RU2239098C1

RU2239098C1 - Compressor for gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2239098C1
Application number: RU2003117771/06A
Authority: RU
Inventors: К.Д. Макин (RU); К.Д. Макин
Original assignee: Макин Ким Дмитриевич
Priority date: 2003-06-18
Filing date: 2003-06-18
Publication date: 2004-10-27

Abstract

FIELD: automotive industry.

SUBSTANCE: compressor has rims of working blades secured to the disks at least one of which is circular. The blades are secured to the driving shafts. The rims of working blades are arranged in the ring space between two disks which are mounted for permitting rotation in opposite directions thus forming a flowing space in which air flows to the center. The rims are secured to the faces of the disks to form rotating grids concentric to the longitudinal axes of the compressor. The compressor also has the chamber for turning the air flow, which is arranged about the hub of the ring disk.

EFFECT: enhanced reliability and reduced cost, weight, and sizes.

1 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей (ГТД) двухвальной схемы, преимущественно к компрессорам ГТД средств транспорта.The present invention relates to compressors of gas turbine engines (GTE) of a two-shaft scheme, mainly to compressors of GTE of vehicles.

Известны осевые компрессоры авиационных ГТД двухвальной схемы, в частности биротативные, позволяющие упростить регулирование высоконапорных компрессоров в системе ГТД (см. “Теория реактивных двигателей” коллектива авторов, Военное издательство, МО СССР, - М., 1955 год, стр. 112, 113).Axial compressors of aviation gas turbine engines of a two-shaft scheme are known, in particular, bi-rotational ones, which simplify the regulation of high-pressure compressors in the gas turbine engine system (see “Theory of jet engines” by the authors, Military Publishing House, USSR Ministry of Defense, - M., 1955, p. 112, 113) .

Известны также радиальные центробежные компрессоры с венцом рабочих лопаток типа Сирокко, применяемые в системах вентиляции (см. “Вентиляторы, воздуходувки, компрессоры”, В.И. Поликовский, ОНТИ МКТП СССР, - М.-Л., 1935 год, стр. 177, 178).Also known are centrifugal radial compressors with a crown of Cirocco-type rotor blades used in ventilation systems (see “Fans, Blowers, Compressors”, VI Polikovsky, ONTI MKTP USSR, - M.-L., 1935, p. 177 , 178).

Наибольшее распространение имеют осевые компрессоры ГТД, обладающие рядом недостатков, ограничивающих возможности их применения. Рабочие лопатки осевых компрессоров, в особенности для ГТД с высокими расходами воздуха, имеют значительную длину и работают при существенно различающихся окружных скоростях на высоте пера, что заставляет применять профиль двойной кривизны для каждой из ступеней давления, что удорожает производство и доводку компрессоров, увеличивает их мидель и вес. Необходимость применения спрямляющих аппаратов, создающих ~ 25% суммарной степени повышения давления осевого компрессора, фактически удваивают его длину, повышают массу конструкции. Консольная схема крепления рабочих лопаток на ободах дисков также приводит к увеличению массы устройства.The most common are gas turbine axial compressors, which have a number of disadvantages that limit the possibility of their use. The rotor blades of axial compressors, especially for gas turbine engines with high air flow rates, have a considerable length and work at significantly different peripheral speeds at the height of the pen, which makes it necessary to apply a double curvature profile for each pressure stage, which increases the cost of compressor production and debugging, increases their midsection and weight. The need to use straightening devices that create ~ 25% of the total degree of increase in pressure of the axial compressor, in fact, double its length, increase the mass of the structure. The cantilever mounting of the blades on the rims of the disks also leads to an increase in the mass of the device.

Задачей изобретения является повышение надежности компрессоров ГТД, снижение их стоимости и массогабаритных характеристик.The objective of the invention is to increase the reliability of gas turbine compressors, reducing their cost and weight and size characteristics.

