компрессор газотурбинного двигателя

Формула изобретения

Компрессор газотурбинного двигателя с кольцевой полостью, образованной полотном и ободом диска первого рабочего колеса, а также кольцевым радиальным ребром, установленным на внутренней поверхности обода диска со стороны входа в первое рабочее колесо, отличающийся тем, что кольцевая полость соединена с проточной частью рабочего колеса радиальными отверстиями, выполненными между пазами под рабочие лопатки вдоль средних линий выступов диска, при этом количество отверстий составляет 2...10, а соотношение D/d лежит в интервале 50...500, где D – диаметр втулки первого рабочего колеса на входе в компрессор; d – диаметр радиального отверстия.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Известен компрессор газотурбинного двигателя, в котором балансировочные грузики устанавливаются на внутренней поверхности обода диска [1].

Недостатком такой конструкции является пониженная надежность из-за дополнительной нагрузки обода диска центробежными силами от балансировочных грузиков.

Наиболее близким к заявляемому является компрессор газотурбинного двигателя, на внутренней стороне обода диска которого выполнено кольцевое радиальное силовое ребро для постановки балансировочных грузиков [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является пониженная надежность компрессора из-за возникновения дисбаланса его ротора при попадании масла в кольцевую полость, образованную ободом и полотном диска, а также кольцевым радиальным ребром на внутренней поверхности обода диска. На некоторых переходных режимах работы компрессора, например при сбросе газа, из-за обратного перепада давления некоторая часть масла через лабиринтные уплотнения масляной полости попадает на полотно диска первой ступени, а затем под действием центробежных сил скапливается в кольцевой полости. После остановки двигателя масло скапливается в нижней части обода диска и коксуется, вызывая дисбаланс ротора компрессора и повышенные вибрации при работе двигателя, что может привести к поломке подшипников и деталей опор.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в повышении надежности за счет организации постепенного стекания масла в проточную часть рабочего колеса первой ступени.

Сущность технического решения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя с кольцевой полостью, образованной полотном и ободом диска первого рабочего колеса, а также кольцевым радиальным ребром, установленным на внутренней поверхности обода диска со стороны входа в первое рабочее колесо, согласно изобретению кольцевая полость соединена с проточной частью рабочего колеса радиальными отверстиями, выполненными между пазами под рабочие лопатки вдоль средних линий выступов диска, при этом количество отверстий составляет 2...10, а соотношение D/d лежит в интервале 50...500, где D - диаметр втулки первого рабочего колеса на входе в компрессор; d - диаметр радиального отверстия.

В случае попадания масла в кольцевую полость слив масла в проточную часть компрессора газотурбинного двигателя должен происходить медленно, т.е. растянутым по времени, так как залповый выброс масла в воздушный тракт на входе в компрессор вызовет высокую концентрацию дыма в воздухе, отбираемом из-за компрессора на наддув салона самолета. Это связано с тем, что температура воздуха на выходе из-за компрессора у современных газотурбинных двигателей значительно превышает температуру горения и коксования масла.

После остановки двигателя отсепарированное масло будет скапливаться в нижней части кольцевой полости и коксоваться, что приведет к появлению дисбаланса ротора и поломке подшипника.

Однако этот недостаток устраняется за счет того, что в заявляемой конструкции кольцевая полость между полотном и ободом диска первого рабочего колеса соединена с проточной частью рабочего колеса радиальными отверстиями, которые выполнены между пазами под рабочие лопатки вдоль средних линий выступов диска. При таком конструктивном выполнении масло через радиальные отверстия будет постепенно стекать в проточную часть рабочего колеса первой ступени, испаряясь и сгорая в компрессоре без образования высокой концентрации дыма. Залповый выброс масла в воздушный тракт на входе в компрессор, напротив, вызовет высокую концентрацию дыма в воздухе, отбираемом из-за компрессора на наддув салона самолета. Это связано с тем, что температура воздуха на выходе из-за компрессора у современных газотурбинных двигателей значительно превышает температуру горения и коксования масла.

Выполнение радиальных отверстий между пазами под рабочие лопатки вдоль средних линий выступов диска необходимо для минимального уменьшения запасов прочности выступов диска.

Диаметр d радиальных отверстий, определяющий расход масла, перетекающего в проточную часть компрессора, зависит от расхода воздуха через компрессор, т. е. от размерности компрессора, которая определяется диаметром D втулки на его входе.

При D/d<500 возможен залповый выброс масла в воздушный тракт компрессора на его входе с образованием дыма высокой концентрации, также будет излишне ослабляться выступ диска между пазами для рабочих лопаток.

При D/d>500 возможно засорение радиальных отверстий загрязняющими частицами, поступающими на вход компрессора с воздухом.

Количество радиальных отверстий должно быть не менее 2, т.к. в противном случае возможен дисбаланс ротора компрессора, и не более 10 - из-за вероятности засорения и коксования отверстий ввиду их малого диаметра.

На фиг. 1. показан продольный разрез компрессора газотурбинного двигателя, на фиг. 2. показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3. показано сечение А-А на фиг.2.

Компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, установленного в статоре 2 на радиальном подшипнике 4 со стороны входа 5 компрессора 1 и на радиально-упорном подшипнике 6 со стороны выхода 7 компрессора 1.

На валу 8 ротора 3 компрессора 1 установлены диски 9, причем в ободе 10 диска первой ступени 11 со стороны входа 5 в компрессор 1 выполнены радиальные отверстия 12 диаметром d, соединяющие кольцевую полость 13, образованную полотном 14, ободом 10 и кольцевым радиальным ребром 15 диска 11, с проточной частью 16 рабочего колеса 17 первой ступени, втулка 18 которого выполнена диаметром D со стороны входа 5 в компрессор 1. Кольцевой радиальный выступ 15 выполнен для постановки балансировочных грузиков (не показаны).

Радиальные отверстия 12 диаметром d с целью минимального уменьшения запасов прочности выступов 19 диска 11 выполняются по средней линии 20 каждого выступа 19, между пазами 21 под рабочие лопатки 22.

Радиальный подшипник 4, расположенный со стороны входа 5 в компрессор 1, расположен в масляной полости 23, отделенной от воздушной полости 24 на входе в рабочее колесо 17 с помощью лабиринтных уплотнений 25 и 26 с промежуточной воздушной полостью 27.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе компрессора 1 газотурбинного двигателя на некоторых переходных режимах работы, например при сбросе газа, между масляной полостью 23 и воздушной полостью 24 возникает обратный перепад давления (давление в полости 23 больше, чем в полости 24), в результате чего частицы масла через лабиринтные уплотнения 25, 26 и промежуточную воздушную полость 27 поступают в воздушную полость 24 на входе в рабочее колесо 17, откуда под действием центробежных сил сепарируются в кольцевую полость 13, образованную кольцевым радиальным ребром 15 для установки балансировочных грузиков, а также ободом 10 и полотном 14 диска первой ступени 11.

При работе двигателя, а также после остановки двигателя отсепарированное масло через радиальные отверстия 12 постепенно стекает в проточную часть 16 рабочего колеса 17 первой ступени, испаряясь и сгорая в компрессоре без образования дыма.

Источники информации

1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981, стр. 76, рис.3.18.

2. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981, стр. 66, рис.3.10.