RU2212568C1 - Осевой многоступенчатый компрессор авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Осевой многоступенчатый компрессор авиационного газотурбинного двигателяInfo
- Publication number
- RU2212568C1 RU2212568C1 RU2002107154A RU2002107154A RU2212568C1 RU 2212568 C1 RU2212568 C1 RU 2212568C1 RU 2002107154 A RU2002107154 A RU 2002107154A RU 2002107154 A RU2002107154 A RU 2002107154A RU 2212568 C1 RU2212568 C1 RU 2212568C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stator housing
- rings
- housing
- intermediate sleeve
- stator
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Осевой многоступенчатый компрессор содержит неразъемный барабан ротора 1 с рабочими лопатками, корпус статора 2 с набором колец 3 над рабочими лопатками и направляющих аппаратов 4. Наружная поверхность корпуса статора 2, выходящая в канал второго контура, выполнена обтекаемой формы, а сам корпус статора 2 и кольца 3 выполнены неразъемными. В корпусе статора 2 над рабочими лопатками выполнена кольцевая проточка, причем кольца 3 и направляющие аппараты 4 установлены в корпусе статора 2 посредством промежуточной гильзы 5 цилиндрической формы, размещенной в упомянутой кольцевой проточке и снабженной кольцевым буртом 6 на внутренней поверхности со стороны входа и кольцевым наружным фланцем 7 со стороны выхода, жестко связанным с корпусом статора 2 и корпусом камеры сгорания 8. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к осевым многоступенчатым компрессорам.
Известен осевой многоступенчатый компрессор, содержащий неразъемный барабан ротора с рабочими лопатками, корпус статора с набором колец над рабочими лопатками и направляющих аппаратов (см. А.В. Штода, С.П. Алещенко и др. Конструкция авиационных двигателей, 1958 г., стр.21, фиг.1.4).
Недостатком данной конструкции является то, что статор этого компрессора малопригоден для использования в составе компрессора высокого давления двухконтурного турбореактивного двигателя.
Его непригодность объясняется тем, что из-за неразъемности ротора корпус со всеми закрепленными в нем элементами проточной части по условиям сборки должен иметь продольный разъем, а следовательно, и фланцы для стяжки двух половин. Этот факт приводит, с одной стороны, к невозможности в малых габаритах выполнить наружную поверхность корпуса обтекаемой, так как требуется специальный обтекатель, а с другой, к заметной овализации элементов проточной части. Первый из указанных недостатков вызывает повышенные потери во втором контуре, а второй - к повышенным радиальным зазорам в проточной части компрессора, что является решающим фактором с точки зрения возможности применения компрессора в качестве компрессора высокого давления малоразмерного двухконтурного турбореактивного двигателя.
Задачей изобретения является повышение КПД путем уменьшения радиальных зазоров между ротором и статором и снижение гидравлического сопротивления корпуса.
Указанный технический результат достигается тем, что осевой многоступенчатый компрессор содержит неразъемный барабан ротора с рабочими лопатками, корпус статора с набором колец над рабочими лопатками и направляющих аппаратов. Наружная поверхность корпуса статора, выходящая в канал второго контура, выполнена обтекаемой формы, а сам корпус статора и кольца выполнены неразъемными. В корпусе статора над рабочими лопатками выполнена кольцевая проточка. Кольца и направляющие аппараты установлены в корпусе статора посредством промежуточной гильзы цилиндрической формы, размещенной в упомянутой кольцевой проточке и снабженной кольцевым буртом на внутренней поверхности со стороны входа и кольцевым наружным фланцем со стороны выхода, жестко связанным с корпусом статора и корпусом камеры сгорания.
Кроме того, на внутренней поверхности промежуточной гильзы по всей длине образующей цилиндра закреплена шпонка, а на наружных поверхностях направляющих аппаратов и колец выполнены ответные пазы для их фиксации в окружном направлении. На кольцевом бурте промежуточной гильзы выполнены сквозные окна, а на наружной поверхности выходной части корпуса статора - пазы для обеспечения демонтажа.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где на фиг.1 представлен продольный разрез компрессора, на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1, где представлен вид на сквозные окна в бурте гильзы, на фиг.3 - продольный разрез по шпонке, на фиг.4 - продольный разрез по окну в бурте гильзы и по пазу в корпусе, а на фиг.5 - сечение Б-Б на фиг.3.
