RU2111385C1 - Gas-turbine engine axial-flow compressor - Google Patents
Gas-turbine engine axial-flow compressor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2111385C1 RU2111385C1 RU95105274A RU95105274A RU2111385C1 RU 2111385 C1 RU2111385 C1 RU 2111385C1 RU 95105274 A RU95105274 A RU 95105274A RU 95105274 A RU95105274 A RU 95105274A RU 2111385 C1 RU2111385 C1 RU 2111385C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- drive
- angles
- levers
- compressor
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам высокого давления двухконтурных турбореактивных двигателей, преимущественно с большой степенью двухконтурности. The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to high-pressure compressors of turbofan engines, mainly with a large degree of bypass.
Улучшение параметров двигателя, в частности увеличение КПД двигателя и уменьшение удельного расхода топлива, требует повышения КПД компрессора и расширения диапазона его устойчивой работы. Одним из путей повышения КПД компрессора является расширение вариантности углов установки и интервалов углов поворота лопаток направляющих лопаточных аппаратов ступеней компрессора высокого давления на переходных режимах от запуска двигателя до режима максимальной тяги, а также на неустойчивых режимах работы. Improving engine parameters, in particular, increasing engine efficiency and reducing specific fuel consumption, requires increasing compressor efficiency and expanding the range of its stable operation. One of the ways to increase the compressor efficiency is to expand the variability of the installation angles and the intervals of rotation angles of the blades of the guide vanes of the stages of the high-pressure compressor in transition modes from engine start to maximum thrust, as well as in unstable operating modes.
Наиболее близкой к предлагаемой является конструкция осевого газотурбинного двигателя, включающая корпус и размещенные внутри него направляющие лопаточные аппараты с поворотными лопатками, на хвостовиках которых зафиксированы поворотные рычаги, шарнирно связанные с синхронизирующими кольцами, на корпусе параллельно его оси установлен приводной вал с возможностью вращения и связанный с механизмом привода при помощи рычага, шарнирно связанного с регулируемой тягой, и связанный с синхронизирующими кольцами посредством рычага, шарнирно связанного с регулируемой тягой (Авт. свид. N 956844, F 04 D 27/00, 1982). Closest to the proposed is the design of an axial gas turbine engine, comprising a housing and guide vanes located inside it with rotary vanes, on the shanks of which rotary levers are fixed, articulated with synchronization rings, a drive shaft with rotation is mounted parallel to its axis and connected to a drive mechanism using a lever pivotally connected to an adjustable rod, and connected to the synchronizing rings by a lever, a hinge but associated with adjustable traction (Auth. certificate. N 956844, F 04
Недостатком известной конструкции является то, что она не обеспечивает возможности одновременного преимущественного линейного и точного регулирования различных вариантов углов установки и интервалов углов поворота лопаток, направляющих лопаточных аппаратов ступеней компрессора от одного и более механизмов привода, а также низкие усилия и размерность поворота лопаток, что не позволяет использовать ее в многоступенчатом компрессоре. A disadvantage of the known design is that it does not provide the possibility of simultaneous predominant linear and accurate regulation of various options for installation angles and intervals of rotation angles of the blades, guide vanes of the compressor stages from one or more drive mechanisms, as well as low efforts and dimension of rotation of the blades, which allows you to use it in a multi-stage compressor.
Техническая задача, которая решается изобретением, заключается в повышении КПД, облегчении запуска двигателя и расширении диапазона устойчивой работы компрессора с большим числом ступеней. The technical problem that is solved by the invention is to increase efficiency, facilitate starting the engine and expand the range of stable operation of the compressor with a large number of stages.
Решение этой задачи осуществляется путем обеспечения возможности одновременного преимущества линейного и точного регулирования различных вариантов углов установки и интервалов углов поворота лопаток направляющих лопаточных аппаратов ступеней компрессора от одного и более механизмов привода, а также снижения усилий и неравномерности поворота лопаток за счет выравнивания радиальных зазоров между синхронизирующим кольцом и корпусом компрессора. The solution to this problem is achieved by providing the simultaneous advantage of linear and precise control of various installation angles and intervals of rotation angles of the blades of the guide vanes of the compressor stages from one or more drive mechanisms, as well as reducing the forces and unevenness of the rotation of the blades due to the alignment of the radial gaps between the synchronizing ring and compressor housing.
На фиг. 1 изображен продольный разрез нескольких ступеней компрессора на входе; на фиг. 2 - вид А на фиг. 1; на фиг. 3 - вид Б на фиг. 1, левая верхняя часть корпуса; на фиг. 4 - тот же вид Б на фиг. 1. In FIG. 1 shows a longitudinal section of several compressor stages at the inlet; in FIG. 2 is a view A in FIG. one; in FIG. 3 is a view B in FIG. 1, the upper left part of the housing; in FIG. 4 is the same view B in FIG. one.
