RU206651U1 - Gas turbine engine compressor stator guide - Google Patents
Gas turbine engine compressor stator guide Download PDFInfo
- Publication number
- RU206651U1 RU206651U1 RU2021110767U RU2021110767U RU206651U1 RU 206651 U1 RU206651 U1 RU 206651U1 RU 2021110767 U RU2021110767 U RU 2021110767U RU 2021110767 U RU2021110767 U RU 2021110767U RU 206651 U1 RU206651 U1 RU 206651U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shelves
- blades
- compressor
- sectors
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/542—Bladed diffusers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения и ГТУ наземного применения, в частности, к статору компрессора газотурбинного двигателя. Направляющий аппарат статора компрессора газотурбинного двигателя состоит из секторов, включающих лопатки из перьев и наружных полок, соединенных между собой посредством паяного соединения, перья выполнены зацело с наружными полками. Дополнительно лопатки содержат внутренние полки, причем перо, внутренняя полка и наружная полка каждой лопатки выполнены зацело, а лопатки соединены между собой паяным соединением по боковым поверхностям наружных полок и внутренних полок, при этом сектора выполнены с углом α, равным 30°…45° относительно оси компрессора по боковым поверхностям наружных и внутренних полок. В каждом секторе размещены не менее 6 лопаток. Направляющий аппарат содержит не менее 8 секторов. Таким образом, предлагаемая полезная модель позволяет повысить конструкционную прочность соединения лопаток в паяном соединении сектора направляющего аппарата компрессора. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.The utility model relates to the field of aircraft engine building and ground-based GTU, in particular, to the stator of the compressor of a gas turbine engine. The guiding device of the stator of the compressor of the gas turbine engine consists of sectors, including blades of feathers and outer shelves, connected to each other by means of a soldered connection, the feathers are made integrally with the outer shelves. Additionally, the blades contain internal shelves, and the feather, the inner shelf and the outer shelf of each blade are made completely, and the blades are connected to each other by a soldered joint along the lateral surfaces of the outer shelves and inner shelves, while the sectors are made with an angle α equal to 30 ° ... 45 ° relative to compressor axes along the lateral surfaces of the outer and inner shelves. Each sector contains at least 6 blades. The guide vane contains at least 8 sectors. Thus, the proposed utility model makes it possible to increase the structural strength of the blade joint in the brazed joint of the compressor guide vanes sector. 2 c.p. f-ly, 4 dwg.
Description
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения и газотурбинным установкам (ГТУ) наземного применения, в частности, к статорам компрессоров газотурбинных двигателей.The utility model relates to the field of aircraft engine building and ground-based gas turbine units (GTU), in particular, to the stators of the compressors of gas turbine engines.
Известна конструкция секторов направляющих аппаратов статора компрессора, в которых имеются наружное и внутреннее кольцо в виде дуги, соединенные лопатками направляющего аппарата посредством пайки.The known design of the sectors of the stator guide vanes of the compressor, which have an outer and an inner ring in the form of an arc, connected by the blades of the guide vanes by soldering.
Недостатками такой конструкции являются:The disadvantages of this design are:
- низкая точность позиционирования лопатки в радиальном направлении, связанная с отсутствием достаточного количества базовых поверхностей, что в совокупности с современной сложноориентированной в пространстве геометрией пера лопатки приводит к нестабильности лопаточной решетки в направляющем аппарате компрессора и влияет на параметры двигателя в целом;- low accuracy of positioning of the blade in the radial direction, associated with the lack of a sufficient number of base surfaces, which, together with the modern geometry of the blade airfoil, which is complexly oriented in space, leads to instability of the blade cascade in the compressor guide vanes and affects the parameters of the engine as a whole;
- существенные ограничения по форме кривизны пера лопатки исходя из условий собираемости;- significant restrictions on the shape of the curvature of the blade airfoil based on the conditions of collection;
- наличие в наиболее напряженных местах - соединениях пера с наружным и внутренним кольцом, материала со сниженным уровнем механических свойств, характерного для паяных либо сварных соединений.- the presence in the most stressed places - the joints of the feather with the outer and inner rings, of a material with a reduced level of mechanical properties characteristic of brazed or welded joints.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается только при осуществлении предлагаемого технического решения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является низкая конструкционная прочность с возможным появлением дефектов в паяном соединении из-за значительной статической и динамической нагрузки от пера лопаток.The technical problem, the solution of which is provided only when the proposed technical solution is implemented and cannot be realized when using the prototype, is the low structural strength with the possible appearance of defects in the soldered joint due to the significant static and dynamic load from the blade airfoil.
