устройство оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя

Формула изобретения

1. Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя сжатым воздухом, отводимым из компрессора, содержащего корпус с проточной частью, где сжатый воздух последовательно проходит внутренние полости ступеней компрессора, а ротор каждой ступени включает множество радиально расположенных лопаток, закрепленных на диске, отличающееся тем, что содержит кожух (10), закрепленный на валу (15) и размещенный под дисками (3), по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, и систему из уплотнений (14) и щелей (16) между этими дисками (3) и кожухом (10), отверстий (17, 18) в указанных дисках и выпускных отверстий (13) кожуха, при этом вход в устройство связан с областью конца компрессора, где циклические нагрузки на авиадвигатель определяют максимальный нагрев воздуха, а уплотнения, щели и отверстия размещены так, что создают петлеобразное течение указанного воздуха в кожухе от входа (11) вдоль полотен дисков к выпускным отверстиям (13) в направлении, противоположном направлению воздушного потока в проточной части, чтобы оптимизировать изменение радиальных зазоров адекватно режиму работы полетного цикла.

2. Устройство по п.1 отличающееся тем, что система уплотнений, щелей и отверстий выполнена так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления диска уплотнения компрессора.

3. Устройство по п.1 отличающееся тем, что устройство для 7-ступенчатого компрессора содержит кожух, размещенный под дисками седьмой, шестой и пятой ступеней, система имеет группу отверстий в полках седьмого последнего диска, группу отверстий в диске шестой ступени и в кожухе для выпуска, щели между кожухом и ступицей седьмого диска, и рассчитана так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления в уплотнении диска уплотнения, при этом вход в устройство связан с зазором утечки между ротором и статором за последней седьмой ступенью компрессора.

4. Устройство по п.3 отличающееся тем, что отверстия каждой группы расположены равномерно по окружности.

5. Устройство по п.4 отличающееся тем, что отверстия в полках седьмого диска расположены по двум концентрическим окружностям.

6. Устройство по п.1 отличающееся тем, что кожух закреплен на валу компрессора, который содержит равномерно расположенные по окружности отверстия, сообщающие внутреннюю полость с полостью пониженного давления воздуха в компрессоре.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к газотурбинным установкам, а более точно касается устройства оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя.

Известно, что в структуре компрессора радиальными зазорами в проточной части называют зазор между статором и поверхностью, образуемой периферийными сечениями рабочих лопаток, и зазор между внутренней поверхностью направляющих аппаратов (НА) и роторным элементом барабанной или кольцевой проставкой (Н.И.Старцев. Конструкция и проектирование турбокомпрессора ГТД, Самара, изд. СТАу, 2006 г., стр.24-30).

В авиационных двигателях проблема состоит в том, что с одной стороны радиальные зазоры отрицательно влияют на процесс сжатия воздуха в компрессоре и увеличиваются с ростом наработки, и поэтому их надо уменьшать, а с другой - радиальные зазоры следует увеличивать, так как они не остаются постоянными в течение полетного цикла авиационного двигателя, включающего такие режимы работы как запуск, прогрев, взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, заход на посадку, полет по глиссаде, реверс тяги, останов. Радиальные зазоры изменяются как при переходе с одного режима работы на другой, так и при постоянных условиях полета или на установившемся режиме при изменении условий полета, и могут то увеличиваться, то уменьшаться вплоть до опасного задевания ротора о статор, создающего аварийную ситуацию.

Отрицательная функция радиальных зазоров выражается и в том, что потери затраченной энергии при протекании воздуха через зазоры под действием разности давлений приводят к снижению КПД и газодинамической устойчивости компрессора.

Выбранный монтажный зазор, гарантирующий отсутствие задевания ротора о статор на всех эксплуатационных режимах, не обеспечивает оптимальных максимальных значений радиальных зазоров на крейсерском режиме, режиме с наибольшей наработкой, где требуется низкий удельный расход топлива.

В современных газотурбинных двигателях с компрессорами высокого давления, к которым относятся многоступенчатые осевые компрессоры, оптимизация зазоров представляет существенную проблему.

