RU2056544C1 - Stator of high pressure compressor - Google Patents
Stator of high pressure compressor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2056544C1 RU2056544C1 RU93008201A RU93008201A RU2056544C1 RU 2056544 C1 RU2056544 C1 RU 2056544C1 RU 93008201 A RU93008201 A RU 93008201A RU 93008201 A RU93008201 A RU 93008201A RU 2056544 C1 RU2056544 C1 RU 2056544C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sectors
- stator
- rings
- guide vane
- vane assemblies
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению, а именно, к конструкции статора компрессора высокого давления с системой активного регулирования радиальных зазоров между ротором и статором. The invention relates to engine building, namely, to the design of the stator of a high pressure compressor with an active regulation system of radial gaps between the rotor and the stator.
Известен статор компрессора высокого давления турбореактивного двигателя, содержащий внутренний корпус, жестко закрепленные в нем направляющие аппараты со статорными лопатками и промежуточные кольца, а также наружный корпус, охватывающий внутренний корпус с образованием кольцевой полости между ними [1]
Недостатком данной конструкции является ограниченная возможность регулирования радиальных зазоров между статором и ротором компрессора.Known stator of a high-pressure compressor of a turbojet engine containing an inner casing, guide vanes with stator vanes and intermediate rings rigidly fixed therein, as well as an outer casing covering the inner casing with the formation of an annular cavity between them [1]
The disadvantage of this design is the limited ability to control the radial clearance between the stator and the compressor rotor.
Известен также статор многоступенчатого осевого компрессора авиационного турбореактивного двигателя, включающий направляющие аппараты, состоящие из отдельных, установленных в этом статоре лопаток, и промежуточных колец, выполненных зацело с элементами статора [2]
Однако данная конструкция имеет следующие недостатки:
узкий диапазон регулирования радиальных зазоров, не позволяющий обеспечивать достаточно высокие параметры двигателя;
неустраненные механические и термические напряжения между внутренними и наружными слоями конструкции, которые приводят к уменьшению ресурса статора;
низкая надежность и технологичность из-за наличия малонадежных уплотнительных элементов и наличия сложных деталей.Also known is the stator of a multi-stage axial compressor of an aircraft turbojet engine, including guiding apparatuses consisting of separate blades installed in this stator and intermediate rings made integrally with stator elements [2]
However, this design has the following disadvantages:
a narrow range of regulation of radial clearances, which does not allow providing sufficiently high engine parameters;
unrepaired mechanical and thermal stresses between the inner and outer layers of the structure, which lead to a decrease in the stator resource;
low reliability and manufacturability due to the presence of unreliable sealing elements and the presence of complex parts.
Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в одновременном повышении ресурса, надежности и технологичности статора в результате устранения механических и термических напряжений между внутренними и наружными слоями конструкции, увеличения диапазона регулирования радиальных зазоров между ротором и статором, а также отсутствия многочисленных уплотнительных элементов и элементов крепления лопаток. The technical problem to which the invention is directed is to simultaneously increase the life, reliability and manufacturability of the stator by eliminating mechanical and thermal stresses between the inner and outer layers of the structure, increasing the range of regulation of radial clearances between the rotor and stator, as well as the absence of numerous sealing elements and blade attachment elements.
Данная техническая задача решается за счет того, что в статоре компрессора высокого давления, содержащем корпус и расположенные в нем направляющие аппараты, закрепленные в корпусе, и чередующиеся в ними промежуточные кольца, причем соседние кольца и направляющие аппараты соединены между собой соединением выступ-паз, а направляющие аппараты разрезаны по окружности на сектора, согласно изобретению промежуточные кольца разрезаны по окружности на число секторов, равное числу секторов направляющего аппарата, при этом сектора направляющего аппарата и промежуточных колец закреплены на корпусе винтами, а стыки секторов соседних колец и направляющих аппаратов размещены в шахматном порядке. This technical problem is solved due to the fact that in the stator of the high-pressure compressor containing the casing and guide devices located therein, fixed in the casing, and intermediate rings alternating in them, and adjacent rings and guide devices are interconnected by a protrusion-groove connection, and the guiding devices are cut around the circumference into sectors, according to the invention, the intermediate rings are circumferentially cut into the number of sectors equal to the number of sectors of the guiding apparatus, while the guiding sectors apparatus and intermediate rings are fixed to the body with screws and joints sectors adjacent rings and guide vanes arranged in a checkerboard pattern.
Кроме того, стыки секторов сбоку полностью перекрыты торцами секторов соседних направляющих аппаратов. In addition, the joints of the sectors on the side are completely blocked by the ends of the sectors of the neighboring guide vanes.
