RU2186257C2 - Статор компрессора газотурбинного двигателя - Google Patents
Статор компрессора газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2186257C2 RU2186257C2 RU2000125037/06A RU2000125037A RU2186257C2 RU 2186257 C2 RU2186257 C2 RU 2186257C2 RU 2000125037/06 A RU2000125037/06 A RU 2000125037/06A RU 2000125037 A RU2000125037 A RU 2000125037A RU 2186257 C2 RU2186257 C2 RU 2186257C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- blades
- gas turbine
- turbine engine
- rib
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к конструкциям компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений и позволяет повысить надежность и кпд компрессора за счет уменьшения износа наружных цапф поворотных лопаток. В статоре компрессора газотурбинного двигателя, включающем корпус компрессора и поворотные лопатки с наружными цапфами, согласно изобретению на внешней поверхности корпуса выполнено Г-образное кольцевое ребро, в цилиндрической части которого установлены цилиндрические втулки, в которых закреплены наружные цапфы лопаток, при l/h=2,5-5, где l - длина пера поворотной лопатки, h - высота кольцевого Г-образного ребра. 3 ил.
Description
Изобретение относится к конструкциям компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.
Известен статор компрессора газотурбинного двигателя, на котором для обеспечения газодинамической устойчивости двигателя лопатки направляющих аппаратов выполнены поворотными с целью регулирования проходных сечений по тракту компрессора [1] . Поворотные лопатки закреплены в наружном корпусе компрессора своей верхней цапфой с помощью верхней и нижней втулок подшипника скольжения из полимерных материалов.
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за недостаточно прочного крепления лопатки в корпусе.
Наиболее близким по конструкции является компрессор газотурбинного двигателя, в котором поворотными выполнены направляющие лопатки первых ступеней максимальной длины.
Поворотные лопатки внутренними цапфами связаны между собой с помощью внутреннего кольца, а наружными цапфами через подшипники закреплены в радиальных втулках, выполненных за одно целое с наружным корпусом компрессора [2].
Однако под влиянием газовых сил, действующих на поворотные направляющие лопатки, последние своими наружными цапфами через втулки деформируют наружный корпус компрессора, что приводит к увеличению радиальных зазоров между ротором и статором и, как следствие, к снижению кпд компрессора и его надежности.
Техническая задача, которая решается данным изобретением, заключается в повышении надежности и кпд компрессора за счет уменьшения износа наружных цапф поворотных лопаток.
Сущность изобретения заключается в том, что в статоре компрессора газотурбинного двигателя, включающем корпус компрессора и поворотные лопатки с наружными цапфами, согласно изобретению на внешней поверхности корпуса выполнено Г-образное кольцевое ребро, в цилиндрической части которого установлены цилиндрические втулки, в которых закреплены наружные цапфы лопаток, при этом l/h=2,5...5, где l - длина пера поворотной лопатки; h - высота кольцевого Г-образного ребра.
Выполнение на внешней поверхности корпуса Г-образного кольцевого ребра, в цилиндрической части которого установлены цилиндрические втулки, в которых закреплены наружные цапфы лопаток, позволяют обеспечить надежное крепление лопаток, минимальное их перемещение в осевом направлении под действием изгибающего момента от воздействия газовых сил и исключение овализации наружного корпуса статора.
Отношение l/h<2,5 приводит к увеличению массы и габаритов компрессора. А при l/h>5 ухудшается надежность компрессора из-за увеличения выше допустимых нагрузок в подшипнике скольжения по цапфе поворотной направляющей лопатки.
На фиг. 1 представлен продольный разрез статора компрессора заявляемой конструкции. На фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг. 3 - сечение наружного корпуса компрессора и Г-образного кольцевого ребра.
Статор 1 компрессора газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса 2, в котором закреплены неподвижные 3 и поворотные 4 направляющие лопатки. Поворотные направляющие лопатки 4 на входе в компрессор выполнены длинными и двухопорными, внутренними цапфами 5 лопатки закреплены между собой с помощью внутреннего кольца 6, а наружными цапфами 7 установлены в стальных цилиндрических втулках 8, которые своими хвостовиками 9 и 10 установлены в наружном корпусе 2 и в Г-образном кольцевом ребре 11, который выполнен на внешней поверхности 12 корпуса 2. Цапфа 7, как и сама лопатка 4, выполнена из титана, на ее внешней поверхности для уменьшения износа установлена стальная втулка 13. Втулки 8, установленные в корпусе 2 и в цилиндрической части 14 Г-образного кольцевого ребра 11, а также втулки 13, установленные на цапфах 7 лопаток 4, образуют между собой подшипник скольжения 15, в котором поворачиваются лопатки 4, приводимые во вращение с помощью поворотного кольца 16, рычагов 17 и штифтов 18.
Заявляемое устройство работает следующим образом.
При работе двигателя, особенно на переходных режимах, для сохранения газодинамической устойчивости лопатки 4 направляющих аппаратов поворачиваются вокруг радиальной оси 19 в подшипнике скольжения 15, образованным стальными цилиндрическими втулками 8 и цапфами 7 лопаток 4 с втулками 13. Поворот осуществляется путем перемещения в окружном направлении поворотного кольца 16, который поворачивает рычаги 17 и вместе с ними через штифты 18 цапфы 7 и лопатки 4.
