CN110005474A - 一种静子组件及具有其的航空发动机 - Google Patents

一种静子组件及具有其的航空发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN110005474A
CN110005474A CN201910314630.9A CN201910314630A CN110005474A CN 110005474 A CN110005474 A CN 110005474A CN 201910314630 A CN201910314630 A CN 201910314630A CN 110005474 A CN110005474 A CN 110005474A
Authority
CN
China
Prior art keywords
stator
axle
stator component
mounting hole
casing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201910314630.9A
Other languages
English (en)
Inventor
王雅谋
王小颖
胡丹
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN201910314630.9A priority Critical patent/CN110005474A/zh
Publication of CN110005474A publication Critical patent/CN110005474A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本申请涉及一种静子组件，所述静子组件包括：静子叶片，所述静子叶片具有上轴径和下轴径；至少两机匣，所述机匣具有相配合的安装边，所述安装边通过连接件连接在一起，其中，配合后的所述安装边具有安装孔，所述安装孔与所述上轴径相适配；以及内支撑环，所述内支撑环具有支撑孔，所述支撑孔与所述下轴径相适配，用于支撑所述静子叶片。本申请的静子组件中机匣由3个锻件变为2个锻件，降低了制造成本，安装边数量也由3处变为2处，减少了连接螺栓数量，降低了加工和装配成本，同时，在主要零件数量明显减少的情况下，未出现多余结构特征，提高了结构可靠性。