Известна система регулирования радиального зазора в проточной части турбомашины (патент на ПМ № 87213, 2009 г.), содержащая конический подвижный элемент с отверстиями, сообщающимися с проточной частью турбомашины, размещенный в корпусе статора, полость наддува, образованную установленным сильфоном в корпусе статора, герметично соединенным с корпусом статора и коническим подвижным элементом. При изменении радиального зазора давление за коническим подвижным элементом и в сильфонной полости изменяется, вызывая перемещение конического элемента в сторону восстановления заданной величины радиального зазора. Потеря затраченной энергии при протекании воздуха через зазоры под действием разности давлений приводит к снижению КПД и газодинамической устойчивости компрессора

Известно устройство для оптимизации зазора между лопатками и ответными элементами в многоступенчатом осевом компрессоре газотурбинной электростанции (патент США 4,795,307 от 1989 г.). Устройство термически управляет дисками ротора компрессора сжатым воздухом, отобранным от компрессора. Более горячий воздух поступает из проточной части компрессора и из зазора между ротором и статором за последней ступенью. Дальнейшее движение воздуха через ступени проточной части компрессора организуется параллельно: через отверстия в дисках и специальные конструктивные элементы для подачи воздуха из одной междисковой полости в другую и через радиальные отверстия в цилиндрических частях дисков для подачи воздуха поперек полотен дисков. Тепловое управление зазоров осуществляют приспосабливанием местной температуры к температуре обода дисков ротора. Данный патент касается газотурбинной электростанции. Компрессоры авиационных двигателей вследствие различия конструкции, режимов и параметров работы существенно отличаются от компрессоров двигателей паровых турбин электростанций.

Известно устройство вентиляции ротора газотурбинного двигателя, который содержит не менее двух роторов, между которыми образована полость (патент США 7,775,764). В первом роторе выполнено отверстие для впуска охлаждающего воздуха, а во втором для выпуска охлаждающего воздуха так, что охлаждающий воздух проходит полость между дисками радиально. Данное устройство обеспечивает вентиляцию внутренней полости ротора для предотвращения перегрева дисков ротора. Оно не интенсифицирует теплообмен по всей высоте дисков ротора и не оптимизирует радиальные зазоры.

Известно устройство контроля зазора многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя при работе двигателя, включая режимы максимальной тяги и малой тяги (патент США 4,576, 547, опубл. 1986).

Устройство содержит узел отбора сжатого воздуха от одной из ступеней в средней части и от другой из ступеней ниже по потоку относительно воздушного потока через ступени, узел для подачи отобранного воздуха в зону под вращающиеся диски ротора осевых компрессоров, которое включает, по меньшей мере, одну полую лопатку статора, антивихревую трубку, проходящую от внутреннего диаметра полой лопатки статора радиально внутрь к оси вращения, модуль управления для выбора места отбора и указанной подачи сжатого воздуха из проточной части внутрь ротора, чтобы нагреть указанные диски так, что диски расширяются в направлении воздушного уплотнения и закрывают промежуток между воздушным уплотнением и периферийными сечениями лопаток во время малой тяги.

Известное техническое решение организует подачу сжатого только под диски, что не обеспечивает интенсивное тепловое воздействие на все полотно диска и поэтому не позволяет изменять радиальные зазоры адекватно циклическим нагрузкам авиационного двигателя и достигать равномерного теплового состояния дисков.

На переходных режимах ГТД в многоступенчатом осевом компрессоре время достижения равномерного температурного состояния дисков ротора остается значительным по сравнению с продолжительностью работы режима, что создает тепловые напряжения дисков ротора.

В основу изобретения положена задача увеличения ресурса и повышения КПД компрессора авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

Технический результат - снижение тепловых напряжений дисков ротора и минимизация внутренних утечек сжатого воздуха оптимизацией изменения радиальных зазоров адекватно режимам работы полетного цикла авиадвигателя, создающие увеличение ресурса и повышение КПД компрессора ГТД.