Наиболее близким аналогом по технической сущности к заявляемой полезной модели является направляющий аппарат статора компрессора ГТД (Патент RU №2282756, МПК F04D 29/52, опубл. 27.08.2006), принятый за прототип, состоящий из секторов, включающих лопатки из перьев и наружных полок, соединенных между собой посредством паяного соединения, перья выполнены заодно с наружными полками. При этом для усиления конструкции на торцах полок со стороны входной и выходной кромок впаяны усиливающие кольца.The closest analogue in technical essence to the claimed utility model is the guiding device of the stator of the GTE compressor (Patent RU No. 2282756, IPC F04D 29/52, publ. 27.08.2006), taken as a prototype, consisting of sectors including blades of feathers and outer shelves , connected to each other by means of a soldered connection, the feathers are made in one piece with the outer shelves. At the same time, to strengthen the structure, reinforcing rings are soldered on the ends of the shelves from the side of the input and output edges.
Недостатками известной конструкции, принятой за прототип, являются низкая конструкционная прочность, вызванная значительной статической и динамической нагрузкой от пера лопаток. Вследствие этого наружная полка выполнена с увеличенной толщиной, вставлены усиливающие кольца, что приводит к увеличению массы.The disadvantages of the known design, taken as a prototype, are low structural strength caused by significant static and dynamic loading from the blade airfoil. As a result, the outer shelf is made with an increased thickness, reinforcing rings are inserted, which leads to an increase in mass.
Технической задачей заявляемой полезной модели является повышение конструкционной прочности соединения лопаток в направляющем аппарате с исключением дефектов в паяном соединении при значительной статической и динамической нагрузках от пера лопаток.The technical objective of the claimed utility model is to increase the structural strength of the blade joint in the guide vane with the elimination of defects in the soldered joint under significant static and dynamic loads from the blade airfoil.
Техническая проблема решается тем, что в направляющем аппарате статора компрессора газотурбинного двигателя, состоящем из секторов, включающих лопатки из перьев и наружных полок, соединенных между собой посредством паяного соединения, перья выполнены зацело с наружными полками, согласно полезной модели, дополнительно лопатки содержат внутренние полки, причем перо, внутренняя полка и наружная полка каждой лопатки выполнены зацело, а лопатки соединены между собой паяным соединением по боковым поверхностям наружных полок и внутренних полок, при этом сектора выполнены с углом α, равным 30…45° относительно оси компрессора по боковым поверхностям наружных и внутренних полок.The technical problem is solved by the fact that in the guide vane of the stator of the compressor of a gas turbine engine, consisting of sectors, including blades of feathers and outer shelves connected to each other by means of a soldered connection, the feathers are made integrally with the outer shelves, according to the utility model, in addition, the blades contain inner shelves, moreover, the feather, the inner shelf and the outer shelf of each blade are made integrally, and the blades are connected to each other by a soldered joint along the lateral surfaces of the outer shelves and inner shelves, while the sectors are made with an angle α equal to 30 ... 45 ° relative to the compressor axis along the lateral surfaces of the outer and internal shelves.
Кроме того, согласно полезной модели, в каждом секторе размещены не менее 6 лопаток.In addition, according to the utility model, at least 6 blades are placed in each sector.
Кроме того, согласно полезной модели, направляющий аппарат содержит не менее 8 секторов.In addition, according to the utility model, the guide vanes contain at least 8 sectors.
Как и в прототипе, в направляющем аппарате статора компрессора газотурбинного двигателя, состоящем из секторов, включающих лопатки из перьев и наружных полок, соединенных между собой посредством паяного соединения, перья выполнены заодно с наружными полками.As in the prototype, in the guide vane of the stator of the compressor of a gas turbine engine, consisting of sectors, including blades of feathers and outer shelves connected to each other by means of a soldered connection, the feathers are made in one piece with the outer shelves.
В предлагаемой полезной модели, в отличии от прототипа, дополнительно лопатки содержат внутренние полки, причем перо, внутренняя полка и наружная полка каждой лопатки выполнены зацело, а лопатки соединены между собой паяным соединением по боковым поверхностям наружных полок и внутренних полок, при этом сектора выполнены с углом γ, равным 30°…45° относительно оси компрессора по боковым поверхностям наружных и внутренних полок.In the proposed utility model, in contrast to the prototype, the blades additionally contain internal shelves, and the feather, the inner shelf and the outer shelf of each blade are made in one piece, and the blades are interconnected by a solder joint along the lateral surfaces of the outer shelves and inner shelves, while the sectors are made with an angle γ equal to 30 ° ... 45 ° relative to the compressor axis along the lateral surfaces of the outer and inner shelves.
