Результат интеллектуальной деятельности: ДВУХВАЛЬНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к двухзальным газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен двухвальный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор и компрессор высокого давления, а также разделительный корпус между ними [1].

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за утечек масла из масляной полости переднего подшипника компрессора высокого давления.

Наиболее близким к заявляемой конструкции является двухвальный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор, силовой разделительный корпус и компрессор высокого давления, масляная полость переднего подшипника которого уплотнена с помощью контактного графитового уплотнения [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность из-за низкого ресурса контактных графитовых уплотнений вследствие их износа во время работы газотурбинного двигателя.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности двухвального газотурбинного двигателя за счет повышения ресурса уплотнения масляной опоры переднего подшипника компрессора высокого давления при одновременном исключении утечек масла из масляной опоры, а также за счет повышения газодинамической устойчивости компрессора.

Сущность технического решения заключается в том, что в двухвальном газотурбинном двигателе с компрессором низкого давления, с силовым разделительным корпусом и с компрессором высокого давления с поворотным входным направляющим аппаратом и с ротором, установленным на подшипнике со стороны первого рабочего колеса компрессора высокого давления, согласно изобретению на выходе из разделительного корпуса, на его втулке, выполнена конусная поверхность, обращенная к проточной части компрессора высокого давления и образующая с передним козырьком кольца внутреннего входного направляющего аппарата компрессора высокого давления щелевую полость, соединенную на выходе через межлабиринтную полость и через лабиринтные уплотнения с масляной полостью и с промежуточной полостью на входе в первое рабочее колесо компрессора высокого давления, причем α=10...40° и H/h=30...70, где

α - угол образующей конуса конусной поверхности втулки силового разделительного корпуса;

Н - высота лопатки поворотного входного направляющего аппарата компрессора высокого давления по ее входной кромке;

h - высота щелевой полости между конусной поверхностью втулки силового разделительного корпуса и козырьком внутреннего кольца поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления.

В современных двухвальных газотурбинных двигателях на пониженных режимах работы, например, при переходе на малый газ, для обеспечения необходимых запасов газодинамической устойчивости компрессора высокого давления его входной направляющий аппарат прикрывается, что приводит к увеличению гидравлических потерь при обтекании его лопаток и к снижению давления воздуха за ним, в результате чего возможен выброс частиц масла из масляной полости через ее лабиринтное уплотнение в газовоздушный тракт компрессора высокого давления с последующим пожаром. Контактное графитовое уплотнение обеспечивает герметичное уплотнение, но его ресурс в отличие от лабиринтного уплотнения ограничен вследствие износа графитового кольца, например, из-за попадания пыли и посторонних частиц в зону контакта графитовое кольцо - контртело. Поэтому для обеспечения повышенного давления воздуха перед лабиринтным уплотнением масляной опоры на всех режимах работы двигателя на входе в первое рабочее колесо компрессора высокого давления образуется межлабиринтная полость, соединенная на выходе через лабиринтные уплотнения с масляной полостью и с промежуточной полостью на входе в первое рабочее колесо компрессора высокого давления, а на входе - с щелевой полостью, образованной конусной поверхностью на выходе втулки разделительного корпуса и передним козырьком внутреннего кольца входного направляющего аппарата компрессора высокого давления, что позволяет забирать давление воздуха на выходе из разделительного корпуса близким к полному давлению, т.е. с учетом скоростной составляющей воздушного потока. При течении потока воздуха по проточной части разделительного корпуса на втулочной его части происходит накопление пограничного слоя, который сливается в щелевую полость на наддув лабиринтного уплотнения масляной полости, что повышает газодинамическую устойчивость компрессора высокого давления, так как пограничный слой не поступает на вход в компрессор.

При α<10° снижается надежность двухвального газотурбинного двигателя из-за уменьшения площади щелевой полости и выброса масла в проточную часть компрессора высокого давления.

При α>40° снижается надежность из-за уменьшения давления отбираемого воздуха вследствие уменьшения скоростной составляющей и выброса масла из масляной полости в проточную часть компрессора высокого давления.

Высота h щелевой кольцевой полости зависит от размерности газотурбинного двигателя, т.е. от высоты Н лопатки поворотного входного направляющего аппарата по ее входной кромке.

При Н/h<30 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за турбулизации потока воздуха на входе в компрессор высокого давления передним козырьком внутреннего кольца входного направляющего аппарата.

При Н/h>70 снижается надежность из-за уменьшения давления воздуха в межлабиринтной полости и выброса масла из масляной полости на вход в рабочее колесо компрессора высокого давления.

На фиг.1 изображен продольный разрез двухвального газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Двухвальный газотурбинный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 с компрессором низкого давления 3, силового разделительного корпуса 4, на выходе из которого установлен компрессор высокого давления 5 с поворотным входным направляющим аппаратом 6, а также камеры сгорания 7, турбины высокого давления 8, которая служит для привода компрессора высокого давления 5 и турбины низкого давления 9, которая служит для привода вентилятора 2 с компрессором низкого давления 3. Ротор 10 компрессора 5 с первым рабочим колесом 11 установлен на переднем роликовом подшипнике 12, масляная полость 13 которого отделена от межлабиринтной воздушной полости 14 с помощью лабиринта 15 и фланца лабиринта 16, образующих лабиринтное уплотнение 17 масляной полости 13. Межлабиринтная полость 14 отделена от промежуточной полости 18 на входе в первое рабочее колесо 11 с помощью фланца лабиринта 19 и лабиринта 20, образующих воздушное лабиринтное уплотнение 21. На выходе из криволинейного канала 22 проточной части разделительного корпуса 4, на его втулке 23, выполняется конусная поверхность 24 под углом α к оси компрессора и обращенная к проточной части 25 компрессора высокого давления 5. Поверхность 24 совместно с передним козырьком 26 внутреннего кольца 27 входного направляющего аппарата 6 образует щелевую кольцевую полость 28, на выходе соединенную через межлабиринтную полость 14 и лабиринтные уплотнения 17 и 21 с масляной полостью 13 переднего роликоподшипника 12 и с промежуточной полостью 18 на входе в первое рабочее колесо 11 ротора 10 компрессора 5. Пограничный слой 29 воздушного потока из компрессора низкого давления 3 поступает на вход в щелевую полость 28 перед входными кромками 30 лопаток 31 входного направляющего аппарата 6, что способствует снижению гидравлических потерь и повышению давления воздуха в межлабиринтной полости 14.

Работает устройство следующим образом. При работе двухвального газотурбинного двигателя 1 на пониженных режимах для сохранения газодинамической устойчивости компрессора высокого давления 5 лопатки 31 входного направляющего аппарата 6 поворачиваются, уменьшая площадь проточной части на выходе, что приводит к повышению гидравлических потерь при их обтекании и к снижению давления на входе в первое рабочее колесо 11 ротора 10 компрессора высокого давления 5. Такое снижение давления могло бы привести к выбросу частиц масла из масляной полости подшипника 12 через лабиринтные уплотнения 17 и 21 на вход в рабочее колесо 11. Однако этого не происходит, так как в межлабиринтной полости 14 поддерживается повышенное давление воздуха, не зависящее от поворота лопаток входного направляющего аппарата и превышающее давление воздуха в масляной полости 13. Одновременно происходит слив пограничного слоя 29 воздушного потока на входе в компрессор высокого давления 5, что повышает его газодинамическую устойчивость и надежность.

Источники информации

1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. М.: Машиностроение, стр.64, рис.3.8 г.

2. С.А.Вьюнов, стр.109, рис.3.46 - прототип.