Поставленная задача решается тем, что устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя нагреванием сжатым воздухом, отводимым из компрессора, установленного на валу и содержащего корпус с проточной частью, где сжатый воздух последовательно проходит внутренние полости ступеней компрессора, а ротор каждой ступени включает множество радиально расположенных лопаток, закрепленных на диске, содержит кожух, размещенный с зазором под дисками, по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, и систему уплотнений, щелей и отверстий в указанных дисках и кожухе, при этом вход в устройство связан с областью конца компрессора, где циклические нагрузки на авиадвигатель определяют максимальный нагрев воздуха, а уплотнения, щели и отверстия размещены так, что создают петлеобразное течение указанного нагретого воздуха в кожухе от входа вдоль полотен дисков к выходу из кожуха в направлении, противоположном направлению воздушного потока в проточной части, чтобы нагреть полотно диска и оптимизировать изменение радиальных зазоров адекватно режиму работы полетного цикла. Система уплотнений, щелей и отверстий выполнена так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления диска уплотнения компрессора.

Для 7-ступенчатого компрессора устройство содержит кожух, размещенный под дисками седьмой, шестой и пятой ступеней, система имеет группу отверстий в полках седьмого последнего диска, группу отверстий в диске шестой ступени и в кожухе для выпуска, щели между кожухом и ступицей седьмого диска, и рассчитана так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления в уплотнении диска уплотнения, при этом вход в устройство связан с зазором утечки между ротором и статором за последней седьмой ступенью компрессора.

Отверстия каждой группы расположены равномерно по окружности. Отверстия в полках седьмого диска могут быть расположены по двум концентрическим окружностям. Кожух закреплен на валу компрессора, который содержит равномерно расположенные по окружности отверстия, сообщающие внутреннюю полость с полостью пониженного давления воздуха в компрессоре.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и графическим материалом, где на фиг.1 показан продольный разрез проточной части многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя (принципиальная схема);

на фиг.2 показан вид К фиг.1 в большем масштабе;

на фиг.3 показан вид М фиг.1 в большем масштабе;

на фиг.4 (а, б, в, г) показаны схемы расположения групп отверстий в полках диска последней ступени, отверстий в предпоследнем диске, в валу компрессора и в кожухе устройства, соответственно сечениям Н-Н фиг.2, П-П и Р-Р фиг.1 и С-С фиг.3;

на фиг.5 показаны графики расчетного изменения радиального зазора последней ступени 7-ступенчатого осевого компрессора с устройством, согласно изобретению, и без него (для сравнения).

На фиг.1 показана в разрезе принципиальная схема многоступенчатого осевого компрессора 1 газотурбинного авиационного двигателя, содержащего проточную часть 2, где входящий воздух сжимается, последовательно проходя ступени компрессора. На фиг.1 многоступенчатый осевой компрессор содержит 7 ступеней, но их число может быть различным в зависимости от назначения компрессора.

1-2 ступени по ходу воздушного потока в проточной части компрессора назовем первыми, 3-4 ступени - средними, а оставшиеся 5-6-7 ступени - последними ступенями компрессора.

Компрессор 1 содержит ротор (вращающаяся часть) и статор (неподвижная часть).

Ротор содержит множество радиально расположенных лопаток 6 каждой ступени, закрепленных на дисках 3 и вращающихся при работе компрессора.

Статор содержит множество лопаток 5 каждой ступени, закрепленных на кольцевом корпусе 4 статора и неподвижных при работе компрессора.

Во избежание задевания подвижных лопаток 6 и неподвижных лопаток 5 об ответные детали при монтаже обеспечиваются монтажные значения радиальных зазоров - зазор 7 между корпусом 4 статора и поверхностью, образуемой периферийными сечениями рабочих лопаток 6, и зазор 8 между внутренней поверхностью лопаток статора 5 и кольцевыми проставками 9 ротора.

Первые ступени изготавливаются из легкосплавных материалов, т.к. находятся в зоне невысоких температур, в силу этого не испытывают значительных тепловых расширений и не нуждаются в регулировании радиальных зазоров.

Средние и последние ступени в современных компрессорах ГТД находятся в зоне высоких температур и их элементы - лопатки и диски ротора, лопатки и корпус статора выполняются из тугоплавких материалов с близкими значениями коэффициентов теплового расширения. Особенно последние ступени испытывают значительные тепловые расширения и нуждаются в регулировании радиальных зазоров, величина которых меняется в соответствии с циклическими нагрузками соответственно режимам работы авиадвигателя.