Указанный технико-экономический эффект достигается тем, что двухвальный компрессор выполняется по радиальной схеме, содержащей не менее двух дисков, приводимых во вращение двумя коаксиально расположенными приводными валами, вращающимися в противоположные стороны, а повышение давления рабочего тела осуществляется в проточной части, образованной венцами рабочих лопаток, закрепленных на торцевых поверхностях дисков концентрично продольной оси компрессора. Радиально расположенные ступени повышения давления, образованные венцами рабочих лопаток в междисковом кольцевом пространстве, являются чисто реактивными с полным использованием выходной скорости потока в венце рабочих лопаток последующей ступени, лопатки которого вращаются в противоположном направлении. Поэтому отпадает необходимость применения венцов спрямляющих лопаток. В конце проточной части компрессора, в области приводных валов, осуществляется плавный поворот потока рабочего тела, например, в направлении входа в камеру сгорания ГТД.The specified technical and economic effect is achieved by the fact that the twin-shaft compressor is made according to a radial scheme containing at least two disks driven by two coaxially located drive shafts rotating in opposite directions, and the pressure of the working fluid is increased in the flow part formed by the crowns of the working blades mounted on the end surfaces of the disks concentrically to the longitudinal axis of the compressor. The radially arranged pressure increasing stages formed by the crowns of the blades in the inter-disk annular space are purely reactive with full use of the output flow rate in the crown of the blades of the next stage, the blades of which rotate in the opposite direction. Therefore, there is no need to use crowns of straightening blades. At the end of the flow part of the compressor, in the area of the drive shafts, the flow of the working fluid is smoothly rotated, for example, in the direction of entry into the gas turbine combustion chamber.

В отличие от лопаток компрессоров осевых схем рабочие лопатки данного компрессора, вследствие их расположения на постоянном радиусе в каждом из венцов, имеют постоянный по длине аэродинамический профиль, что повышает их технологичность. Закрепление обоих торцев рабочих лопаток в несущих центробежную нагрузку кольцевых обоймах создает жесткую конструкцию, гасящую вибрации лопаток и позволяющую тем самым снизить их вес. Длина компрессора предлагаемой конструкции определяется, фактически, длиной рабочей лопатки первой (наружной) ступени, что существенно снижает габариты и массу устройства.Unlike the compressor blades of the axial circuits, the working blades of this compressor, due to their location at a constant radius in each of the crowns, have a constant aerodynamic profile along the length, which increases their manufacturability. The fastening of both ends of the blades in the centrifugal load ring rings creates a rigid structure that dampens the vibrations of the blades and thereby reduces their weight. The length of the compressor of the proposed design is determined, in fact, by the length of the working blade of the first (external) stage, which significantly reduces the dimensions and weight of the device.

Сущность изобретения поясняется чертежом.The invention is illustrated in the drawing.

Устройство содержит цилиндрический корпус 1, в котором в подшипниках 2 и 3 вращаются в противоположных направлениях вокруг продольной оси Х концентрично расположенные два приводных вала 4, с закрепленным на нем диском 5 и 6, с закрепленным на нем кольцевым диском 7. В междисковом пространстве концентрично оси Х размещен ряд лопаточных венцов 8, каждый из которых состоит из двух кольцеобразных обойм 9, жестко скрепленных между собой аэродинамически профилированными рабочими лопатками 10. Каждый из последующих по ходу центростремительного потока воздуха венцов прикреплен к кольцевым выступам 11 поочередно - либо диска 5, либо диска 7 таким образом, что гребешки 12, расположенные на наружных свободных торцевых поверхностях обойм 9, входят в соответствующие кольцевые канавки 13 дисков 5 и 7, образуя лабиринтные уплотнения и разделяя проточную часть компрессора, образованную венцами 8 в междисковом пространстве на ряд ступеней давления. Далее поток воздуха плавно изменяет направление, огибая ступицу кольцевого диска 7 в поворотной камере 15, являющейся продолжением проточной части компрессора.The device comprises a cylindrical housing 1, in which concentrically arranged two drive shafts 4, with a disk 5 and 6 mounted on it and an annular disk 7 mounted on it, rotate in bearings 2 and 3 in opposite directions about the longitudinal axis X. In the interdisk space, the axis is concentric X a number of blade crowns 8 are placed, each of which consists of two annular rings 9, rigidly fastened together by aerodynamically shaped working blades 10. Each of the subsequent centripetal sweats The air of the crowns is attached to the annular protrusions 11 in turn — either of the disk 5 or of the disk 7 so that the scallops 12 located on the outer free end surfaces of the cages 9 enter the corresponding annular grooves 13 of the disks 5 and 7, forming labyrinth seals and dividing the flow the compressor part formed by crowns 8 in the interdisc space for a number of pressure steps. Further, the air flow smoothly changes direction, around the hub of the annular disk 7 in the rotary chamber 15, which is a continuation of the flow part of the compressor.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

