГТД с двумя упругими соединениями между наружным и внутренним корпусами компрессора.

На фиг. 2 представлено продольное сечение компрессора ГТД с одним жестким и одним упругим соединениями между корпусами компрессора.

На фиг. 3 показан фрагмент продольного сечения компрессора ГТД с двумя упругими соединениями между корпусами.

Статор компрессора ГТД содержит наружный корпус 1 с устройством крепления 2 двигателя к самолету и элементами 3 системы управления, радиальными зазорами, соединенный фланцами, выполненными либо упругими 4, 5, 16, либо упругим 4 и жестким 6 с внутренним корпусом 7 компрессора, а также стойками 8, 10 с опорой ротора 9. Внутренний корпус 7 компрессора с установленными в нем направляющими аппаратами 11 и рабочими кольцами 12, расположенными над рабочими лопатками, соединен через спрямляющий аппарат 13 компрессора с опорой 9.

Вариант соединения наружного 1 и внутреннего 7 корпусов компрессора, когда сочетаются упругие 4 и жесткое 6 соединения возможен при нежестком соединении наружного 14 и внутреннего 15 корпусов камеры сгорания радиальными стойками 10. При этом силовая связь наружного корпуса 1 компрессора с опорой ротора 9 проходит через жесткое соединение 6, спрямляющий аппарат 13 за компрессором и внутренний корпус 15 камеры сгорания.

Третий возможный вариант предусматривает выполнение второго соединения 16 упрощенным с меньшей податливостью в упругом элементе.

При запуске двигателя и выходе на взлетный режим радиальные зазоры в компрессоре являются минимальными. При переходе двигателя на номинальный режим работы (при достижении самолетом расчетной высоты полета) радиальные зазоры в компрессоре увеличиваются. При этом посредством элементов 3 относительно холодный воздух из передней части компрессора поступает на обдув внутреннего корпуса 7, обеспечивая его радиальную деформацию. При этом упругие соединения 4, 5 и 16 или упругое 4 и жесткое 6 обеспечивают необходимую величину деформации внутреннего корпуса 7, в том числе вблизи упругих соединений 4, 5 и 16. Тем самым обеспечиваются оптимальные радиальные зазоры между статором и ротором.

При работе двигателя на режиме малого газа посредством элементов 3 осуществляется подача горячего газа из проточной части турбины низкого давления (не показано) на обдув внутреннего корпуса 7, увеличивая его диаметральные размеры. Подогрев внутреннего корпуса 7 не дает ему "садиться" на торцы рабочих лопаток ротора, обеспечивая оптимальные радиальные зазоры между статором и ротором компрессора ГТД. 


ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ



Статор компрессора газотурбинного двигателя с системой управления радиальными зазорами между статором и ротором, содержащий наружный корпус, соединенный с опорами ротора, и внутренний корпус, имеющий соединения с наружным корпусом со стороны передних и задних ступеней, отличающийся тем, что внутренний корпус со стороны задних ступеней дополнительно соединен через спрямляющий аппарат с опорой ротора, при этом по меньшей мере одно из соединений между корпусами выполнено упругим.






ПРОЧИТАТЬ НУЖНО ВСЕМ !
Судьба пионерских изобретений и научных разработок, которым нет и не будет аналогов на планете еще лет сорок, разве что у инопланетян



Независимый научно технический портал
Насосы и компрессорное оборудование






СОВЕРШЕННО БЕСПЛАТНО!
Вам нужна ПОЛНАЯ ВЕРСИЯ данного патента? Сообщите об этом администрации портала. В сообщении обязательно укажите ссылку на данную страницу.


ПОИСК ИНФОРМАЦИИ В БАЗЕ ДАННЫХ


Режим поиска:"и" "или"

Инструкция. Ключевые слова в поле ввода разделяются пробелом или запятой. Регистр не имеет значения.

Режим поиска "И" означает, что будут найдены только те страници, где встречается каждое из ключевых слов. При использовании режима "или" результатом поиска будут все страници, где встречается хотя бы одно ключевое слово.

В любом режиме знак "+" перед ключевым словом означает, что данное ключевое слово должно присутствовать в найденных файлах. Если вы хотите исключить какое-либо слово из поиска, поставьте перед ним знак "-". Например: "+центробежный -насос".

Поиск выдает все данные, где встречается введенное Вами слово. Например, при запросе "насос" будут найдены слова "насосы", "насосом" и другие. Восклицательный знак после ключевого слова означает, что будут найдены только слова точно соответствующие запросу ("насос!").



Рейтинг@Mail.ru