RU2198311C2

RU2198311C2 - Gas turbine plant

Info

Publication number: RU2198311C2
Application number: RU2001100249/06A
Authority: RU
Inventors: А.А. Иноземцев; Е.Т. Гузачев; С.В. Торопчин; В.А. Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2001-01-03
Filing date: 2001-01-03
Publication date: 2003-02-10

Abstract

FIELD: mechanical engineering; turbines. SUBSTANCE: proposed gas turbine plant with gas generator comprises low-and high-pressure compressors. Ring slot fund behind first blade of low-pressure compressor communicates at inlet with periphery of compressor setting and at outlet, with atmosphere. Ring space found at outlet of low-pressure compressor communicates at inlet with periphery of passage channel between compressors, and at outlet, with atmosphere through housing blow-out system. Ratio of area of ring slot section to area of setting behind first working blade of low-pressure compressor is within 0.005 and 1. EFFECT: improved reliability and efficiency of gas turbine plant owing to two-stage cleaning of air delivered to high-pressure compressor. 3 dwg

Description

Изобретение относится к конструкциям газотурбинных установок, в том числе полученных в результате конверсии высокоэффективных газотурбинных двигателей. The invention relates to the construction of gas turbine plants, including those obtained as a result of the conversion of highly efficient gas turbine engines.

Известна газотурбинная установка на базе авиационного газотурбинного двигателя НК-12 [1]. Недостатком такой установки является ее низкая экономичность из-за малой степени сжатия в однокаскадном компрессоре газотурбинного двигателя. Known gas turbine installation based on an aircraft gas turbine engine NK-12 [1]. The disadvantage of this installation is its low efficiency due to the low compression ratio in a single-stage compressor of a gas turbine engine.

Прототипом заявляемого технического решения служит газотурбинная установка, выполненная путем конверсии авиационного газотурбинного двигателя с последовательно расположенными компрессорами низкого и высокого давлений [2] . The prototype of the claimed technical solution is a gas turbine unit made by converting an aircraft gas turbine engine with successively arranged low and high pressure compressors [2].

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность, т.к. компрессор высокого давления в двигателе работает в условиях повышенных температур и давлений, а также выполнен с рабочими и направляющими лопатками, имеющими малые геометрические размеры, т.к. с увеличением степени сжатия высота проточной части компрессора уменьшается. A disadvantage of the known design is its low reliability, because the high-pressure compressor in the engine operates at elevated temperatures and pressures, and is also made with working and guide vanes having small geometric dimensions, because with increasing degree of compression, the height of the flow part of the compressor decreases.

Для авиационного двигателя, работающего большую часть своего ресурса на большой высоте в условиях чистого воздуха, проблема лопаток с малыми геометрическими размерами не имеет существенного значения, но для наземных установок, которые работают в условиях загрязненного воздуха на земле, проблема абразивного износа и загрязнения малоразмерных лопаток компрессора высокого давления стоит особо остро. For an aircraft engine operating most of its life at high altitude in clean air, the problem of blades with small geometric dimensions is not significant, but for ground installations that work in conditions of polluted air on the ground, the problem of abrasion and pollution of small compressor blades high pressure is particularly acute.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности и кпд установки за счет двухступенчатой очистки воздуха, поступающего в компрессор высокого давления газогенератора. The technical problem that the invention solves is to increase the reliability and efficiency of the installation due to two-stage purification of the air entering the high-pressure compressor of the gas generator.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинной установке с газогенератором, включающим компрессоры низкого и высокого давлений, согласно изобретению за первой рабочей лопаткой компрессора низкого давления выполнена кольцевая щель, сообщающаяся на выходе с периферией проточной части компрессора низкого давления, на выходе - с атмосферой, причем на выходе из компрессора низкого давления выполнена кольцевая полость, сообщающаяся на входе с периферией переходного между компрессорами канала, а на выходе - с атмосферой. Кроме того. отношение площади сечения кольцевой щели F₁ к площади F₂ проточной части за первой рабочей лопаткой компрессора низкого давления находится в интервале 0,005-0,1.The essence of the invention lies in the fact that in a gas turbine installation with a gas generator comprising low and high pressure compressors, according to the invention, an annular gap is made behind the first working blade of the low pressure compressor, communicating at the outlet with the periphery of the flow part of the low pressure compressor, with the outlet, moreover, an annular cavity is made at the outlet of the low-pressure compressor, communicating at the inlet with the periphery of the transition channel between the compressors, and at the outlet with the atmosphere. Moreover. the ratio of the cross-sectional area of the annular gap F ₁ to the area F _{2 of the} flow part behind the first working blade of the low-pressure compressor is in the range of 0.005-0.1.