На рабочем режиме ГТД его двухвальная газовая турбина раскручивает приводные валы 4 и 6 и соединенные с ними диски 5 и 7 компрессора вместе с прикрепленными к ним соответствующими венцами 8 в противоположных направлениях и захватываемый входным кольцевым устройством 14 воздух поступает в проточную часть компрессора, где, проходя в центростремительном движении через лопаточные решетки аэродинамических профилей венцов, сжимается до необходимой степени и далее через поворотную камеру 15 и отверстия 16 наружного приводного вала 7 попадает в полость 17 камеры сгорания ГТД. Утечки рабочего тела из полости 17 ограничиваются лабиринтными уплотнениями 18. При необходимости дополнительного повышения давления воздуха в компрессоре предлагаемой конструкции после поворота потока на 180 градусов в поворотной камере 15 можно приложить к нему дополнительную работу, пропустив поток через дополнительную центробежную проточную часть компрессора (на чертеже не показана), содержащую, например, аналогичные венцы 8, размещенные на противоположной торцевой поверхности диска 7 и радиальные венцы спрямляющих лопаток, соединенные с корпусом 1 компрессора.In the GTE operating mode, its twin-shaft gas turbine spins the drive shafts 4 and 6 and the compressor disks 5 and 7 connected to them together with the corresponding crowns 8 attached to them in opposite directions and the air captured by the input ring device 14 enters the compressor flow path, where, passing in centripetal movement through the blade lattices of the aerodynamic profiles of the crowns, it is compressed to the required degree and then through the rotary chamber 15 and the holes 16 of the outer drive shaft 7 awn 17 GTE combustion chambers. Leakages of the working fluid from the cavity 17 are limited to labyrinth seals 18. If you need to increase the air pressure in the compressor of the proposed design after turning the flow 180 degrees in the rotary chamber 15, you can apply additional work to it by passing the flow through an additional centrifugal flow part of the compressor (not shown shown), containing, for example, similar crowns 8 placed on the opposite end surface of the disk 7 and radial crowns of the straightening blades, is connected s with the housing 1 of the compressor.

Такое выполнение компрессора двухвального ГТД позволяет решить поставленную задачу путем применения лопаточной машины малогабаритной радиальной схемы при возможности широкого изменения потребного расхода воздуха без существенного изменения миделя устройства, без ухудшения КПД, свойственного компрессору с центробежными колесами и без потерь на трение в спрямляющих лопаточных аппаратах компрессора осевой схемы, поскольку биротативность последующих ступеней давления позволяет полностью использовать выходную скорость предыдущего рабочего колеса. В принципе, возможно применение во всех ступенях давления пера рабочих лопаток одного аэродинамического профиля, что существенно повышает технологичность изготовления устройства.This embodiment of the twin-shaft gas turbine compressor allows solving the problem by using a small-sized radial blade machine with the possibility of wide changes in the required air flow without significant changes in the device’s midsection, without degrading the efficiency inherent to a compressor with centrifugal wheels and without friction losses in axial-type compressor compressor straightening vanes , since the birotativity of the subsequent pressure steps allows the full use of the output speed of the previous impeller. In principle, it is possible to use the same aerodynamic profile in all stages of the pen pressure of the working blades, which significantly increases the manufacturability of the device.

Claims

A compressor of a twin-shaft bi-rotational gas turbine engine containing rotor blades mounted on disks, of which at least one is annular, connected with drive shafts, a flow rotation chamber located around the hub of the annular disc, while the rotor blades are located in the annular interdisk space of two disks having freedom of rotation in opposite directions, forming a flowing part with a centripetal direction of air flow, and are mounted on the end surfaces of the disks with in such a way that rotating lattices are concentric with the longitudinal axis of the compressor, each of which has the freedom of rotation in the opposite direction with respect to the rim preceding in the flow.