На лопатку 4 со стороны газовых сил в проточной части компрессора при работе двигателя действует изгибающий момент Мизг, который через цапфу 7 воспринимается втулкой 8 и Г-образным кольцевым ребром 11, имеющим высоту h.
При соотношении длины l пера поворотной направляющей лопатки 4 и высоты h ребра 11, равном 2,5...5, обеспечивается надежное крепление лопатки 4, сводятся до минимума ее перемещение в осевом направлении и овализация наружного корпуса 2 статора 1.
Жесткое в радиальном направлении Г-образное кольцо обеспечивает стабильность геометрических размеров корпуса компрессора при работе двигателя, что повышает кпд компрессора.
При ремонте двигателя в случае износа подшипника скольжения 15 втулки 8 и 13 легко заменяются, тем самым обеспечивая ремонтопригодность статора 1 компрессора газотурбинного двигателя.
Источники информации
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, "Машиностроение", 1989, стр. 116, рис. 3.55б.
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, "Машиностроение", 1989, стр. 116, рис. 3.55б.
2. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, "Машиностроение", 1989, стр. 116, рис. 3.55в.
Claims (1)
- Статор компрессора газотурбинного двигателя, включающий корпус компрессора и поворотные лопатки с наружными цапфами, отличающийся тем, что на внешней поверхности корпуса выполнено Г-образное кольцевое ребро, в цилиндрической части которого установлены цилиндрические втулки, в которых закреплены наружные цапфы лопаток, при l/h= 2,5-5, где l - длина пера поворотной лопатки, h - высота кольцевого Г-образного ребра.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000125037/06A RU2186257C2 (ru) | 2000-10-03 | 2000-10-03 | Статор компрессора газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000125037/06A RU2186257C2 (ru) | 2000-10-03 | 2000-10-03 | Статор компрессора газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2186257C2 true RU2186257C2 (ru) | 2002-07-27 |
RU2000125037A RU2000125037A (ru) | 2002-09-10 |
Family
ID=20240636
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000125037/06A RU2186257C2 (ru) | 2000-10-03 | 2000-10-03 | Статор компрессора газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2186257C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2511811C2 (ru) * | 2009-01-09 | 2014-04-10 | Снекма | Лопатка с изменяемым углом установки и способ ее изготовления, узел секции статора, секция статора, модуль турбомашины и турбомашина |
RU2600479C1 (ru) * | 2015-05-12 | 2016-10-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя |
-
2000
- 2000-10-03 RU RU2000125037/06A patent/RU2186257C2/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ВЬЮНОВ С.А. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с. 116, рис. 3.55в. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2511811C2 (ru) * | 2009-01-09 | 2014-04-10 | Снекма | Лопатка с изменяемым углом установки и способ ее изготовления, узел секции статора, секция статора, модуль турбомашины и турбомашина |
RU2600479C1 (ru) * | 2015-05-12 | 2016-10-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20100260591A1 (en) | Spanwise split variable guide vane and related method | |
CA2496543C (en) | Recirculation structure for a turbocompressor | |
US4792277A (en) | Split shroud compressor | |
US8113785B2 (en) | Turbomachine rotor and turbomachine comprising such a rotor | |
CN1760510B (zh) | 燃气涡轮发动机和用于燃气涡轮发动机的可变叶片组件 | |
US9670936B2 (en) | Turbomachine stator internal shell with abradable material | |
CN109519224B (zh) | 包括涡轮转子组件的燃气涡轮发动机 | |
GB2467153A (en) | Variable vane assembly with unison ring of varying radial stiffness | |
JP2017521588A (ja) | 可変ピッチブレードを有するタービンエンジンコンプレッサ | |
CN107795525B (zh) | 轴式涡轮机压缩机的内叶冠和可取向叶片 | |
EP2511476A1 (en) | Turbine and turbine rotor blade | |
US11371380B2 (en) | Variable guide vane assembly and vane arms therefor | |
RU2490476C2 (ru) | Направляющая ступень компрессора газотурбинного двигателя с лопатками с изменяемым углом установки и газотурбинный двигатель | |
EP1574671B1 (en) | Turbine engine | |
CN102652207B (zh) | 用于能量转换机器的具有翼翘的导向翼片以及包括导向翼片的用于转换能量的机器 | |
US3122399A (en) | Self-balancing bearing construction | |
US20190120056A1 (en) | Radial turbomachine with axial thrust compensation | |
RU2186257C2 (ru) | Статор компрессора газотурбинного двигателя | |
US3305166A (en) | Centrifugal compressor | |
US8727709B2 (en) | Casing component | |
CA3013299A1 (en) | Axial case ring to maximize thrust bushing contact area of variable vane | |
US9903389B2 (en) | Axial-flow compressor and modification method | |
US5779440A (en) | Flow energizing system for turbomachinery | |
RU2257493C2 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя | |
EP3460196B1 (en) | Bearing assembly for a variable stator vane |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20051206 |
|
QZ4A | Changes in the licence of a patent |
Effective date: 20051206 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20051206 Effective date: 20111220 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |