Улучшение топливной эффективности газотурбинного двигателя установкой в компрессоре надроторного устройства

Abstract

Представлен анализ влияния кольцевых канавок в наружной стенке корпуса осевого компрессора на течение в проточной части рабочего колеса и характеристики осевого компрессора, а также на топливную эффективность ГТД в целом. Изложен предположительный механизм воздействия течения в полости кольцевой канавки на основное течение в концевой области проточной части рабочего колеса осевого компрессора. Эффективность надроторного устройства в виде одиночной кольцевой канавки, ширина которой составляет 20 % осевой проекции хорды концевого сечения лопатки рабочего колеса, проверена экспериментально в системе одноступенчатого и многоступенчатого осевого компрессора. Рост КПД компрессора с десятью одиночными кольцевыми канавками, установленными над входными кромками лопаток рабочих колес каждой ступени, обеспечил снижение удельного расхода топлива серийного ГТД на основных режимах его работы.

Наведено аналіз впливу кільцевих канавок на течію в проточній частині робочого колеса і характеристики осьового компресора, а також на паливну ефективність газотурбінного двигуна в цілому. Викладено можливий механізм впливу течії в порожнині кільцевої канавки на основну течію в кінцевій області проточної частини робочого колеса ступеня осьового компресора. Ефективність надроторного пристрою у вигляді однієї кільцевої канавки, ширина якої становить 20% осьової проекції хорди кінцевого перерізу лопатки робочого колеса, показано експериментально в системі одноступінчастого і багатоступінчастого осьового компресора. Зростання ККД компресора з десятьма одиночними кільцевими канавками, встановленими над вхідними кромками лопаток робочих коліс кожного ступеня, забезпечив зниження питомої витрати палива серійного ГТД на основних режимах його роботи.

The analysis of the influence of annular grooves on the flow in the compressor rotor airgas channel and the axial compressor characteristics as well as on the fuel efficiency of the gas turbine engine is presented. The hypothetical mechanism of the flow effect in the cavity of the annular groove on the main flow in the tip end of the blade airfoil of the axial compressor stage is outlined. The effectiveness of the casing treatment in the form of single annular groove, width is 20% of the axial projection of the chord of the tip end section of the blade is shown experimentally in a single-stage and multistage axial compressor system. The increase of the compressor efficiency with ten single annular grooves installed above the leading edges of the blades of each stage, has reduced the specific fuel consumption of the serial GTE in its main operating modes.