Показанный на фиг.1 7-ступенчатый компрессор 1 содержит зазоры 7 и 8. Однако, возможно, что компрессор может иметь иную конструкцию, где будет присутствовать только зазор 7.

Компрессор снабжен устройством оптимизации радиальных зазоров, которое, согласно изобретению, содержит кожух 10, размещенный под дисками, по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, на фиг.1 это 5-6-7-ступени. Кожух 10 закреплен на валу 15 ротора компрессора.

Устройство содержит также (фиг.1, фиг.3) систему уплотнений щелей и отверстий: уплотнение 14 между кожухом 10 и дисками 3 6-й и 5-й ступеней, щели 16 между кожухом 10 и дисками 3, группу отверстий 17 в полках диска 3 последней 7-й ступени, группу отверстий 18 в диске 3 предпоследней 6-й ступени.

Вход устройства в кожух 10 связан с областью конца компрессора, где циклические нагрузки на авиадвигатель определяют максимальный нагрев воздуха в компрессоре. Например, указанный вход может быть связан с утечкой в осевом зазоре 11 между элементами ротора и статора (за диском 3 седьмой последней ступени компрессора, фиг.2) и полостью 12 в конце компрессора.

Выход из кожуха 10 содержит группу выпускных отверстий 13 (фиг.1, фиг.3 и фиг.4) и расположен в противоположной от входа области устройства.

Площади узких мест, таких как отверстия 17, отверстия 18, выпускные отверстия 13, щель 16, рассчитаны так, что их совокупное гидравлическое сопротивление меньше чем гидравлическое сопротивление диска уплотнения 20 (в уплотнении 19).

При работе компрессора сжатый воздух из утечки через осевой зазор 11, максимально нагретый при текущем режиме работы авиадвигателя, поступает в полость 12. Далее этот воздух под действием перепада давлений, создаваемого уплотнительным элементом 19 между полостью 12 и полостью 21 с более низким давлением воздуха, поступает в междисковую полость между диском уплотнения 20 и диском 3 7-й ступени, далее движется сверху вниз через отверстия 17 в полках вдоль полотен дисков 3 и 20, проходит через щель 16 между кожухом и ступицей последнего диска до уплотнения 14 и поднимается вверх вдоль полотен дисков 3 6-й и 7-й ступеней, через отверстия 18 в диске 3 6-й ступени поступает в следующую междисковую полость, опускается вниз вдоль полотен дисков 3, выходит через выпускные отверстия 13 и затем через отверстия 22 (фиг.1, фиг.4) в валу ротора 15 поступает в полость 21 компрессора с более низким давлением, двигаясь в целом в направлении, противоположном направлению основного воздушного потока в компрессоре. Таким образом, воздух движется петлеобразно, обдувая диски ротора.

Петлеобразно движущийся более нагретый/холодный, в зависимости от режима работы, сжатый воздух интенсифицирует теплообмен, в результате которого происходит равномерное изменение температурного состояния полотна дисков, соответственно увеличению/уменьшению температуры происходит увеличение/уменьшение теплового расширения диска и других контактирующих элементов, которое уменьшает/увеличивает радиальные зазоры, оптимизируя их по всему полетному циклу авиационного двигателя адекватно режимам: запуск, прогрев, взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, заход на посадку, реверс тяги, останов.

Например, при выходе двигателя на взлетный режим после прогрева на малом газу увеличиваются обороты ротора компрессора, тем самым увеличивается работа, подводимая в компрессоре к основному потоку воздуха в проточной части 2. Работа идет на повышение давления и температуры воздуха, которая на выходе из компрессора достигает максимальной температуры порядка 650 750°С.

В соответствии с вышеизложенным происходит петлеобразное движение по междисковым полостям и интенсивный теплообмен между горячим воздухом и дисками вследствие чего происходит выравнивание температуры дисков по всей длине и тепловое расширение, которое уменьшает радиальные зазоры - как зазоры 7 между поверхностями периферийных сечений рабочих лопаток и статором, так и зазоры 8 между кольцевой проставкой ротора и поверхностью, образованной внутренними сечениями направляющих аппаратов.

В случае перехода двигателя с режима крейсерского полета на режим снижения уменьшаются обороты ротора компрессора, тем самым уменьшается работа, подводимая в компрессоре к основному потоку воздуха в проточной части. Происходит снижение давления и температуры воздуха по проточной части компрессора, которая на выходе из компрессора достигает максимальной температуры порядка 350 450°С. При снижении температуры воздуха аналогично происходит охлаждение, уменьшение теплового расширения, которое уменьшает указанные радиальные зазоры.

На фиг.5 показаны расчетные изменения радиального зазора 8 между поверхностью, образуемой периферийными сечениями рабочих лопаток 6 7-й ступени компрессора, и корпусом 4 статора в течение полетного цикла авиационного двигателя включающего: запуск, прогрев, взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, заход на посадку, реверс тяги, останов с устройством согласно изобретению пунктирной линией, и изменения того же зазора в тех же условиях без такого устройства (как образцовое для сравнения и пояснения достигаемого результата) сплошной линией.

Интервал от нуля до точки А - это интервал работы компрессора от запуска двигателя до выхода на малый газ. На этом интервале изменение радиального зазора незначительное, непринимаемое во внимание.

Интервал А-Б (от точки А до точки Б) - это интервал работы компрессора, где происходит прогрев двигателя. Хотя при прогреве изменение радиального зазора также незначительное, но уже наблюдается некоторое уменьшение радиального зазора при использовании устройства оптимизации радиального зазора.

Интервал Б-В (от точки Б до точки В) - это интервал работы компрессора на взлетном режиме, здесь происходит быстрое изменение температуры потока воздуха в проточной части компрессора и как следствие на значение радиального зазора начинает оказывать влияние разное время прогрева корпусов статора и дисков ротора. Важно отметить, что для группы последних ступеней компрессора на значение радиального зазора оказывает существенное влияние тепловое расширение корпусов статора и дисков ротора компрессора, а влияние деформации дисков под действием центробежных сил для группы последних ступеней незначительно. На фиг.5 видно, что на интервале Б-В значительно уменьшается радиальный зазор, примерно на 95%.

Интервал В-Г (от точки В до точки Г) - это интервал работы компрессора при наборе высоты, здесь температура воздуха в проточной части компрессора меняется плавно, а продолжительность интервала большая. На фиг.5 видно, что на интервале В-Г устройство согласно изобретению позволяет значительно уменьшить радиальный зазор, примерно на 70%.

Интервал Г-Д (от точки Г до точки Д) - это интервал работы компрессора на крейсерском режиме, здесь температура воздуха в проточной части компрессора практически не изменяется и продолжительность интервала большая. На фиг.5 видно, что хотя на интервале Г-Д величина радиального зазора мала и практически не меняется, устройство согласно изобретению позволяет уменьшить радиальный зазор.

Интервал Д-Е (от точки Д до точки Е) - это интервал работы компрессора при снижении и полете по кругу. Здесь температура воздуха в проточной части быстро уменьшается, происходит охлаждение корпусов статора, уменьшается их тепловое расширение. При отсутствии устройства согласно изобретению диски ротора адекватно не успевают остыть, происходит резкое уменьшение радиальных зазоров в группе последних ступеней компрессора, которое может привести к касанию лопаток и поломке компрессора. Именно этот режим работы является определяющим при выборе монтажных зазоров компрессора. На фиг.5, видно, что на интервале Д-Е устройство согласно изобретению позволяет увеличить радиальный зазор, что снижает риск опасного задевания ротора о статор и риски аварийной ситуации.

Интервал Е-Ж (от точки Е до точки Ж) - это интервал работы компрессора при полете на глиссаде, посадке, реверсе тяге, рулении и останове двигателя, здесь происходит частое изменение коротких режимов работы компрессора средними и малыми значениями температуры воздуха в проточной части. Однако на этом интервале, хотя значение радиального зазора меняется, оно остается средним и поэтому достаточно эффективным.

Таким образом, наблюдается изменение радиального зазора адекватно режимам работы полетного цикла (циклическим нагрузкам авиационного двигателя), что приводит к увеличению ресурса и повышению КПД компрессора.

Изобретение может быть использовано в многоступенчатых осевых компрессорах авиационных ГТД.