Поскольку под действием центробежных сил загрязняющие частицы сепарируются к периферии, то и сброс их осуществляется через полости, расположенные на периферии проточной части компрессора низкого давления за рабочим колесом I ступени, а также в переходном между компрессорами канале. Since, under the action of centrifugal forces, the polluting particles are separated to the periphery, then they are discharged through cavities located on the periphery of the flow part of the low-pressure compressor behind the impeller of the first stage, as well as in the transition channel between the compressors.

Выполнение кольцевой щели за первой рабочей лопаткой компрессора низкого давления, которая сообщается на входе с периферией проточной части за первой рабочей лопаткой, а на выходе - с атмосферой, позволяет осуществлять сбрасывание крупных загрязняющих частиц в атмосферу. The execution of the annular gap behind the first working blade of the low pressure compressor, which communicates at the inlet with the periphery of the flowing part behind the first working blade, and at the outlet with the atmosphere, allows the discharge of large polluting particles into the atmosphere.

Более мелкие частицы сепарируются следующими рабочими лопатками компрессора низкого давления и попадают в систему обдува корпусов через кольцевую полость, расположенную на выходе из компрессора низкого давления, сообщающуюся на входе с периферией переходного между компрессорами канала, а на выходе - с атмосферой. Smaller particles are separated by the following working blades of the low-pressure compressor and enter the body blowing system through an annular cavity located at the outlet of the low-pressure compressor, communicating at the inlet with the periphery of the transition channel between the compressors, and at the outlet with the atmosphere.

При двухступенчатой очистке воздуха на входе в компрессор высокого давления растут не только ресурс и кпд компрессора из-за уменьшения загрязнения и абразивного износа лопаток, но и кпд газотурбинной установки в целом, т.к. первая ступень очистки способствует повышению кпд и запасов газодинамической устойчивости компрессора низкого давления из-за слива пограничного слоя с периферии первых рабочих лопаток. Вторая ступень очистки способствует повышению кпд турбины, т.к. в результате обдува корпусов турбины отбираемым воздухом уменьшаются радиальные зазоры между статором и ротором турбины. With a two-stage air purification at the inlet to the high-pressure compressor, not only the resource and efficiency of the compressor increase due to reduced pollution and abrasive wear of the blades, but also the efficiency of the gas turbine unit as a whole, because The first stage of cleaning helps to increase the efficiency and gas-dynamic stability of a low-pressure compressor due to the discharge of the boundary layer from the periphery of the first working blades. The second stage of cleaning increases the efficiency of the turbine, because as a result of blowing the turbine bodies with the selected air, the radial clearances between the stator and the turbine rotor are reduced.

Количество воздуха, сбрасываемого за рабочим колесом I ступени, определяется отношением площади сечения кольцевой щели F₁ к площади F₂ проточной части за первой рабочей лопаткой компрессора низкого давления, которое находится в интервале 0,005-0,1.The amount of air discharged behind the impeller of the first stage is determined by the ratio of the cross-sectional area of the annular gap F ₁ to the area F _{2 of the} flow part behind the first working blade of the low-pressure compressor, which is in the range of 0.005-0.1.

При F₁:F₂<0,005 снижаются запасы газодинамической устойчивости компрессора низкого давления и ухудшается очистка воздуха.When F ₁ : F ₂ <0.005, the reserves of gas-dynamic stability of a low-pressure compressor are reduced and air purification is impaired.

При F₁: F₂>0,1 уменьшаются кпд и мощность газотурбинной установки, т.к. часть воздуха не работает в двигателе.When F ₁ : F ₂ > 0.1, the efficiency and power of the gas turbine installation decrease, because part of the air does not work in the engine.

На фиг. 1 показан продольный разрез заявляемой установки; на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 представлен элемент II на фиг.2 в увеличенном виде. In FIG. 1 shows a longitudinal section of the inventive installation; figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view; figure 3 presents the element II in figure 2 in an enlarged view.