Кроме того, в отличие от прототипа, в каждом секторе размещены не менее 6 лопаток, направляющий аппарат содержит не менее 8 секторов.In addition, unlike the prototype, at least 6 blades are placed in each sector, the guide vanes contain at least 8 sectors.
Предлагаемая полезная модель позволяет снизить вероятность появления дефектов в паяном соединении, повышая конструкционную прочность соединения лопаток в паяном соединении сектора направляющего аппарата компрессора.The proposed utility model makes it possible to reduce the likelihood of defects in the brazed joint, increasing the structural strength of the blade joint in the brazed joint of the compressor guide vane sector.
На фиг. 1 представлен сектор направляющего аппарата статора компрессора газотурбинного двигателя.FIG. 1 shows a sector of the stator guide vane of a compressor of a gas turbine engine.
На фиг. 2 представлена лопатка направляющего аппарата статора компрессора.FIG. 2 shows a compressor stator guide vane.
На фиг. 3 представлен сектор направляющего аппарата статора компрессора (изометрия).FIG. 3 shows the sector of the compressor stator guide vanes (isometric view).
На фиг. 4 представлено соединение секторов направляющего аппарата статора компрессора.FIG. 4 shows the connection of the sectors of the compressor stator guide vane.
Направляющий аппарат статора компрессора газотурбинного двигателя содержит сектора 1, 6 (например, рядом расположенные), из лопаток (без позиции). Лопатки выполнены зацело из наружной полки 2, внутренней полки 3, пера 4. Лопатка из пера 4, выполненная зацело с наружной 2 и внутренней 3 полками может быть произведена, например, посредством механической обработки заготовки. Лопатки скреплены между собой по боковым поверхностям полок 5 с помощью паяного соединения. Угол α каждого из секторов выполнен относительно оси компрессора 8.The guide vane of the stator of the compressor of the gas turbine engine contains
Приведены примеры осуществления полезной модели.Examples of the implementation of the utility model are given.
Пример 1. При угле α, равном 30°, содержится 12 секторов.Example 1. At an angle α equal to 30 °, 12 sectors are contained.
Пример 2. При угле α, равном 36°, содержится 10 секторов.Example 2. At an angle α equal to 36 °, 10 sectors are contained.
Пример 3. При угле α, равном 40°, содержится 9 секторов.Example 3. At an angle α equal to 40 °, 9 sectors are contained.
Сборку сектора 1 направляющего аппарата производят следующим образом: на боковые поверхности 5 полок 2, 3 лопаток (без позиции) наносится слой припоя. В специальном приспособлении лопатки в секторе выравнивают по базовым поверхностям в продольном и окружном направлениях, закрепляют и выполняют пайку собранного сектора в печи. Сборку направляющего аппарата производят следующим образом: сектора собираются в направляющий аппарат по замкнутой окружности. Сектора 1, 6, например, рядом расположенные собираются с зазором 7, необходимым для теплового расширения деталей.The assembly of the
Более нагруженные ступени компрессора, которые характеризуются повышенной густотой лопаточной решетки, имеют в каждом секторе большее количество лопаток. Количество секторов в направляющем аппарате определяется конструкцией и условиями сборки, для чего выполняются аэродинамические расчеты компрессора и прочностные расчеты.More loaded compressor stages, which are characterized by an increased density of the blade cascade, have a larger number of blades in each sector. The number of sectors in the guide vane is determined by the design and assembly conditions, for which aerodynamic calculations of the compressor and strength calculations are performed.
По заявляемому техническому решению успешно проведены экспериментальные работы и в настоящее время техническое решение реализовано в статорах осевых компрессоров газотурбинных двигателей.According to the claimed technical solution, experimental work has been successfully carried out and at present the technical solution has been implemented in the stators of axial compressors of gas turbine engines.