На фиг. 1 изображена схема турбореактивного двухконтурного двигателя; на фиг. 2 узел I на фиг.1 (в увеличенном виде для статора с радиальной деформацией корпуса при помощи разности давлений); на фиг.3 сечение А-А на фиг.2; на фиг. 4 узел I на фиг.1 (для статора с обдувом внутреннего корпуса воздухом); на фиг. 5 узел II на фиг.4 в увеличенном виде; на фиг.6 и 7 частичное окружное сечение по кольцу направляющего аппарата; на фиг. 8 схема расположения секторов колец в статоре компрессора; на фиг. 9 разрез Б-Б на фиг.6 (по стыку между секторами промежуточного кольца). In FIG. 1 shows a diagram of a turbojet dual-circuit engine; in FIG. 2 node I in figure 1 (in an enlarged view for a stator with radial deformation of the housing using the pressure difference); figure 3 section aa in figure 2; in FIG. 4 node I in figure 1 (for a stator with air blowing of the inner casing); in FIG. 5 node II in figure 4 in an enlarged view; 6 and 7, a partial circumferential section along the ring of the guide apparatus; in FIG. 8 arrangement of sectors of the rings in the compressor stator; in FIG. 9 section BB in Fig.6 (at the junction between the sectors of the intermediate ring).
Турбореактивный двухконтурный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор 2 низкого давления, компрессор 3 высокого давления, камеру 4 сгорания, турбину 5 высокого давления и турбину 6 низкого давления. The turbojet dual-circuit engine comprises a fan 1, a
Статор компрессора 3 высокого давления 3 содержит внутренний корпус 7, в котором жестко закреплены сектора 8 направляющих аппаратов со статорными лопатками 9 и чередующиеся с ними промежуточные кольца 10. Наружный корпус 11 охватывает внутренний корпус 7, снабжен патрубками 12 и жестко связан с внутренним корпусом радиальными фланцами 13 и 14. Кольцевая полость 15 между этими корпусами выполнена герметичной и сообщена с проточной частью 16 компрессора жиклерными отверстиями 17. Патрубки 12 снабжены заслонками 18 и сообщены с каналом 19 наружного контура двигателя (фиг. 2 и 3). The stator of the high-
Ротор компрессора высокого давления включает роторные лопатки 20, закрепленные на барабане ротора. The rotor of the high pressure compressor includes rotor blades 20 mounted on a rotor drum.
Сектора 8 направляющих аппаратов жестко закреплены на внутреннем корпусе винтами 22. Промежуточные кольца 10 жестко соединены с секторами 8 боковыми кольцевыми буртиками 23, выполненными на секторах 8 и расположенными в ответных кольцевых канавках соседних промежуточных колец 10.
Сектора 8 направляющих аппаратов и промежуточные кольца 10 разрезаны по окружности на равное число секторов 24 и 25 соответственно. Каждый сектор закреплен на внутреннем корпусе 7 одним винтом 22. Концы каждого из секторов 25 и 24 жестко зафиксированы между средними частями секторов соседних колец. Стыки секторов 24 и 25 соседних секторов 8 и 10 размещены в шахматном порядке.
По краям секторов 8 направляющих аппаратов радиально наружу от боковых буртиков 23 выполнены буртики 26 до контакта с внутренним корпусом 7, которые своими торцами полностью закрывают сбоку стыки между соседними секторами 25, что предотвращает утечку воздуха через эти стыки от последующих ступеней компрессора к предыдущим (фиг.9). On the edges of the
При сборке компрессора на ротор, расположенный вертикально, устанавливают последовательно секторы 24 в сборе с направляющими лопатками 9 и секторы 25 колец 10. При этом кольцевые буртики 23 секторов 24 входят в кольцевые канавки секторов 25 соседних колец 10. Такая двойная центровка (по внутренней цилиндрической и наружной цилиндрической поверхностям) совместно с шахматным расположением стыков соседних секторов 24 и 25 обеспечивает фиксацию секторов в радиальном направлении относительно ротора. После установки секторов всех колец на них надвигают внутренний корпус 7 и закрепляют каждый сектор одним винтом 22 на внутреннем корпусе. When assembling the compressor, the
После запуска двигателя при переходе с режима малого газа на взлетный режим радиальные зазоры между ротором и статором уменьшаются. Так как заслонки 18 находятся в открытом положении, то давление в кольцевой полости 15 будет примерно равно давлению в канале 19 наружного контура двигателя. Поэтому под давлением все увеличивающегося перепада по обе стороны внутреннего корпуса 7, а также все увеличивающейся температуры воздуха в проточной части 16 компрессора внутренний корпус 7 расширяется быстрее, чем ротор. Ввиду этого радиальные зазоры между ротором и статором увеличиваются, что предотвращает задевание концов роторных лопаток 20 в промежуточные кольца 10. After starting the engine during the transition from idle to take-off mode, the radial clearances between the rotor and stator are reduced. Since the