Газотурбинная установка 1 состоит из двухвального газогенератора 2 и силовой турбины 3 с выхлопной системой 4. Газогенератор 2 выполнен с двухкаскадным компрессором и состоит из многоступенчатого компрессора низкого давления 5, промежуточного корпуса 6, компрессора высокого давления 7, камеры сгорания 8, турбины высокого давления 9 и турбины низкого давления 10. The gas turbine unit 1 consists of a two-shaft gas generator 2 and a power turbine 3 with an exhaust system 4. The gas generator 2 is made with a two-stage compressor and consists of a multi-stage low pressure compressor 5, an intermediate casing 6, a high pressure compressor 7, a combustion chamber 8, a high pressure turbine 9 and low pressure turbines 10.

Рабочее колесо 11 первой ступени компрессора низкого давления 5 выполнено с широкохордными рабочими лопатками 12, на выходе из которых на периферии проточной части 13 выполнена кольцевая щель 14 сброса воздуха, которая на выходе соединена с кольцевой полостью 15 и далее через трубы 16 - с атмосферой. The impeller 11 of the first stage of the low pressure compressor 5 is made with wide-chord rotor blades 12, at the exit of which an annular air discharge gap 14 is made at the periphery of the flow part 13, which is connected to the annular cavity 15 at the outlet and through the pipes 16 to the atmosphere.

На выходе из компрессора низкого давления 5 за последней направляющей лопаткой 17, на периферии переходного между компрессорами канала 18 выполнена кольцевая щель 19 отбора воздуха, которая через трубы 20 и 21 и систему 22 обдува корпусов турбины 9 также соединена с атмосферой. На вход в компрессор 5 вместе с воздухом поступают посторонние загрязняющие частицы 23, 24. At the outlet of the low-pressure compressor 5, behind the last guide vane 17, on the periphery of the transition channel between the compressors 18, an annular air extraction gap 19 is made, which is also connected to the atmosphere through pipes 20 and 21 and the system 22 for blowing the turbine bodies 9. At the inlet to the compressor 5, along with air, foreign contaminants 23, 24 enter.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

При работе газотурбинной установки 1 на вход в компрессор низкого давления 5 вместе с воздухом поступают посторонние частицы 23, 24, которые загрязняют компрессор высокого давления 7 и ведут к его поломке. Под действием центробежных сил частицы 23 сепарируются рабочими лопатками 12 к периферии проточной части 13, наиболее крупные сбрасываются через кольцевую щель 14, кольцевую полость 15 и трубы 16 в атмосферу. During the operation of the gas turbine unit 1, foreign particles 23, 24, which pollute the high-pressure compressor 7 and lead to its breakdown, enter the low pressure compressor 5 at the inlet. Under the action of centrifugal forces, the particles 23 are separated by working blades 12 to the periphery of the flow part 13, the largest are discharged through the annular gap 14, the annular cavity 15 and the pipe 16 into the atmosphere.

Мелкие загрязняющие частицы 24 требуют большего времени сепарирования, поэтому они сепарируются последующими ступенями компрессора низкого давления 5, после чего сбрасываются через щель 19, трубы 20 и 21, систему обдува корпусов 22 - в атмосферу,
Источники информации
1. Ревзин Б. С. Газотурбинные газоперекачивающие агрегаты, М.: Недра, 1986, стр.132, рис.70.Small contaminants 24 require a longer separation time, so they are separated by subsequent stages of the low-pressure compressor 5, after which they are discharged through a slot 19, pipes 20 and 21, the system for blowing the bodies 22 into the atmosphere,
Sources of information
1. Revzin B. S. Gas-turbine gas-pumping units, M .: Nedra, 1986, p. 132, Fig. 70.

2. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Д.В. Хронина, Москва, 1989, стр.55, рис.3.4б. 2. Construction and design of aircraft gas turbine engines, ed. D.V. Chronina, Moscow, 1989, p. 55, Fig. 3.4b.

Claims

A gas turbine installation with a gas generator including low and high pressure compressors, characterized in that an annular gap is made behind the first blade of the low pressure compressor, communicating at the inlet with the periphery of the compressor flow part, and at the outlet with the atmosphere, and at the outlet of the low pressure compressor an annular cavity communicating at the inlet with the periphery of the transitional channel between the compressors, and at the outlet with the atmosphere through the body blowing system, with the ratio of the cross-sectional area of the annular whether F ₁ to the area F _{2 of the} flow part behind the first working blade of the low-pressure compressor is in the range of 0.005-1.