ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, наружный корпус которого связан с внутренним корпусом камеры сгорания через выходной спрямляющий аппарат компрессора и силовые стержни в сопловых лопатках 1-й ступени турбины [1].

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за замкнутой схемы силовых корпусов.

Известна также конструкция газотурбинного двигателя с внутренним корпусом статора компрессора, внутри которого образована полость, сообщающаяся с помощью перфорации с проточной частью над рабочим колесом этого компрессора [2] . Однако такая конструкция имеет низкий кпд компрессора, т.к. его статор выполнен с малым диаметром и обладает недостаточной жесткостью на изгиб.

Наиболее близким к заявляемому по технической сущности является газотурбинный двигатель, включающий промежуточный корпус, к которому крепятся наружный корпус и силовой корпус турбокомпрессора, на котором также расположен задний узел крепления двигателя [3].

Недостатком такой конструкции является низкий кпд компрессора из-за недостаточной жесткости силового корпуса турбокомпрессора, имеющего меньший, чем у наружного корпуса, диаметр и соответственно меньшую жесткость на изгиб. При работе двигателя под давлением веса и вибраций двигателя корпус турбокомпрессора изгибается, что вызывает задевание ротора о статор, увеличение радиальных зазоров, снижение кпд и диапазона устойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении кпд и диапазона устойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя за счет повышения жесткости корпуса турбокомпрессора на изгиб.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, включающем компрессор, камеру сгорания и турбину, а также входной промежуточный корпус с закрепленными на нем наружным корпусом двигателя и корпусом турбокомпрессора, согласно изобретению над камерой сгорания наружный корпус двигателя и корпус турбокомпрессора соединены стойками, на выходе из компрессора установлен радиально-упорный шарикоподшипник, при этом на входном промежуточном корпусе закреплен входной поворотный направляющий аппарат, наружное кольцо которого охватывает рабочее кольцо над первой рабочей лопаткой компрессора, причем крепление наружного и рабочего колец выполнено с возможностью взаимного осевого перемещения по двум разнесенным в осевом направлении цилиндрическим поверхностям, между которыми выполнена кольцевая замкнутая полость, связанная через множество каналов с проточной частью компрессора.

В процессе работы двигателя на наружный корпус газотурбинного двигателя от системы подвески действуют усилия, стремящиеся изогнуть его. Однако заявляемая конструкция позволит минимизировать упругие деформации корпуса, т.к. его жесткость на изгиб в несколько раз будет превышать жесткость корпуса турбокомпрессора, что уменьшит радиальные зазоры между статором и ротором и повысит кпд компрессора.

Выполнение крепления наружного и рабочего колец с возможностью взаимного осевого перемещения по двум разнесенным в осевом направлении цилиндрическим поверхностям позволяет парировать температурные деформации корпусов.

Кольцевая замкнутая полость, связанная через множество каналов с проточной частью компрессора, позволяет повышать запасы газодинамической устойчивости компрессора.

Соединение стойками наружного корпуса двигателя и корпуса турбокомпрессора над камерой сгорания и установка радиально-упорного шарикоподшипника на выходе из компрессора способствует сохранению высокого кпд компрессора, т.к. температурные деформации ротора и статора компрессора относительно друг друга в данной конструкции направлены в одну сторону.

Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.

На фиг. 1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя заявляемой конструкции.

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

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины высокого давления 4, соединенной валом 5 с компрессором 2, и силовой турбины 6, полезная мощность с которой "снимается" с помощью вала 7 со стороны входа 8 в двигатель 1.

На входе в двигатель размещен промежуточный корпус 9 двигателя 1, соединенный своим периферийным задним фланцем с наружным корпусом 10, который в свою очередь через профилированные стойки 11 над камерой сгорания 3 соединен с корпусом 12 турбокомпрессора 13.

На промежуточном корпусе 9 закреплен также входной направляющий аппарат 14 компрессора 2, поворотные обогреваемые лопатки 15 которого своими периферийными хвостовиками 16 установлены в наружном кольце 17 и поворачиваются с помощью рычагов 18, которые управляются с помощью поворотного механизма 19, ролики 20 которого катаются по наружной поверхности 21 наружного кольца 17 входного направляющего аппарата 14 компрессора 2. Поворот механизма 19 осуществляют с помощью гидроцилиндра 34, установленного на наружном корпусе 10.

Наружное кольцо 17 направляющего аппарата 14 охватывает рабочее кольцо 22, размещенное над первой рабочей лопаткой 23 ротора компрессора 2 и закрепленное на корпусе 12 турбокомпрессора 13. Наружное кольцо 17 и рабочее кольцо 22 соединены между собой телескопически в осевом направлении с помощью разнесенных между собой в осевом направлении передней 24 и задней 25 цилиндрических поверхностей, между которыми выполнена кольцевая замкнутая полость 26, связанная множеством каналов 27 с проточной частью 28 над первой рабочей лопаткой 23 компрессора 2.

Ротор 29 компрессора 2 установлен в промежуточном корпусе 9 с помощью роликового радиального подшипника 30 и в опоре 31 камеры сгорания 3 с помощью радиально-упорного шарикоподшипника 32.

Крепление двигателя к раме осуществляется за промежуточный корпус 9 (передняя подвеска) и за корпус подвески 33 (задняя подвеска).

Заявляемое устройство работает следующим образом.

При работе двигателя 1 на наружный корпус 10 от системы подвески действуют усилия, стремящиеся изогнуть корпус 10. Однако упругие деформации корпуса 10 от этих усилий минимальны, т.к. жесткость корпуса 10 на изгиб, имеющего увеличенный диаметр, в несколько раз выше, чем корпуса 12 турбокомпрессора 13, что позволяет уменьшить радиальные зазоры между статором и ротором и обеспечить высокий кпд компрессора 2.

Так как радиально-упорный шарикоподшипник установлен на выходе из компрессора, то направления температурных деформаций ротора и статора компрессора 2 совпадают, что также способствует сохранению высокого кпд компрессора 2 при работе двигателя 1.

Т. к. гидроцилиндр 34, управляющий поворотом лопаток 15 входного направляющего аппарата 14, расположен на наружном корпусе 10, закрепленном на промежуточном корпусе 9, на котором также установлен аппарат 14 с механизмом поворота лопаток 19, то взаимная осевая неподвижность гидроцилиндра 34 и механизма 19 также способствует повышению надежности работы компрессора 2. Кольцевая замкнутая полость, связанная множеством каналов с проточной частью компрессора, уменьшает неравномерность потока воздуха на входе в компрессор, повышая тем самым запасы его газодинамической устойчивости.

Источники информации
1. С. А. Вьюнов и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, М.: Машиностроение, 1989, стр. 34, рис. 2.1а.

2. Патент РФ 2036333, МКИ F 04 D 29/54, 27/02, 1995 г.

3. С. А. Вьюнов и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, М.: Машиностроение, 1989, стр. 24, рис. 2.1б.