Description

一种静子组件及具有其的航空发动机
技术领域
本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种静子组件及具有其的航空发动机。
背景技术
为提高航空发动机喘振裕度，通常采取多转子、放气、转子叶片前的静子叶片可转等措施。为实现转子叶片前的静子叶片角度可转，需在静子叶片的上下端各设置转动轴，上端转轴伸出机匣并连接有摇臂，由作动筒驱动摇臂进而带动静子叶片转动，下端转轴由对开式的内侧环件夹住。当静子叶片绕上下轴转动时，改变了后侧的转子叶片进口气流方向，使气流攻角与转子叶片叶型更匹配，达到提高发动机喘振裕度的目的。
如图1所示为现有静子组件与转子组件配合示意图，静子组件包括静子机匣、静子叶片101及内支撑环102。静子机匣示例性的给出了第一机匣103、第二机匣104和第三机匣105，第一机匣103的第一机匣安装边131与第二机匣104的第二机匣左安装边141通过连接件连接，第二机匣104的第二机匣右安装边142与第三机匣105的第三机匣安装边151通过连接连接。静子叶片101的上下段分别具有上轴径111和下轴径112，上轴径111穿过第二机匣104上设置的孔，且与摇臂106连接，下轴径112置于内支撑环前段121和内支撑环后段122构成的内支撑环102的孔中。由于静子叶片流道是倾斜带角度，静子叶片101的前后分别有前转子叶片107和后转子叶片108，因此内支撑环前段121或内支撑环后段122切开成若干段后焊接(焊缝123)成整环，以保证一侧完整，另一侧可以装配进去。
然而，现有技术中的结构方式在静子叶片1的下轴颈112处至少需要3个零件组合在一起，才能实现该处的装配，带来锻件成本，加工成本的增加，并且降低了结构可靠性。
发明内容
本申请的目的是提供了一种静子组件及具有其的航空发动机，以解决上述至少任一问题。
在一方面，本申请提供了一种静子组件，所述静子组件包括：静子叶片，所述静子叶片具有上轴径和下轴径；至少两机匣，所述机匣具有相配合的安装边，所述安装边通过连接件连接在一起，其中，配合后的所述安装边具有安装孔，所述安装孔与所述上轴径相适配；以及内支撑环，所述内支撑环具有支撑孔，所述支撑孔与所述下轴径相适配，用于支撑所述静子叶片。
在本申请一实施方式在，所述内支撑环为环状且一体成型。
在本申请一实施方式在，所述静子组件还包括摇臂，所述摇臂连接于所述上轴径，用于在驱动机构的作用下控制所述静子叶片的转动。
在本申请一实施方式在，所述安装边沿径向方向延伸高出所述机匣预定高度。
在本申请一实施方式在，所述安装孔在周向方向上的两侧至少具有一个连接件。
在本申请一实施方式在，相配合的两安装边平分所述安装孔。
在本申请一实施方式在，所述安装边上具有所述安装孔位置的厚度大于非安装孔位置的厚度。
在另一方面，本申请提供了一种航空发动机，所述航空发动机包括：如上任一所述的静子组件；以及至少两转子叶片，所述转子叶片沿气流方向分别设置于所述静子叶片的前后两侧。
在本申请一实施方式在，所述转子叶片之间设有封严篦齿，所述封严篦齿与所述内支撑环配合，用于封严气流。
在本申请一实施方式在，所述航空发动机还包括驱动装置，所述驱动装置用于驱动所述摇臂。
本申请的静子组件中内支撑环环由1个锻件加工而成，不用由2个锻件分别加工再合并实现静子叶片下轴颈装配，同时取消了前后内支撑环之间的连接螺栓，内环处零件数量明显减少，也降低了加工和装配成本；机匣由3个锻件变为2个锻件，降低了制造成本，安装边数量也由3处变为2处，减少了连接螺栓数量，降低了加工和装配成本，同时，在主要零件数量明显减少的情况下，未出现多余结构特征，提高了结构可靠性。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为现有技术的静子组件与转子组件结构示意图。
图2为本申请的静子组件与转子组件结构示意图。
现有技术的附图标记：
101-静子叶片，111-上轴径，112-下轴径；
102-内支撑环，121-内支撑环前段，122-内支撑环后段，123-焊缝；
103-第一机匣，131-第一机匣安装边；
104-第二机匣，141-第二机匣左安装边，142-第二机匣右安装边；
105-第三机匣，151-第三机匣安装边；
106-摇臂；
107-前转子叶片；
108-后转子叶片。
本申请的附图标记：
201-静子叶片，211-上轴径，212-下轴径；
202-内支撑环；
203-第一机匣，231-第一机匣安装边；
204-第二机匣，241-第二机匣安装边；
205-摇臂；
206-前转子叶片；
207-后转子叶片；
208-封严篦齿。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
为了解决现有技术中，静子组件结构、安装工艺难度大等问题，本申请提出一种结构简单的静子组件，在内环处零件减少，仍可实现静子组件的装配的情况下，减少静子叶片内环处零件数量，降低机匣处的结构复杂程度，提高静子组件的整体性。
为此，如图2所示，本申请的静子组件包括静子叶片201、至少两个机匣和内支撑202环。其中，静子叶片201具有上轴径211和下轴径212，静子叶片以上下轴径转动。两个机匣分别为第一机匣203和第二机匣204，第一机匣203具有第一机匣安装边231，第二机匣204具有第二机匣安装边241，第一机匣安装边231和第二机匣安装边241通过连接件实现配合连接。其中，配合后的安装边上具有安装孔，安装孔能够与上轴径相适配。内支撑环202具有支撑孔，支撑孔与下轴径相适配，用于支撑所述静子叶片。装配后的静子叶片可绕上下轴颈转动。
