RU2111385C1 - Gas-turbine engine axial-flow compressor - Google Patents

Gas-turbine engine axial-flow compressor Download PDF

Info

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
Application number
RU95105274A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU95105274A (en
Inventor
Ю.А. Крючков
А.И. Тункин
И.Т. Ганжа
Ю.Е. Кириевский
Original Assignee
Акционерное общество "Авиадвигатель"
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 Акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU95105274A priority Critical patent/RU2111385C1/en
Publication of RU95105274A publication Critical patent/RU95105274A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2111385C1 publication Critical patent/RU2111385C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: mechanical engineering; turbojet engines. SUBSTANCE: compressor is designed for building high pressure of air in two-circuit turbojet engines with high bypass ratio. Adjustment of variants of angles of setting and intervals of angles of vane turning of guide vane assemblies is provided simultaneously by power mechanisms of drives 20, 21. Efforts from drives 20, 21 are conveyed synchronously in one direction to controllable tie-rods 42 and hinge joint 46 of lever 41 by synchronously rotating drive shafts 22, 23. Drive shafts 22, 23 engage through hinge joints 27, 28, 29 of other levers 24, 25, 26 with controllable tie-rods 17, 18, 19 and rotate synchronizing rings 14, 15, 16 circumferentially through hinge joints 43, 44, 45. Rings 14, 15, 16 hinge coupled with turnable levers 11, 12, 13 engage at turning along circumference with tail pieces 8, 9, 10, thus providing required angles of vane setting of guide valve assemblies at all duties of operation of multiple stage compressor of gas turbine engine. EFFECT: enhanced reliability of operation. 4 dwg

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 D 27/00, 1982).

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 control rods 17, 18 and 19 and power mechanisms 20 and 21 of the drive of the rotary blades. Each of the drive shafts 22 and 23 is made with three levers 24, 25 and 26 and pivot joints using bolts 27, 28, 29 along the edges of the levers 24, 25 and 26. Arrows 30 indicate the direction of air flow at the compressor inlet. The drive shaft 22 is rigidly attached to the elements 31, 32 of the housing 1 and is mounted to rotate relative to the axis 33 of the shaft 22 in the direction of the arrow 34 or 35 in the bearings 36, 37 parallel to the longitudinal axis 38 of the housing 1.

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, bolts 27, 28, along the edges of the levers 24, 25 are located in the same plane 39, passing through the axis 33 of the drive shaft 22 or are located at an angle α to the plane 29 or of the lever 41, which serves to drive the drive shaft from an adjustable rod 42 power mechanism 20 of the hydraulic cylinder.

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 bolts 27, 28 and 29, as well as bolts 43, 44, 45 of pin 46 with two drive shafts 22 and 23 oppositely spaced around the circumference of the housing and drive power mechanisms 20 and 21.

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 drive unit 17 of the VIA in the direction of arrow 47 to the stop at the end of the drive of the VNA , which corresponds to the position of the VNA blades with an angle α = +7 ° . Holding the BHA drive ring on the stops, set the BHA 48 scales, combining the risk of the +7 o scale with the tip of the arrow 49, and fix the scale. Then the drive rods of the HA 1 stage 18 are moved in the direction of the arrow 47 to the stops on the drive ring of the HA 1 stage 6, which corresponds to an angle α = +5 ° .

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 scale 50 to stage II 6, combining the risk of +5 o with the tip of the arrow 51, and fix the scale.

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 stage 19 are moved in the direction of the arrow 47 to the stops on the ring of the drive of the HA of the II stage, which corresponds to the position of the blades of the HA of the II stage with an angle α = +5 ° .

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 stage 52, combining the risk of the scale +5 o C with the tip of the arrow 53, and fix the scale. Then set the rollers 22 with levers 24, 25 in the angular position (19 ± 2) o relative to the horizontal axis and fix.

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 rods 17, 18 and 19, the VHA 5 blades are installed in the angular position (0 ± 0.5) o , in stage I 6 - in the angular position (2.5 ± 0.5) o .

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-finger 46 rollers 22 and 23 with levers, rotate the rollers 22, 23 until the tip 49 is combined with the risks - 45 o scales 48 VNA. In this case, the tip of the arrows 51 ON I and 52 II degrees must coincide with the risks - 33 o and -20 o scales of 50 NA I and 53 II steps, respectively, on both sides, within ± 0.5 o . Then the rollers 22, 23 are rotated until the tip of the arrows 49 coincides with the risks 0 o of the scales of 48 VHA, while the tip of the arrows 51 ON I and 53 ON II steps should coincide with the risks of +5 o and 2.5 o of the scales ON I 50 and 52 I steps, respectively, on both sides within ± 0.5 o .

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 adjustable rods 42 combine the holes in the spheres of the bolt ear ears of the power units with the holes in the levers of the rollers 22, 23. The nuts of the adjustable rods 17, 18 19 and 42 are counted.

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 drive 20 and 21 (hydraulic cylinders), the forces of which are transmitted in one direction synchronously to the adjustable rods 42 of the lever 41, synchronously rotating the drive shafts 22, 23. Shafts 22 , 23 interact with the articulated joints 27, 28, 29 of the other levers 24, 25, 26 with adjustable rods 17, 18, 19. Through the articulated joints 43, 44, 45, the synchronization rings 14, 15, 16 rotate around the circumference. The rings 14, 15, 16, pivotally connected to the pivoting levers 11, 12, 13, when turning along a circle, interact with the shanks 8, 9, 10, fixed with pivoting blades, providing the required angles of installation of the blades of the guide vanes of the guide vanes in all multi-stage operation modes gas turbine engine compressor.

Claims (1)

Осевой компрессор газотурбинного двигателя, содержащий 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, отличающийся тем, что на корпусе установлен второй приводной вал и второй привод, причем второй приводной вал связан с вторым приводом аналогично первому валу и каждый вал снабжен дополнительным рычагом, шарнирно связанным с дополнительной регулируемой тягой, соединенной с синхронизирующим кольцом, а оси общих шарниров расположены в одной плоскости с осью соответствующего вала, при этом с приводными валами связаны по меньшей мере три синхронизирующих кольца. An axial compressor of a gas turbine engine, comprising a housing and guide vanes located inside it with rotary blades, on the shanks of which rotary levers are fixed pivotally connected to synchronizing rings, a drive shaft is mounted on the housing parallel to its axis and can be rotated and connected to the drive mechanism by a lever pivotally connected to an adjustable rod and connected to the synchronizing rings by means of a lever pivotally connected to an adjustable rod The fact that a second drive shaft and a second drive are installed on the housing, the second drive shaft being connected to the second drive in the same way as the first shaft and each shaft is equipped with an additional lever pivotally connected to an additional adjustable rod connected to the synchronization ring, and the axes of the common hinges are located in at the same plane with the axis of the corresponding shaft, with at least three synchronizing rings connected to the drive shafts.
RU95105274A 1995-04-06 1995-04-06 Gas-turbine engine axial-flow compressor RU2111385C1 (en)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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