При переходе двигателя на длительный крейсерский режим все заслонки 18 закрываются, и полость 15 становится герметичной. Поскольку она сообщена с проточной частью 16 жиклерными отверстиями 17, давление в ней становится равным статическому давлению в том месте проточной части 16, где расположены отверстия 17. Внутренний корпус 7 разгружается от действия силы перепада давления по обе его стороны. Корпус 7 при этом сжимается и радиальные зазоры становятся минимальными. Температура корпуса и ротора выравнивается. When the engine switches to a long cruising mode, all the
При переходе двигателя на режим малого газа температура воздуха в проточной части 16 резко уменьшается. При этом тонкостенный внутренний корпус 7 охлаждается быстрее, чем массивный ротор, поэтому возникает опасность врезания концов роторных лопаток 20 в промежуточные кольца 10 статора. When the engine enters the idle mode, the air temperature in the flow part 16 decreases sharply. In this case, the thin-walled
Для увеличения радиальных зазоров открываются заслонки 18, после чего давление в кольцевой полости 15 быстро падает до давления в канале 19 наружного контура. Внутренний корпус 7 под давлением разности давлений по обе стороны расширяется и радиальные зазоры между ротором и статором увеличиваются. To increase the radial clearances,
При работе двигателя множество секторов 24 и 25, на которые разрезаны элементы 8 и 10, закрепленные на внутреннем корпусе 7 только одним винтом каждый, не ограничивают свободную радиальную деформацию корпуса 7 при температурах и силовых воздействиях на него. Крепежные винты 22 при этом не подвергаются дополнительным напряжениям. When the engine is running,
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93008201A RU2056544C1 (en) | 1993-02-11 | 1993-02-11 | Stator of high pressure compressor |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93008201A RU2056544C1 (en) | 1993-02-11 | 1993-02-11 | Stator of high pressure compressor |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93008201A RU93008201A (en) | 1995-04-30 |
RU2056544C1 true RU2056544C1 (en) | 1996-03-20 |
Family
ID=20137181
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93008201A RU2056544C1 (en) | 1993-02-11 | 1993-02-11 | Stator of high pressure compressor |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2056544C1 (en) |
-
1993
- 1993-02-11 RU RU93008201A patent/RU2056544C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Патент США N 4246274, кл. 415-199.5, опубл.1981. 2. Заявка Великобритании N 1507156, кл. F 04D 29/52, опубл.1978. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5622475A (en) | Double rabbet rotor blade retention assembly | |
US10208615B2 (en) | Seal shoe for a hydrostatic non-contact seal device | |
CA2523192C (en) | Turbine shroud segment seal | |
CN107013257B (en) | Grooved cambered plate seal of turbine | |
US5232340A (en) | Gas turbine engine stator assembly | |
US4218189A (en) | Sealing means for bladed rotor for a gas turbine engine | |
EP0401342B1 (en) | Segmented seal plate for a turbine engine | |
RU2712560C2 (en) | Rotary assembly for turbine engine comprising self-supporting rotor casing | |
US9328926B2 (en) | Segmented combustion chamber head | |
US20120177495A1 (en) | Multi-function heat shield for a gas turbine engine | |
EP2964901B1 (en) | Seal assembly including a notched seal element for arranging between a stator and a rotor | |
US6808364B2 (en) | Methods and apparatus for sealing gas turbine engine variable vane assemblies | |
KR19990045144A (en) | High Pressure Rotor Brush Seals | |
JP2000193095A (en) | Axial brush seal for gas turbine engine and gas turbine engine | |
GB2151710A (en) | Stator structure for a gas turbine engine | |
CN101845996A (en) | Interstage seal for gas turbine and corresponding gas turbine | |
US6648600B2 (en) | Turbine rotor | |
US5961278A (en) | Housing for turbine assembly | |
US11408297B2 (en) | Air seal assembly | |
CA1126658A (en) | Rotor assembly having a multistage disk | |
US5320484A (en) | Turbomachine stator having a double skin casing including means for preventing gas flow longitudinally therethrough | |
RU2056544C1 (en) | Stator of high pressure compressor | |
WO2018144657A1 (en) | Tip balance slits for turbines | |
JPH09329003A (en) | Turbine shroud attached with a gas sealing device | |
EP3287605B1 (en) | Rim seal for gas turbine engine |