Ротор компрессора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

Ротор компрессора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Настоящее изобретение относится к средствам центробежного забора воздуха в роторе компрессора газотурбинного двигателя, такого как турбореактивный двигатель или турбовинтовой самолетный двигатель.

Диски системы лопаток ротора компрессора соединены между собой коаксиальной стенкой вращения, выполненной, по существу, цилиндрической или в виде усеченного конуса, которая проходит между этими дисками. Эта соединительная стенка дисков может быть образована как одна деталь с первым диском или может быть соединена и зафиксирована, например, пайкой или сваркой, одним из своих осевых концов на боковой поверхности этого первого диска, а ее осевой противоположный конец может содержать один кольцевой фланец, закрепленный при помощи средств типа гайка/болт на втором диске.

Известны средства забора воздуха с центробежным течением, которыми оборудованы роторы, для подачи воздуха в вентиляционные системы и/или в системы охлаждения выходной ступени компрессора и обода турбины газотурбинного двигателя, а также для обеспечения прочистки турбины.

В современной технике эти средства забора содержат пересекающие проходы, образованные в соединительных стенках дисков компрессора и открывающиеся в кольцевую камеру, образованную внутри стенок между двумя дисками ротора.

Часть воздуха, циркулирующего в тракте компрессора, отбирается в проходы, пересекающие стенку ротора, и проходит в кольцевую камеру, где эта часть циркулирует центробежно вдоль дисков ротора, а затем перетекает в направлении с входа на выход газотурбинного двигателя внутри осевой цилиндрической втулки для поступления в турбину. Однако турбулентность и потеря напора в центре кольцевой камеры между дисками ротора являются значительными, что приводит к забору воздуха на выходной ступени компрессора и выражается в повышении потребления газотурбинного двигателя.

Кроме этого, забранный воздух нагревается из-за повышенной скорости вращения относительно скорости вращения дисков. Когда коэффициент Ке зацепления воздуха (который равен соотношению тангенциальной скорости забранного воздуха и циркулирующего в компрессоре при скорости вращения ротора компрессора газотурбинного двигателя) превышает 1, необходимо увеличить расход забираемого воздуха для обеспечения надлежащего охлаждения составляющих турбины. Тем не менее, в современной технике в некоторых зонах, в частности в междисковой камере и вблизи от цилиндрической втулки, значение коэффициента Ке может достигать 2,5.

Чтобы устранить этот недостаток, было предложено устанавливать в камере между дисками кольцевой ряд радиальных трубок, которые фиксируются на этих дисках вокруг втулки соответствующими средствами (см. документ ЕР-А1-1 262630). Забранный в проходы, пересекающие соединительную стенку, воздух вынужден проходить в радиальные трубки, которые вращаются с той же скоростью, что и диски. Воздух на выходе из этих трубок поступает на уровне цилиндрической втулки со скоростью эквивалентной скорости дисков (Ке=1), что позволяет уменьшить потери напора и увеличить температуру забранного воздуха.

Однако, потери напора на входе в кольцевую камеру остаются значительными. Более того, крепежные средства этих радиальных трубок являются сложными, так как они должны ограничивать вибрацию этих трубок при работе, что соответственно значительно повышает стоимость и приводит к увеличению массы.

Задачей изобретения является более простое, эффективное и экономичное решение проблем современной техники.

Для решения поставленной задачи предлагается ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, два коаксиальных диска, на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения, и средства центробежного забора воздуха, содержащие воздушные проходы, пересекающие стенку и открывающиеся в кольцевую камеру, образованную внутри стенки между дисками, отличающийся тем, что стенка направления воздуха установлена в камере и содержит по существу цилиндрическую часть, которая проходит вдоль стенки вращения и на небольшом расстоянии от нее для образования вместе с этой стенкой кольцевого прохода для аксиального течения потока воздуха, выходящего из проходов, до одного из дисков ротора.

Таким образом, согласно настоящему изобретению, воздух, выходящий из проходов, пересекающих стенку вращения, отводится вдоль этой стенки до одного из дисков ротора и не может достичь центрального пространства камеры между дисками. Таким образом, избегают расслоения струи воздуха на выходе из пересекающих проходов и образования турбулентности, вызывающей потери напора. Воздух, направляемый вдоль стенки вращения, затем естественным образом протекает вдоль дисков в направлении оси вращения, образуя на дисках слои, где скорость воздуха является по существу радиальной. Эти слои приближены к атмосферным или океаническим явлениям и называются слоями Экмана.

