RU2123614C1 - Лопаточный венец статора осевого компрессора газотурбинного двигателя - Google Patents
Лопаточный венец статора осевого компрессора газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2123614C1 RU2123614C1 RU94020590/06A RU94020590A RU2123614C1 RU 2123614 C1 RU2123614 C1 RU 2123614C1 RU 94020590/06 A RU94020590/06 A RU 94020590/06A RU 94020590 A RU94020590 A RU 94020590A RU 2123614 C1 RU2123614 C1 RU 2123614C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- blades
- compressor
- shank
- shoulders
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Лопаточный венец статора предназначен для компрессоров газотурбинного двигателя . Двухопорные лопатки лопаточного вида снабжены на концах заплечниками и хвостовиками, входящими в посадочные пазы, один из которых со стороны внешней обечайки контактирует с подпружиненным упором, заплечики и хвостовики каждой лопатки облицованы демпфирующим материалом, посадочные пазы крепления лопаток выполнены со смещением относительно друг друга в окружном и осевом (параллельно продольной оси компрессора) направлениях на постоянные величины угла α и расстояния l соответственно. За счет упрощенной конструкции крепления концов лопаток в посадочных пазах обечаек корпуса компрессора и введения подпружиненных упоров повышается ремонтопригодность компрессора в эксплуатационных условиях с минимальной затратой времени путем замены вышедших из строя лопаток. 3 з.п.ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к компрессорам газотурбинного двигателя (ГТД).
Известны лопаточные венцы статора осевого компрессора ГТД, содержащие двухопорные лопатки, закрепленные своими концами в посадочных пазах верхней и нижней обечаек корпуса компрессора (см. книгу Г.С. Скубачевский "Авиационные газотурбинные двигатели", Москва, Машиностроение, 1969 г., стр. 84; Патент Англии N 1263639, кл. FIT, F 01 D 9/02, заявл. 20.07.70, опубл. 16.02.72; Патент США N 4005574, кл. 60-226A, F 02 K 3/06, заявл. 21.04.75, опубл. 01.02.77).
В известных устройствах крепление лопаток в посадочных пазах верхней и нижней обечаек корпуса компрессора не позволяет производить замену поврежденных или вышедших из строя отдельных лопаток без разборки двигателя, что приводит к досрочному возврату двигателя из эксплуатации и дополнительным дорогостоящим работам по его восстановлению.
Наиболее близким по своей технической сущности является лопаточный венец статора осевого компрессора, описанный в патенте ФРГ N 1476924, кл. 14 с, 9/04, F 01 D 9/04, заявл. 29.04.66, опубл. 25.03.71.
Указанный лопаточный венец статора осевого компрессора ГТД, принятый за ближайший аналог, содержит двухопорные лопатки спрямляющего аппарата, закрепленные своими концами в посадочных пазах внешней и внутренней концентрических обечаек корпуса компрессора с возможностью перемещения в окружном направлении внешней обечайки и, как следствие, возможностью замены лопаток. Однако конструкция такого лопаточного венца сложна в изготовлении и требует в эксплуатации наличия специальных приспособлений, обеспечивающих смещение внешней обечайки относительно внутренней.
Технический результат изобретения заключается в ремонтопригодности компрессора в эксплуатационных условиях с минимальной затратой времени на замену вышедших из строя лопаток направляющего аппарат из-за забоин, трещин, погнутостей и др., образующихся в результате, например, попадания посторонних предметов на вход двигателя.