在本申请中，内支撑环202为一体成型的整环状结构，成型方式可以采用铸造、机加成型等。整环结构的内支撑环202可以简化安装过程的步骤，提供装配效率。
在本申请中，静子组件还包括摇臂205，摇臂205设置在机匣的外侧，其连接到上轴径211上，在驱动机构的作用下，摇臂能够控制静子叶片的转动。
在本申请中，第一机匣安装边231及第二机匣安装边241沿径向方向延伸且高出相应的机匣一定高度。此高度用于连接沿轴向穿过，以将两机匣进行固定。
如图1中B向所示，安装孔周向均布在安装边上，其数量与静子叶片的数量相同。为了实现对安装孔内的上轴径进行有力的限位，在周向方向上的安装孔的两侧至少具有一个连接件。
继续参照图1中B向所示，第一机匣安装边231和第二机匣安装边241配合，两安装边分别具有一半的圆孔，配合后形成一完整的安装孔。需要说明的是，在能够实现配合形成完整安装孔的前提下，第一机匣安装边231和第二机匣安装边241还可以为一具有3/4的圆孔、另一具有1/4的圆孔。
进一步的，当安装孔被两安装边均分时，安装边上具有安装孔位置处的厚度大于非安装孔位置处的厚度，由此提高安装边的结构强度。
另外，本申请还提供了一种航空发动机，航空发动机包括上文所述的静子组件，还包括至少两个转子叶片——第一转子叶片206和第二转子叶片207，第一转子叶片206和第二转子叶片207沿气流方向分别设置在静子叶片201的前后两侧。当处于中间位置的静子叶片201被驱动转动时，改边了后侧的第二转子叶片207的进口气流方向，使气流攻角与第二转子叶片207的叶型更匹配，从而提高了航空发动机的喘振裕度。
在本申请中，第一转子叶片206和第二转子叶片207之间通过安装盘连接，安装盘上设有封严篦齿208，封严篦齿208在轴向的位置与内支撑环202相适配，封严篦齿208与内支撑环202配合可以防止流道内气流乱窜，从而起到封严气流的作用。
在本申请中，航空发动机还包括驱动装置，驱动装置设置在机匣的外侧，驱动装置与摇臂连接，用于驱动所述摇臂。在一些实施例中，驱动装置可以是例如作动筒或直线电机等装置。
本申请的静子组件中内支撑环环由1个锻件加工而成，不用由2个锻件分别加工再合并实现静子叶片下轴颈装配，同时取消了前后内支撑环之间的连接螺栓，内环处零件数量明显减少，也降低了加工和装配成本；机匣由3个锻件变为2个锻件，降低了制造成本，安装边数量也由3处变为2处，减少了连接螺栓数量，降低了加工和装配成本，同时，在主要零件数量明显减少的情况下，未出现多余结构特征，提高了结构可靠性。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种静子组件，其特征在于，所述静子组件包括
静子叶片，所述静子叶片具有上轴径和下轴径；
至少两机匣，所述机匣具有相配合的安装边，所述安装边通过连接件连接在一起，其中，配合后的所述安装边具有安装孔，所述安装孔与所述上轴径相适配；以及
内支撑环，所述内支撑环具有支撑孔，所述支撑孔与所述下轴径相适配，用于支撑所述静子叶片。
2.如权利要求1所述的静子组件，其特征在于，所述内支撑环为环状且一体成型。
3.如权利要求1所述的静子组件，其特征在于，所述静子组件还包括摇臂，所述摇臂连接于所述上轴径，用于在驱动机构的作用下控制所述静子叶片的转动。
4.如权利要求1所述的静子组件，其特征在于，所述安装边沿径向方向延伸高出所述机匣预定高度。
5.如权利要求1所述的静子组件，其特征在于，所述安装孔在周向方向上的两侧至少具有一个连接件。
6.如权利要求1所述的静子组件，其特征在于，相配合的两安装边平分所述安装孔。
7.如权利要求6所述的静子组件，其特征在于，所述安装边上具有所述安装孔位置的厚度大于非安装孔位置的厚度。
8.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括
如权利要求1至7任一所述的静子组件；以及
至少两转子叶片，所述转子叶片沿气流方向分别设置于所述静子叶片的前后两侧。
9.如权利要求8所述的航空发动机，其特征在于，所述转子叶片之间设有封严篦齿，所述封严篦齿与所述内支撑环配合，用于封严气流。
10.如权利要求8所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机还包括驱动装置，所述驱动装置用于驱动所述摇臂。
CN201910314630.9A 2019-04-18 2019-04-18 一种静子组件及具有其的航空发动机 Pending CN110005474A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910314630.9A CN110005474A (zh) 2019-04-18 2019-04-18 一种静子组件及具有其的航空发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910314630.9A CN110005474A (zh) 2019-04-18 2019-04-18 一种静子组件及具有其的航空发动机