Ниже представлен наиболее предпочтительный вариант исполнения осевого компрессора газотурбинного двигателя. Below is the most preferred embodiment of an axial compressor of a gas turbine engine.
В корпусе 1 осевого компрессора газотурбинного двигателя размещены направляющие лопаточные аппараты 2, 3, 4 с поворотными лопатками 5, 7, 6, на хвостовиках которых 8, 9, 10 зафиксированы поворотные рычаги 11, 12, 13. Эти рычаги шарнирно связаны с синхронизирующими кольцами соответственно 14, 15, 16 и регулирующими тягами 17, 18 и 19 и силовыми механизмами 20 и 21 привода поворотных лопаток. Каждый из приводных валов 22 и 23 выполнен с тремя рычагами 24, 25 и 26 и шарнирными соединениями при помощи болтов 27, 28, 29 по краям рычагов 24, 25 и 26. Стрелками 30 показано направление воздушного потока на входе в компрессор. Приводной вал 22 жестко скреплен с элементами 31, 32 корпуса 1 и установлен с возможностью вращения относительно оси 33 вала 22 по стрелке 34 или 35 в подшипниках 36, 37 параллельно продольной оси 38 корпуса 1. In the housing 1 of the axial compressor of the gas turbine engine, guide vanes 2, 3, 4 with rotary blades 5, 7, 6 are placed, on the shanks of which 8, 9, 10 rotary levers 11, 12, 13 are fixed. These levers are pivotally connected to the synchronizing rings, respectively 14, 15, 16 and
Оси двух шарнирных соединений, например болтов 27, 28, по краям рычагов 24, 25 расположены в одной плоскости 39, проходящих через ось 33 приводного вала 22 либо расположены под углом α к плоскости 29 или рычага 41, служащего для привода приводного вала от регулируемой тяги 42 силового механизма 20 гидроцилиндра. The axis of two articulated joints, for example,
Три синхронизирующих кольца 14, 15 и 16 шарнирно скреплены с помощью болтов 27, 28 и 29, а также болтов 43, 44, 45 пальца 46 с двумя противоположно расположенными по окружности корпуса приводными валами 22 и 23 и силовыми механизмами привода 20 и 21. Three synchronizing rings 14, 15 and 16 are pivotally fastened with
При сборке двигателя осуществляют установку шкал и регулировку механизма поворота лопаток 5 входного направляющего аппарата (ВНА), направляющего аппарата (НА) на I ступени 6 и II ступени 7. Для этого перемещают тяги 17 привода ВИА в направлении стрелки 47 до упоров на конце привода ВНА, что соответствует положению лопаток ВНА с углом α = +7°. Удерживая на упорах кольцо привода ВНА, устанавливают шкалы ВНА 48, совместив риску шкалы +7o с острием стрелки 49, и закрепляют шкалу. Затем перемещают тяги привода НА 1 ступени 18 в направлении стрелки 47 до упоров на кольце привода НА I ступени 6, что соответствует углу α = +5°.When assembling the engine, the scales are set and the rotation mechanism of the blades 5 of the input guide vane (VNA), guide vane (HA) is adjusted to I stages 6 and II of stage 7. To do this, move the
Удерживая на упорах кольцо привода НА I ступени, устанавливают шкалу 50 НА II ступени 6, совместив риску шкалы +5o с острием стрелки 51, и закрепляют шкалу.Holding on the stops the drive ring ON stage I, set the
Перемещают тяги привода НА II ступени 19 в направлении стрелки 47 до упоров на кольце привода НА II ступени, что соответствует положению лопаток НА II ступени с углом α = +5°.The drive rods of the HA of the II
Удерживая на упорах кольцо привода НА II ступени, устанавливают шкалу НА II ступени 52, совместив риску шкалы +5oC острием стрелки 53, и закрепляют шкалу. Затем устанавливают валики 22 с рычагами 24, 25 в угловом положении (19 ± 2)o относительно горизонтальной оси и фиксируют.Holding on the stops the drive ring of the II stage, set the scale of the II
Вращением регулировочных тяг 17, 18 и 19 устанавливают лопатки ВНА 5 в угловое положение (0 ± 0,5)o, на I ступени 6 - в угловое положение (2,5 ± 0,5)o.By rotating the adjusting
Снимают фиксатор-палец 46 валиков 22 и 23 с рычагами, поворачивают валики 22, 23 до совмещения острия 49 с рисками - 45o шкал 48 ВНА. При этом острие стрелок 51 НА I и 52 II степеней должны совпадать с рисками - 33o и -20o шкал 50 НА I и 53 II ступеней соответственно с обеих сторон, в пределах ± 0,5o. Затем поворачивают валики 22, 23 до совмещения острия стрелок 49 с рисками 0o шкал 48 ВНА, при этом острие стрелок 51 НА I и 53 НА II ступени должны совпадать с рисками +5o и 2,5o шкал НА I 50 и 52 I ступеней соответственно, с обеих сторон в пределах ± 0,5o.Remove the retainer-
Вращением регулируемых тяг 42 совмещают отверстия в сферах болтовых ушковых тяг силовых агрегатов с отверстиями в рычагах валиков 22, 23. Контрят гайки регулируемых тяг 17, 18 19 и 42. The rotation of the