Радиальное расстояние между направляющей стенкой и стенкой вращения, связывающей диски, определяется, в частности, в зависимости от объема воздуха, забранного в указанные проходы. Необходимо достичь компромиссного решения для того, чтобы наилучшим образом направлять забранный воздух, не создавая ни турбулентности, ни повторной циркуляции, а также не препятствовать течению воздуха. Для вычисления этого радиального расстояния могут быть использованы цифровые вычисления динамики этой текучей среды. Оно может быть порядка нескольких миллиметров, и даже нескольких сантиметров.

В одном из примеров осуществления, уменьшение потерь напора потока забранного воздуха может достигать 50% относительно предшествующего уровня техники. Исходя из этого факта уменьшения потери напора, целесообразно отбирать воздух на ступени компрессора, находящейся ближе к входу, что позволяет сократить потребление газотурбинного двигателя, а также температуру забранного воздуха.

Воздушные проходы в стенке могут быть наклонены относительно оси вращения ротора. Эти воздушные проходы могут, например, быть выполнены наклонными с входа на выход в направлении внутрь или в направлении наружу, чтобы образовать осевую составляющую для текучей среды на выходе из воздушных проходов и, таким образом, облегчить протекание этой текучей среды вдоль стенки вращения. Эти воздушные проходы могут быть образованы на части выходного конца стенки вращения, на выходе из лабиринтного уплотнения, предназначенного для взаимодействия со спрямляющим аппаратом, установленным на одном из дисков ротора.

Согласно одному из признаков изобретения направляющая стенка соединена и закреплена на одном из дисков внутри кольцевой камеры.

Эта направляющая стенка может быть поделена на сектора для упрощения ее установки, и выполнена, например, из легкого металла или из композитного материала. Она может быть спроектирована с возможностью интегрирования в существующие окружающие условия, и может, например, содержать на одном конце кольцевой фланец для сборки на крепежном кольцевом фланце стенки вращения на одном из дисков.

Направляющая стенка согласно настоящему изобретению является менее дорогостоящей и более простой для установки по сравнению с радиальными трубами, применяемыми в предшествующем уровне техники. Она также является более компактной и более простой, что приводит, в частности, к выигрышу в массе и продолжительности срока службы средств забора воздуха согласно настоящему изобретению.

Осевой кольцевой проход течения потока воздуха, образованный между направляющей стенкой и стенкой вращения может иметь по существу постоянное сечение. Цилиндрическая часть направляющей стенки может быть соединена на одном конце с, по существу, радиальной кольцевой ребордой, проходящей по существу параллельно в направлении оси вращения и на малом расстоянии от одного из дисков для того, чтобы образовать с этим диском кольцевой радиальной проход для потока воздуха в направлении указанной втулки. Эта реборда предпочтительно проходит по части радиального размера камеры. Направляющая стенка имеет, таким образом, по существу L-образную форму.

Радиальное расстояние между направляющей стенкой и стенкой вращения и осевое расстояние между радиальной кольцевой ребордой и диском, в частности, задаются таким образом, чтобы препятствовать повторной циркуляции и турбулентности воздуха в междисковой камере. Благодаря такому контролю течения воздуха в камере, потери напора могут быть значительно сокращены.

Предпочтительно, чтобы цилиндрическая часть направляющей стенки включала в себя опорные подкладки для опоры на стенку вращения с целью ограничить вибрации и изгибы направляющей стенки при работе.

На радиальной реборде направляющей стенки могут быть расположены направляющие ребра и/или спрямляющий аппарат для потока воздуха в радиальных проходах. Ребра позволяют увлечь воздух вдоль диска, так чтобы его скорость была близка к скорости диска (Ке=1). Ребра могут быть наклонены так, чтобы при работе производить эффект всасывания потока воздуха. Эти ребра предпочтительно применяются на одном из дисков.

Предпочтительно, чтобы конец направляющей стенки, противоположный радиальной реборде, накладывался на стенку вращения и препятствовал течению воздуха, выходящего из пересекающих проходов, вдоль другого диска.

Настоящее изобретение относится также к газотурбинному двигателю, такому как турбореактивный двигатель или турбовинтовой самолетный двигатель и отличается тем, что включает в себя описанный выше ротор компрессора.

Другие признаки и преимущества изобретения будут понятны из нижеследующего описания, приведенного только в рамках иллюстративного, не ограничительного примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 показывает схематичный частичный половинчатый вид газотурбинного двигателя в осевом разрезе, содержащей в частности компрессор, камеру сгорания и турбину;

Фиг.2 показывает схематичный частичный половинчатый вид в осевом разрезе ротора компрессора, снабженного средствами центробежного забора воздуха согласно настоящему изобретению, в большем масштабе по сравнению с фиг 1;

Фиг.3 показывает схематичный вид в изометрии цилиндрической направляющей стенки для средств забора воздуха по фиг.2;

Фиг.4 показывает вид, соответствующий фиг.2 и представляющей один из вариантов осуществления средств забора воздуха согласно настоящему изобретению;

Фиг.5 показывает вид в разрезе по линии А-А на фиг.4.

На фиг.1 показана часть газотурбинного двигателя 10, снабженная средствами 12 центробежного забора воздуха, согласно предшествующему уровню техники.

Газотурбинный двигатель содержит, в частности, компрессор, камеру сгорания и турбину. Компрессор, представленный частично, содержит входной модуль, содержащий несколько осевых ступеней 14 сжатия и выходной модуль, содержащий центробежную ступень 16 сжатия. Каждая осевая ступень 14 компрессора содержит колесо ротора, образованное диском 18, 20, по наружной периферии которого расположены лопатки 22 и спрямляющий аппарат 24, расположенный на выходе колеса и образованный кольцевым рядом неподвижных спрямляющих лопаток.

Диски роторов 18, 20 коаксиально соединены друг с другом и с колесом 26 центробежной ступени 16, которая сама закреплена посредством внутреннего цилиндрического картера 28 камеры сгорания с колесом ротора турбины. Это колесо турбины образовано ободом 30, по наружной периферии которого расположены лопатки 32.

Диски 18, 20 ротора компрессора соединены между собой и с колесом 26 стенками 34, 36 и 38 вращения, по существу, цилиндрическими или в виде усеченного конуса, проходящими вокруг оси вращения ротора.

На фиг.1 показаны только два диска 18, 20 ротора компрессора. Выходной диск 20 образован как одна деталь с входной, по существу, цилиндрической стенкой 36 крепления на входном диске 18, и с выходной стенкой 38 крепления в виде, по существу, усеченного конуса на колесе 26. На входном конце стенки 36 расположен кольцевой фланец 40, который устанавливается на радиальной выходной стороне диска 18 и крепится на этом диске при помощи средств 42 типа гайка/болт.

Стенки 36, 38 могут быть также соединены и закреплены, например, пайкой или сваркой, на диске 20.

Входной диск 18 сам крепится на диске (не показан), расположенным больше на входе, посредством другой цилиндрической стенки 34. Эта стенка 34 проходит в выходном направлении от непоказанного диска, а его выходной конец содержит кольцевой фланец 44 крепления на диске 18. Этот фланец 44 расположен на входной радиальной поверхности диска 18 и закреплен на этом диске посредством указанных средств 42.

Как известно, стенки 34, 36 и 38 ротора компрессора содержат наружные кольцевые выступы 4 6, которые взаимодействуют трением с элементами из абразивного материала, расположенными на спрямляющем аппарате 24 для образования герметичного соединения лабиринтного типа.

Средства центробежного забора. воздуха установлены между дисками ротора двух последовательных ступеней компрессора газотурбинного двигателя. В представленном примере эти средства 12 предусмотрены между дисками 18 и 20, содержат радиальные проходы 48, образованные в стенке 36 диска 20, и открываются в кольцевую камеру 50, образованную дисками 18, 20 и соединительной стенкой 36 этих дисков. Средства 12 забора содержат также кольцевой ряд радиальных трубок 51, которые выполнены в камере 50 и которые закреплены соответствующими подходящими средствами на дисках 18 и 20.