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN110005474A true CN110005474A (zh) 2019-07-12

Family

ID=67173025

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910314630.9A Pending CN110005474A (zh) 2019-04-18 2019-04-18 一种静子组件及具有其的航空发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110005474A (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110735806A (zh) * 2019-09-29 2020-01-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种静子叶片测量结构
CN112196838A (zh) * 2020-12-09 2021-01-08 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 航空发动机的叶轮机械和航空发动机
CN116104602A (zh) * 2023-02-28 2023-05-12 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种用于发动机压气机放气的传力机构

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4773817A (en) * 1986-09-03 1988-09-27 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Labyrinth seal adjustment device for incorporation in a turbomachine
CN109356671A (zh) * 2018-12-16 2019-02-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种可调静子叶片角度调节机构

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4773817A (en) * 1986-09-03 1988-09-27 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Labyrinth seal adjustment device for incorporation in a turbomachine
CN109356671A (zh) * 2018-12-16 2019-02-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种可调静子叶片角度调节机构

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110735806A (zh) * 2019-09-29 2020-01-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种静子叶片测量结构
CN112196838A (zh) * 2020-12-09 2021-01-08 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 航空发动机的叶轮机械和航空发动机
CN112196838B (zh) * 2020-12-09 2021-02-19 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 航空发动机的叶轮机械和航空发动机
CN116104602A (zh) * 2023-02-28 2023-05-12 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种用于发动机压气机放气的传力机构
CN116104602B (zh) * 2023-02-28 2024-04-12 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种用于发动机压气机放气的传力机构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110005474A (zh) 一种静子组件及具有其的航空发动机
US10450877B2 (en) Guide means for a gas turbine and gas turbine having such a guide means
US4045149A (en) Platform for a swing root turbomachinery blade
RU2673361C1 (ru) Направляющее устройство для регулируемых лопаток статора турбореактивного двигателя и способ сборки такого устройства
JP5498671B2 (ja) ターボ機械用の可変ピッチ翼の段
US20170030377A1 (en) Arrangement of components in a fluid energy machine and assembly method
US9784285B2 (en) Variable stator vane assemblies and variable stator vanes thereof having a locally swept leading edge and methods for minimizing endwall leakage therewith
CN104018889B (zh) 可变喷嘴单元以及可变容量型增压器
US10450884B2 (en) Impeller having a radial seal for a turbine engine turbine
CN105298920A (zh) 轴向涡轮发动机压缩机的导向轮叶组件叶片箱
CN107835889A (zh) 用于涡轮机的可变桨距扇叶控制环
US9951654B2 (en) Stator blade sector for an axial turbomachine with a dual means of fixing
US9957806B2 (en) Method for producing a tandem blade wheel for a jet engine and tandem blade wheel
CN101096919B (zh) 涡轮机
CN105814293B (zh) 可变喷嘴单元以及可变容量型增压器
US20130045082A1 (en) Compressor of an exhaust-gas turbocharger
US10539031B2 (en) Impeller having spoilers for a turbine engine turbine
JP6949975B2 (ja) 磁気的に結合されたシールレス遠心ポンプ
JP6475239B2 (ja) 上流縁の近くでその下流側を通じてしっかりと接続されることが可能なターボ機械遠心圧縮機のカバー、およびこのカバーを備えるターボ機械
US20150118031A1 (en) System and a method of installing a tip shroud ring in turbine disks
CN107771250B (zh) 用于涡轮发动机的用于控制可调设置叶片的系统
CN109923283A (zh) 涡轮机器转子和用于制造涡轮机器转子的方法
JP7325191B2 (ja) モータ一体型流体機械及び垂直離着陸機
US9856887B2 (en) Rotor of a supercharging device
US8784053B2 (en) Fan shield and bearing housing for air cycle machine

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20190712