Результат интеллектуальной деятельности: ОСЕВОЙ МНОГОСТУПЕНЧАТЫЙ КОМПРЕССОР ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к осевым компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен осевой 17-ступенчатый компрессор газотурбинного двигателя с семью поворотными направляющими лопатками [1]. Недостатком такой конструкции является низкая надежность и увеличенный вес из-за большого количества ступеней и большого количества поворотных направляющих аппаратов.

Наиболее близким к заявляемому по конструкции является осевой компрессор газотурбинного двигателя, ротор которого выполнен с первой полочной рабочей лопаткой, второй рабочей лопаткой с шарнирным замком и последующими бесполочными рабочими лопатками, установленными на дисках с помощью замкового соединения типа "ласточкин хвост" [2].

Недостатком такой конструкции является увеличенный вес и осевая длина компрессора, а также его низкая надежность, так как вторая рабочая лопатка имеет увеличенный вес и ширину из-за шарнирного соединения с диском, а последующие за ней рабочие лопатки имеют низкую степень сжатия и уменьшенную максимальную толщину профиля в периферийных и корневых сечениях, что ведет к возникновению резонансных, крутильных и пластинчатых форм колебаний рабочих лопаток и снижает надежность работы компрессора.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в снижении веса и осевой длины компрессора, а также в повышении его надежности за счет предотвращения резонансных, крутильных и пластинчатых форм колебаний рабочих лопаток.

Данная техническая задача решается за счет того, что в осевом компрессоре газотурбинного двигателя, в котором первая от входа рабочая лопатка выполнена с бандажной полкой, согласно изобретению вторая рабочая лопатка также выполнена с бандажной полкой, а третья и четвертая - с утолщенным в периферийном и корневом сечениях профилем пера, причем
С_{mах.кор.3}/С_{mах.кор.1}=1,1...1,2;
C_max.кор.3/C_max.кор.2=1,1...1,2;
C_max.пер.4/C_max.nep.1=1,2...1,3;
C_max.nep.4/C_max.пер.2=1,2...1,3,
где C_max.nep.1 - максимальная толщина профиля пера первой рабочей лопатки в периферийном сечении;
C_max.кор.1 - максимальная толщина профиля пера первой рабочей лопатки в корневом сечении;
C_max.пер.2 - максимальная толщина профиля пера второй рабочей лопатки в периферийном сечении;
C_max.кор.2 - максимальная толщина профиля пера второй рабочей лопатки в корневом сечении;
C_max.кор.3 - максимальная толщина профиля пера третьей рабочей лопатки в корневом сечении;
C_max.пер.4 - максимальная толщина профиля пера четвертой рабочей лопатки в периферийном сечении.

При C_max.кор.3/С_{mах.кор.1}<1,1 возможна поломка третьей рабочей лопатки в результате возникновения резонансных колебаний по первой изгибной форме.

При C_max.кор.3/С_{mах.кор.1}>1,2 увеличивается вес и снижается КПД компрессора.

При C_max.пер.4/C_max.пер.1<1,2 возможна поломка четвертой рабочей лопатки в результате колебаний пластинчатой формы.

При C_max.пep.4/C_max.пep.1>1,3 увеличивается вес и снижается КПД четвертой ступени компрессора.

При C_max.пер.4/C_max.пер.2<1,2 снижается КПД и увеличивается вес второй ступени компрессора.

При C_max.пep.4/C_max.пер.2>1,3 возможна поломка второй рабочей лопатки в результате колебаний пластинчатой формы.

При C_max.кор.3/С_{mах.кор.2}<1,1 снижается КПД и увеличивается вес второй ступени компрессора.

При C_max.кор.3/С_{mах.кор.2}>1,2 возможна поломка второй рабочей лопатки в корневом сечении.

Выполнение второй рабочей лопатки с бандажной полкой позволяет сократить осевую длину и вес компрессора, так как в этом случае лопатка выполняется с увеличенной длиной и соответственно малой ширины, а полка предотвращает возникновение резонансных колебаний профильной части лопатки. При этом для парирования снижения КПД от гидравлических потерь на полке профили пера лопатки выполняются с минимальной C_max. Сокращению длины и веса компрессора способствует также повышение напорности (степени сжатия) рабочих лопаток третьей и четвертой ступеней. Увеличенная аэродинамическая нагрузка на эти лопатки парируется в этом случае увеличенной толщиной профилей по сравнению с первой рабочей лопаткой.

Увеличенная толщина профиля в периферийном сечении четвертой рабочей лопатки позволяет также исключить возникновение пластинчатых форм колебаний профильной части как наиболее нагруженной аэродинамическими силами части лопатки.

Эти конструктивные особенности позволили получить высокоэффективный и надежный компрессор со степенью сжатия π

На фиг. 1 показан продольный разрез осевого компрессора газотурбинного двигателя заявляемой конструкции; на фиг. 2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 представлено сечение А-А на фиг.2.

Осевой компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 с дисками 3, установленными шлицами на валу 4. На дисках 5 и 6 первой и второй ступени установлены лопатки 7 и 8 первой и второй ступени с антивибрационными бандажными полками 9.

Рабочие лопатки 10 и 11 третьей и четвертой ступеней выполнены бесполочными, с утолщенными профилями 12 пера 13, 14 в периферийных 15, 16 и корневых 17, 18 сечениях. Статор 19 компрессора 1 выполнен как с поворотными, так и с фиксированными 21 направляющими аппаратами.

Толщина профиля 12 лопаток 7, 8, 10 и 11 однозначно определяется максимальной толщиной профиля С_mах.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе осевого компрессора 1 газотурбинного двигателя воздух сжимается, перемещаясь от рабочих лопаток первой ступени двигателя 7 к рабочим лопаткам четвертой ступени 11.

Вторая рабочая лопатка 8 выполнена с полкой 9 на промежуточном радиусе, что позволило выполнить ее с увеличенной длиной, т.е. малой ширины, что позволило уменьшить осевую длину и вес компрессора 1. Сокращению длины компрессора также способствует выполнение рабочих лопаток 10 и 11 третьей и четвертой ступени с большой степенью сжатия (высоконапорными), для чего эти лопатки выполнены с утолщенным профилем 12 пера 13 и 14 в корневом и периферийном сечениях, что исключает появление резонансных колебаний по первой изгибной форме, а также крутильных и пластинчатых форм колебаний.

Источники информации
1. Г.С. Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкции и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1981, стр.74, рис.3.09.

2. Г.С. Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкции и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1981, стр.87, рис.3.23а.