Часть воздуха, циркулирующего по тракту компрессора, проходит радиально в направлении снаружи внутрь через проходы 4 8 стенки 36 и проникает в кольцевую камеру 50. Этот воздух затем вынужден проходить через радиальные трубки 51, чтобы выйти из камеры 50. Воздух, выходящий из трубок, течет в осевом направлении к выходу вокруг цилиндрической втулки 52, которая проходит коаксиально внутри дисков 18, 20, трубок 51 и колеса 26 компрессора, и обода 30 турбины. Воздух течет в осевом направлении до турбины и может питать системы охлаждения и/или вентиляционные системы, составляющие часть этой турбины.

Однако эти радиальные трубки 51 имеют описанные выше недостатки и не позволяют уменьшить потерю напора потока воздуха на выходе из проходов 48 стенки 36 и в кольцевой камере 50.

Настоящее изобретение позволяет устранить, по меньшей мере, часть этих проблем благодаря средствам направления потока воздуха до одного из дисков ротора компрессора, расположенного на входе или на выходе проходов стенки 36.

Изобретение позволяет значительно сократить потери напора забранного воздушного потока и предусмотреть забор воздуха больше на входе в компрессор для ограничения удельного потребления газотурбинного двигателя.

В примере, представленном на фиг.2, уже описанные элементы со ссылкой на фиг.1 имеют те же ссылочные номера, увеличенные на сто. Средства забора воздуха здесь расположены на входе диска 118 (соответствует диску 18 на фиг.1), между диском 118 и диском 117 на входной ступени компрессора.

Средства направления потока воздуха согласно настоящему изобретению содержат стенку 154 с, по существу, L-образным сечением, которая соединена и закреплена в камере 150 вдоль стенки 134 соединения дисков 117 и 118, причем эта стенка 154 показана на общем виде на фиг.3.

Направляющая стенка 154 выполнена из листового железа и проходит непрерывным образом на 360°. В качестве варианта, она может быть разделена на сектора для упрощения ее установки в камере 150.

Эта направляющая стенка 154 содержит медианную часть 156, по существу цилиндрическую, которая проходит параллельно стенке 134 и на небольшом радиальном расстоянии от нее по большей части ее осевого размера. Эта цилиндрическая часть 156 образует вместе с внутренней цилиндрической поверхностью стенки 134 кольцевой цилиндрический проход 158 для осевого течения потока забранного воздуха, по существу с постоянным сечением. В представленном примере поток забранного воздуха циркулирует в осевом направлении с выхода на вход в проходе 158 (стрелка 159).

Проходы 148 для забора воздуха образованы на части выходного конца стенки 134, на выходе выступов 14 6, и открываются в часть выходного конца кольцевого прохода 158. Эти проходы 148 наклонены относительно оси вращения ротора, с входа на выход в наружном направлении. Воздух, который проходит через проходы 148, также ориентирован в осевом направлении к входу для облегчения его протекания в осевом направлении с выхода на вход в проходе 158.

Выходной конец цилиндрической части 156 направляющей стенки соединен цилиндрическим участком 161 наибольшего диаметра с кольцевым крепежным фланцем 160 на выходном диске 118. Этот фланец 160 расположен на входной стороне фланца 144 стенки 134, который аксиально зажат при помощи крепежных средств 142 между фланцем 160 и диском 118. Выходной цилиндрический участок 161 направляющей стенки 154 радиально опирается на внутреннюю цилиндрическую поверхность стенки 134 на выходе из проходов 14 8 этой стенки, чтобы помешать воздуху, выходящему из этих проходов, протекать вдоль дисков 118.

Цилиндрическая часть 156 направляющей стенки 154 дополнительно соединена своим входным концом с кольцевой ребордой 162, которая проходит от цилиндрической части по существу радиально внутрь. Эта реборда 162 проходит параллельно диску 117 и на небольшом осевом расстоянии от него образует радиальный проход 164 для центростремительного течения потока забранного воздуха (стрелка 165). Реборда 162 проходит радиально только по радиально наружной части диска 117, так как при функционировании поток забранного воздуха естественно протекает вдоль диска 117 и до втулки 152 с образованием слоев Экмана (стрелка 166). Эта втулка 152 имеет осевой размер, превышающий осевой размер втулки на фиг.1, и проходит в осевом направлении внутрь дисков 117 и 118.

В представленном примере средства, образующие упор, соединены с наружной поверхностью цилиндрической части 156 направляющей стенки 154 и закреплены на ней. Эти средства упора содержат прокладки 163, равномерно распределенные вокруг оси вращения ротора. Радиально наружные концы прокладок 163 находятся в радиальном упоре на внутреннюю цилиндрическую поверхность стенки 134 так, чтобы ограничить вибрацию и деформацию при изгибе направляющей стенки 154 при функционировании.