Технический результат достигается за счет упрощенной конструкции крепления концов лопаток и посадочных пазов в обечайках корпуса компрессора и введения подпружиненных упоров. На верхнем и нижнем концах каждой лопатки со стороны входной и выходной кромок пера выполнены заплечики и хвостовик, представляющий собой продолжение центральной части поперечного сечения профиля пера лопатки, нижний конец лопатки хвостовиком входит в посадочный паз внутренней обечайки с контактом заплечиками по наружному диаметру внутренней обечайки, верхний конец лопатки своим профилем пера входит в посадочный паз внешней обечайки с контактом между торцами хвостовика и подпружиненного упора, размещенного во втулке, установленной на выступах наружного диаметра внешней обечайки против каждого посадочного паза, с обеспечением перемещения лопатки в радиальном направлении. Заплечики и хвостовик на верхнем и нижнем концах каждой лопатки облицованы демпфирующим материалом, например слоями силиконовой резины.
Посадочные пазы крепления концов лопаток на внешней и внутренней обечайках корпуса компрессора выполнены со смещением относительно друг друга в окружном направлении на постоянную величину угла α, а в осевом направлении параллельно продольной оси компрессора на постоянную величину расстояния l.
Такое выполнение концов лопаток и их посадочных пазов на внешней и внутренней обечайках корпуса компрессора позволяет производить замену поврежденных лопаток без полной разборки двигателя, а также и без съема двигателя с самолета в условиях эксплуатации, даже послевентиляторного спрямляющего аппарата, если имеется возможность обеспечить доступ к поврежденным лопаткам (если есть возможность снять несколько лопаток с ротора вентилятора), оставаясь при этом простой конструкцией, не требующей специальных приспособлений.
Сущность изобретения поясняется чертежами. На фиг. 1 показана часть продольного разреза газотурбинного двигателя с послевентиляторным спрямляющим аппаратом. На фиг. 2 представлены элемент А продольного разреза ГТД с посадочными пазами внешней и внутренней обечаек и крепление в них лопаток спрямляющего аппарата со смещением относительно друг друга в направлении параллельно продольной оси на постоянную величину расстояния l. На фиг. 3 представлен вид по стрелке Б продольного разреза ГТД на лопаточный венец спрямляющего аппарата со смещением концов лопаток в посадочных пазах относительно друг друга в окружном направлении на постоянную величину угла α.
Лопаточный венец 1 статора осевого компрессора газотурбинного двигателя 2 содержит двухопорные лопатки 3 спрямляющего аппарата, расположенного за вентилятором 4. Каждая лопатка имеет перо 5 с входной и выходной кромками 6 и 7 соответственно. На верхнем опорном конце 8 пера лопатки со стороны входной и выходной кромок выполнены заплечики 9 и 10 и хвостовик 11. На нижнем опорном конце 12 пера лопатки со стороны входной и выходной кромок выполнены заплечики 13 и 14 и хвостовик 15. Корпус 16 компрессора содержит внешнюю и внутреннюю концентрические обечайки 17 и 18 с посадочными пазами 19 и 20 соответственно. На внешней обечайке против каждого посадочного паза имеются выступы 21, на каждом из которых установлена пустотелая втулка 22, внутри которой размещены упор 23 и пружина 24. Заплечики и хвостовик каждой лопатки облицованы демпфирующим материалом 25, например слоями силиконовой резины.
Лопаточный венец 1 статора осевого компрессора газотурбинного двигателя 2 содержит двухопорные лопатки 3 спрямляющего аппарата, расположенного за вентилятором 4. Каждая лопатка имеет перо 5 с входной и выходной кромками 6 и 7 соответственно. На верхнем опорном конце 8 пера лопатки со стороны входной и выходной кромок выполнены заплечики 9 и 10 и хвостовик 11. На нижнем опорном конце 12 пера лопатки со стороны входной и выходной кромок выполнены заплечики 13 и 14 и хвостовик 15. Корпус 16 компрессора содержит внешнюю и внутреннюю концентрические обечайки 17 и 18 с посадочными пазами 19 и 20 соответственно. На внешней обечайке против каждого посадочного паза имеются выступы 21, на каждом из которых установлена пустотелая втулка 22, внутри которой размещены упор 23 и пружина 24. Заплечики и хвостовик каждой лопатки облицованы демпфирующим материалом 25, например слоями силиконовой резины.
Посадочные пазы крепления концов лопаток на внешней и внутренней обечайках выполнены со смещением относительно друг друга в окружном направлении на постоянную величину угла α, а в осевом направлении параллельно продольной оси на постоянную величину расстояния l.
При работе газотурбинного двигателя на его вход попадают посторонние предметы (камни, песок, лед и др.), которые, перемещаясь вместе с воздушным потоком по тракту, наносят различные повреждения стоящим на пути лопаткам компрессора. При превышении повреждений (забоин, трещин и т.д.) выше допустимых норм поврежденные лопатки вынимаются из своих гнезд и заменяются на новые. Снятие лопаток 1 спрямляющего аппарата производится приложением усилия вверх по оси лопатки с утоплением ее верхнего конца 8 в посадочном пазу 19 обечайки 17 за счет деформации пружины 24 и отжатия упора 23 хвостовиком 11. Одновременно, прикладывая к перу 5 лопатки усилия вдоль продольной оси компрессора, выводим хвостовик 15 нижнего конца 12 лопатки 3 из его посадочного паза 20. После вывода из зацепления хвостовика 15 лопатке 3 сообщается плавное движение вперед и последующим движением хвостовик 11 выводится из посадочного паза 19 верхнего конца 8 лопатки.
Постановка другой лопатки вместо дефектной в свои посадочные пазы производится в обратном порядке ее снятию, а именно лопатка 3 своим верхним концом 8 вставляется хвостовиком 11 в паз 19, прикладывается усилие вверх по оси лопатки и после отжатия упора 23 хвостовиком 11 плавным движением хвостовик 15 вводится в посадочный паз 20 нижнего конца 12. После установки хвостовика 15 в посадочном пазу 20 приложенное усилие в лопатке 3 плавно снимается и лопатка под действием усилия от упора 23 и пружины 24 самоустанавливается в посадочных пазах 19 и 20.
Для облегчения и удобства работ по замене лопаток заплечики 9, 10, 13, 14 и хвостовики 11 и 15 облицованы демпфирующим материалом, а посадочные пазы 19 и 20 крепления концов 8 и 12 лопаток на внешней и внутренней обечайках 17 и 18 выполнены со смещением относительно друг друга в окружном направлении на постоянную величину угла α, а в осевом направлении параллельно продольной оси компрессора на постоянную величину расстояния l. Величины α и расстояния l смещения посадочных пазов как в окружном, так и в осевом направлениях определяются расчетным или экспериментальным путем в зависимости от геометрических размеров компрессора ГТД.
Устройство позволяет производить замену поврежденных лопаток статора осевого компрессора с минимальной затратой времени на ремонт. В случаях, когда имеется возможность предварительно снять несколько лопаток вентилятора и тем самым обеспечить доступ к поврежденным лопаткам послевентиляторного спрямляющего аппарата, замену лопаток производят без съема двигателя с самолета, сокращая при этом вынужденные простои дорогостоящего оборудования в эксплуатации.
Claims (3)
1. Лопаточный венец статора осевого компрессора газотурбинного двигателя, содержащий двухопорные лопатки спрямляющего аппарата, закрепленные своими концами в посадочных пазах внешней и внутренней концентрических обечайках корпуса компрессора, отличающийся тем, что на верхнем и нижнем концах каждой лопатки со стороны входной и выходной кромок пера выполнены заплечики и хвостовик, представляющий собой продолжение центральной части поперечного сечения профиля пера лопатки, нижний конец лопатки хвостовиком входит в посадочный паз внутренней обечайки с контактом заплечиками по наружному диаметру обечайки, верхний конец лопатки своим профилем пера входит в посадочный паз внешней обечайки с контактом между торцами хвостовика и подпружиненного упора, размещенного во втулке, установленной на выступах наружного диаметра внешней обечайки против каждого посадочного паза, с обеспечением перемещения лопатки в радиальном направлении.
2. Лопаточный венец по п.1, отличающийся тем, что заплечики и хвостовик на верхнем и нижнем концах каждой лопатки облицованы демпфирующим материалом, например, слоями силиконовой резины.
3. Лопаточный венец по п.1, отличающийся тем, что посадочные пазы крепления концов лопаток на внешней и внутренней обечайках корпуса компрессора выполнены со смещением относительно друг друга в окружном направлении на постоянную величину угла α.
4. Лопаточный венец по п.1 - 3, отличающийся тем, что посадочные пазы крепления концов лопаток на внешней и внутренней обечайках корпуса компрессора выполнены со смещением относительно друг друга в осевом направлении параллельно продольной оси на постоянную величину расстояния l.
4. Лопаточный венец по п.1 - 3, отличающийся тем, что посадочные пазы крепления концов лопаток на внешней и внутренней обечайках корпуса компрессора выполнены со смещением относительно друг друга в осевом направлении параллельно продольной оси на постоянную величину расстояния l.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94020590/06A RU2123614C1 (ru) | 1994-06-02 | 1994-06-02 | Лопаточный венец статора осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94020590/06A RU2123614C1 (ru) | 1994-06-02 | 1994-06-02 | Лопаточный венец статора осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU94020590A RU94020590A (ru) | 1996-03-27 |
RU2123614C1 true RU2123614C1 (ru) | 1998-12-20 |
Family
ID=20156708
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU94020590/06A RU2123614C1 (ru) | 1994-06-02 | 1994-06-02 | Лопаточный венец статора осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2123614C1 (ru) |
-
1994
- 1994-06-02 RU RU94020590/06A patent/RU2123614C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. - М.: Машиностроение, 1969, с.84. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2487249C2 (ru) | Диск ротора газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой диск, и защитная накладка ножек лопаток | |
RU2459120C2 (ru) | Вентилятор газотурбинного двигателя | |
CA1278522C (en) | Stator vane | |
EP3327250B1 (en) | Installation or removal of turbine blade at turbine blade base | |
US9328621B2 (en) | Rotor blade assembly tool for gas turbine engine | |
CN107849932B (zh) | 用于接头组件的顺应性挠曲内部防护罩 | |
JP5498671B2 (ja) | ターボ機械用の可変ピッチ翼の段 | |
BR0003109A (pt) | Trajetória de fluxo blisk para compressor de tensão reduzida | |
EP1548238A2 (en) | Methods and apparatus for optimizing turbine engine shell radial clearances | |
US11014205B2 (en) | Installation or removal of turbine blade at turbine blade base | |
BR102016028919A2 (pt) | componente compósito e conjunto de fixação para turbina a gás | |
EP3380704B1 (en) | Flexible damper for turbine blades | |
EP3315734B1 (en) | Apparatus for circumferential separation of turbine blades | |
CN107088591B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片的原位修理的系统及方法 | |
CN111299993B (zh) | 拆卸涡轮发动机的带有叶片的轮的保持设备及其使用方法 | |
KR970001851A (ko) | 가동 블레이드 장착 장치 및 방법 | |
EP3584406B1 (en) | Clip and pin balance for rotor | |
RU2123614C1 (ru) | Лопаточный венец статора осевого компрессора газотурбинного двигателя | |
US6676380B2 (en) | Turbine blade assembly with pin dampers | |
RU2490477C2 (ru) | Ступень турбомашины, турбина, компрессор и турбомашина, содержащие такую ступень | |
EP2859191B1 (en) | Vane support assembly and method | |
GB2260786A (en) | Axial flow compressor and maintenance method therefor | |
US11702953B2 (en) | Engine inspection and maintenance tool | |
EP3647545A1 (en) | Turbine blade assembly, corresponding gas turbine engine and corresponding methode of securing a turbine blade | |
EP3450689A1 (en) | Fan hub attachment for leading and trailing edges of fan blades |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20050603 |