Регулирование вариантов углов установки и интервалов углов поворота лопаток направляющих аппаратов ступеней компрессора осуществляют одновременно от силовых механизмов привода 20 и 21 (гидроцилиндров), усилия которых передаются в одном направлении синхронно на регулируемые тяги 42 рычага 41, синхронно вращая приводные валы 22, 23. Валы 22, 23 взаимодействуют шарнирными соединениями 27, 28, 29 остальных рычагов 24, 25, 26 с регулируемыми тягами 17, 18, 19. Через шарнирные соединения 43, 44, 45 вращаются синхронизирующие кольца 14, 15, 16 по окружности. Кольца 14, 15, 16, шарнирно связанные с поворотными рычагами 11, 12, 13, при повороте вдоль окружности взаимодействуют с хвостовиками 8, 9, 10, зафиксированными с поворотными лопатками, обеспечивая требуемые углы установки лопаток направляющих лопаточных направляющих аппаратов на всех режимах работы многоступенчатого компрессора газотурбинного двигателя. The options for installation angles and intervals of angles of rotation of the blades of the guide vanes of the compressor steps are simultaneously controlled from the power mechanisms of the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU95105274A RU2111385C1 (en) | 1995-04-06 | 1995-04-06 | Gas-turbine engine axial-flow compressor |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU95105274A RU2111385C1 (en) | 1995-04-06 | 1995-04-06 | Gas-turbine engine axial-flow compressor |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU95105274A RU95105274A (en) | 1997-01-27 |
RU2111385C1 true RU2111385C1 (en) | 1998-05-20 |
Family
ID=20166510
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU95105274A RU2111385C1 (en) | 1995-04-06 | 1995-04-06 | Gas-turbine engine axial-flow compressor |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2111385C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2674227C1 (en) * | 2017-11-17 | 2018-12-05 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО") | Mechanism of regulation of paddles of the guide device of the stator multistage compressor of a gas turbine engine |
-
1995
- 1995-04-06 RU RU95105274A patent/RU2111385C1/en active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2674227C1 (en) * | 2017-11-17 | 2018-12-05 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО") | Mechanism of regulation of paddles of the guide device of the stator multistage compressor of a gas turbine engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU95105274A (en) | 1997-01-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2125164C1 (en) | Gas delivery radial flow turbine | |
US4812106A (en) | Variable stator vane arrangement for a compressor | |
EP1903187B1 (en) | Leaned high pressure compressor inlet guide vane | |
US7690889B2 (en) | Inner diameter variable vane actuation mechanism | |
US4720237A (en) | Unison ring actuator assembly | |
US4867635A (en) | Variable guide vane arrangement for a compressor | |
JPH03168303A (en) | Clearance-controlling apparatus for blade tip | |
US4810164A (en) | Pitch change arrangement for a variable pitch fan | |
US20070020090A1 (en) | Rack and pinion variable vane synchronizing mechanism for inner diameter vane shroud | |
US20070020092A1 (en) | Gear train variable vane synchronizing mechanism for inner diameter vane shroud | |
JP3022440B2 (en) | Stationary blade segment support / alignment device and gas turbine | |
US10626747B2 (en) | Variable vane actuation arrangement | |
US5466122A (en) | Turbine engine stator with pivoting blades and control ring | |
US20120093652A1 (en) | Unducted propeller with variable pitch blades for a turbomachine | |
JPH03141802A (en) | Device for mechanically controlling end clearance of gas turbine engine | |
JPS6047445B2 (en) | Blade rotating device for the rear end of a set of rotatable blades of a gas turbine engine | |
US5498128A (en) | Radial-flow exhaust gas turbocharger turbine with adjustable guide vanes | |
US11708767B2 (en) | Variable vane arm mechanism for gas turbine engine and method of operation | |
US20180223868A1 (en) | Turbine Engine Compressor with Variable-Pitch Vanes | |
GB2271393A (en) | Adjusting clearance between flow straighteners and a compressor rotor. | |
US11092167B2 (en) | Variable vane actuating system | |
RU2111385C1 (en) | Gas-turbine engine axial-flow compressor | |
GB2516342A (en) | System for controlling the pitch of the blades of a turbomachine propeller and turbomachine having a propeller for an aircraft with such a system | |
US11767806B1 (en) | Variable area nozzle assembly | |
US3284048A (en) | Variable area turbine nozzle |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | License on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20000925 Effective date: 20110829 |