В варианте, представленном на фиг.4 и 5, элементы, уже описанные на фиг.2, обозначены теми же ссылочными номерами, увеличенными на сто. Направляющая стенка 254 здесь содержит дополнительные ребра 268, которые соединены с входной кольцевой стороной реборды 262 стенки и закреплены на ней.

Эти ребра 268 равномерно распределены вокруг оси вращения ротора и их входные концы находятся в осевом упоре на диск 117.

Как видно из фиг.5, эти ребра наклонены, чтобы направлять воздух, циркулирующий через радиальный проход 264, и чтобы уменьшить скорость этого воздуха так, чтобы она не превышала скорость диска 217 (Ке=1). Наклон ребер здесь таков, что возникает явление всасывания воздуха при его центростремительном течении.

Согласно еще одному не представленному варианту осуществления, проходы 148, 248 для забора воздуха образованы на части входного конца стенки 134, 234, а забранный воздух направляется цилиндрической стенкой 154, 254 в осевом направлении с входа на выход до диска 118, 218, расположенного на выходе из проходов. Направляющие стенки 154, 254 в этом случае установлены в междисковой камере 150, 250 так, чтобы крепежный фланец 160, 260 был расположен на входе, а не на выходе, а проходы 148, 248 стенки 134, 234 могли проходить с входа на выход в направлении внутрь.

Температура забранного воздуха равна порядка 500К, а расход забранного воздуха равен порядка 100 г/с.

1. Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, два коаксиальных диска (117, 118), на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения (134), и средства центробежного забора воздуха, содержащие воздушные проходы (148), пересекающие стенку и открывающиеся в камеру (150), образованную внутри стенки вращения между двумя дисками, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) для воздуха установлена в камере и содержит, по существу, цилиндрическую часть (156), которая проходит вдоль стенки вращения (134) на малом радиальном расстоянии от нее для образования вместе с этой стенкой кольцевого прохода (158) для осевого течения потока воздуха, выходящего из проходов, до одного из дисков ротора.

2. Ротор по п.1, отличающийся тем, что воздушные проходы (148) стенки наклонены относительно оси ротора.

3. Ротор по п.1, отличающийся тем, что воздушные проходы (148) образованы на части выходного конца стенки (134), на выходе лабиринтного уплотнения (146), предназначенного для взаимодействия со спрямляющим аппаратом, установленным между двумя дисками (117, 118) ротора.

4. Ротор по п.1, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) соединена внутри камеры (150) с одним из дисков (117, 118) и закреплена на нем.

5. Ротор по п.4, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) разделена на сектора.

6. Ротор по п.4, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) содержит на одном конце кольцевой фланец (160) крепления на кольцевом фланце (144) стенки вращения (134) и на одном из дисков (117, 118).

7. Ротор по п.1, отличающийся тем, что кольцевой осевой проход (158) для течения потока воздуха имеет по существу постоянное сечение.

8. Ротор по п.1, отличающийся тем, что на цилиндрической части (156) направляющей стенки расположены прокладки (163) опоры на стенку вращения (134) для ограничения вибраций и изгиба направляющей стенки (154) при работе.

9. Ротор по п.1, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) содержит на одном конце радиальную реборду (162), проходящую вдоль одного из дисков (117) в направлении оси вращения по части радиального размера камеры (150).

10. Ротор по п.9, отличающийся тем, что на радиальной реборде (262) расположены ребра (268) спрямления и/или замедления потока воздуха, приложенные к диску (217).

11. Ротор по п.10, отличающийся тем, что ребра (268) наклонены таким образом, чтобы при работе возникал эффект всасывания потока воздуха.

12. Ротор по п.9, отличающийся тем, что конец направляющей стенки (154), противоположный радиальной реборде (162), приложен к стенке вращения (134) и препятствует течению воздуха, выходящего из пересекающих проходов (148), вдоль другого диска (118).

13. Ротор по п.1, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) выполнена из легкого металлического материала или из композитного материала.

14. Газотурбинный двигатель, например, турбореактивный или турбовинтовой самолетный двигатель, отличающийся тем, что он содержит ротор компрессора согласно одному из предыдущих пунктов.