Таким образом, выполнение предлагаемой полезной модели с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет снизить вероятность появления дефектов в паяном соединении, повышая конструкционную прочность соединения лопаток в паяном соединении сектора направляющего аппарата компрессора.Thus, the implementation of the proposed utility model with the above distinctive features, in conjunction with the known features, reduces the likelihood of defects in the brazed joint, increasing the structural strength of the blade connection in the brazed joint of the compressor guide vane sector.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021110767U RU206651U1 (en) | 2021-04-16 | 2021-04-16 | Gas turbine engine compressor stator guide |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021110767U RU206651U1 (en) | 2021-04-16 | 2021-04-16 | Gas turbine engine compressor stator guide |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU206651U1 true RU206651U1 (en) | 2021-09-21 |
Family
ID=77862158
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2021110767U RU206651U1 (en) | 2021-04-16 | 2021-04-16 | Gas turbine engine compressor stator guide |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU206651U1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2003020469A1 (en) * | 2001-08-29 | 2003-03-13 | Volvo Aero Corporation | A method for manufacturing a stator or rotor component |
RU2282756C1 (en) * | 2005-02-10 | 2006-08-27 | Открытое акционерное общество "Энергомашкорпорация" | Guide-vane assembly of axial-flow compressor |
EP2421668A1 (en) * | 2009-04-24 | 2012-02-29 | Snecma | Method for manufacturing an assembly including a plurality of blades mounted in a platform |
RU2608405C2 (en) * | 2011-09-07 | 2017-01-18 | Снекма | Method of turbine nozzle blade or compressor stator manufacturing, made from composite material for turbine engines and turbine or compressor, including nozzle blade or stator consisting of said sectors |
RU2695872C1 (en) * | 2018-11-12 | 2019-07-29 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Blade machine of stator of axial compressor |
-
2021
- 2021-04-16 RU RU2021110767U patent/RU206651U1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2003020469A1 (en) * | 2001-08-29 | 2003-03-13 | Volvo Aero Corporation | A method for manufacturing a stator or rotor component |
RU2282756C1 (en) * | 2005-02-10 | 2006-08-27 | Открытое акционерное общество "Энергомашкорпорация" | Guide-vane assembly of axial-flow compressor |
EP2421668A1 (en) * | 2009-04-24 | 2012-02-29 | Snecma | Method for manufacturing an assembly including a plurality of blades mounted in a platform |
RU2608405C2 (en) * | 2011-09-07 | 2017-01-18 | Снекма | Method of turbine nozzle blade or compressor stator manufacturing, made from composite material for turbine engines and turbine or compressor, including nozzle blade or stator consisting of said sectors |
RU2695872C1 (en) * | 2018-11-12 | 2019-07-29 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Blade machine of stator of axial compressor |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10927851B2 (en) | Gas turbine engine having a mistuned stage | |
US8511979B2 (en) | High pressure turbine vane airfoil profile | |
US8100659B2 (en) | HP turbine vane airfoil profile | |
US8662837B2 (en) | HP turbine vane airfoil profile | |
US8105043B2 (en) | HP turbine blade airfoil profile | |
US7121802B2 (en) | Selectively thinned turbine blade | |
US8439645B2 (en) | High pressure turbine blade airfoil profile | |
US8147207B2 (en) | Compressor blade having a ratio of leading edge sweep to leading edge dihedral in a range of 1:1 to 3:1 along the radially outer portion | |
US9874221B2 (en) | Axial compressor rotor incorporating splitter blades | |
US8292583B2 (en) | Turbine blade having a constant thickness airfoil skin | |
US20160010468A1 (en) | Composite airfoil metal leading edge assembly | |
US9353629B2 (en) | Turbine blade apparatus | |
US20140140822A1 (en) | Contoured Stator Shroud | |
EP3163028A1 (en) | Compressor apparatus | |
US9938984B2 (en) | Axial compressor rotor incorporating non-axisymmetric hub flowpath and splittered blades | |
US20070231149A1 (en) | Optimized guide vane, guide vane ring sector, compression stage, compressor and turbomachine comprising such a vane | |
US20160082674A1 (en) | Composite woven outlet guide vane with optional hollow airfoil | |
US6558121B2 (en) | Method and apparatus for turbine blade contoured platform | |
GB2551164A (en) | Stator vane | |
US10287889B2 (en) | Power turbine vane airfoil profile | |
RU206651U1 (en) | Gas turbine engine compressor stator guide | |
US8979487B2 (en) | High pressure turbine vane airfoil profile | |
US20190071986A1 (en) | Compressor turbine vane airfoil profile | |
EP3828386A1 (en) | Turbomachine rotor blade having a variable elliptical trailing edge | |
US10513929B2 (en) | Compressor turbine blade airfoil profile |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QZ91 | Changes in the licence of utility model |
Effective date: 20180706 |