Осевой многоступенчатый компрессор содержит неразъемный барабан ротора 1 с рабочими лопатками, корпус статора 2 с набором колец 3 над рабочими лопатками и направляющих аппаратов 4. Наружная поверхность корпуса статора 2, выходящая в канал второго контура, выполнена обтекаемой формы, а сам корпус статора 2 и кольца 3 выполнены неразъемными. В корпусе статора 2 над рабочими лопатками выполнена кольцевая проточка, причем кольца 3 и направляющие аппараты 4 установлены в корпусе статора 2 посредством промежуточной гильзы 5 цилиндрической формы, размещенной в упомянутой кольцевой проточке и снабженной кольцевым буртом 6 на внутренней поверхности со стороны входа и кольцевым наружным фланцем 7 со стороны выхода, жестко связанным с корпусом статора 2 и корпусом камеры сгорания 8.
На внутренней поверхности промежуточной гильзы 5 по всей длине образующей цилиндра закреплена, например припаяна или приклеена, шпонка 9, а на наружных поверхностях направляющих аппаратов 4 и колец 3 выполнены ответные пазы 10 для их фиксации в окружном направлении.
На кольцевом бурте 6 промежуточной гильзы 5 выполнены сквозные окна 11, а на наружной поверхности выходной части корпуса статора 2 - пазы 12 для обеспечения демонтажа.
Наружная поверхность статора 2, выходящая в канал второго контура, выполнена конусной, переходящей в цилиндрическую в выходной части, внутренняя поверхность имеет цилиндрическую форму, а место сопряжения этих поверхностей со стороны входа выполнено скругленным по радиусу.
Такое выполнение наружной поверхности корпуса статора 2 обтекаемой формы обеспечивает снижение его гидравлического сопротивления с сохранением минимального габарита второго контура.
Выполнение неразъемными корпуса 2, колец 3, аппаратов 4, гильзы 5 обеспечивает сохранение правильной геометрической формы проточной части и, как следствие, обеспечивает получение минимально возможных величин радиальных зазоров. Вместе с тем, такое выполнение в сочетании с неразъемным барабаном ротора 1 накладывает особенности на сборку и разборку компрессора. Эти особенности сборки характеризуются тем, что она начинается на обезлопаченном роторе 1 со стороны последних ступеней компрессора и выполняется в следующей последовательности: облопачивание первой ступени ротора 1, установка соответствующего кольца 3, замер радиальных зазоров по лопаткам ротора 1, установка направляющего аппарата 4 соответствующей ступени, замер радиальных зазоров по лопаткам аппарата 4, облопачивание следующей ступени ротора и т.д. по всем остальным ступеням. Затем на установленные кольца 3 и аппараты 4 насаживается гильза 5 до упора в бурт 6, ротор 1 вместе с собранными на нем элементами корпуса статора 2, замкнутыми гильзой 5, устанавливается в корпус статора 2 и замыкается корпусом камеры сгорания 8. Разборка осуществляется в обратном порядке.
Из сказанного по вопросу сборки следует, что пазы 12 нужны для выпрессовки гильзы 5 вместе с ротором 1, кольцами 3 и аппаратами 4 из корпуса статора 2, окна 11 необходимы для выпрессовки гильзы 5 с наборами колец 3 и аппаратов 4, а сама гильза 5 необходима для разборки компрессора без повреждения лопаток и для удобства сборки.
Шпонка 9 на гильзе 5 нужна для фиксации в окружном направлении колец 3 и аппаратов 4.
Такое выполнение осевого многоступенчатого компрессора позволит получить минимальные радиальные зазоры, стабильные по окружности в проточной части, а работа в компоновке малоразмерного ГТД обеспечит высокий КПД и необходимый запас устойчивой работы.
Claims (3)
1. Осевой многоступенчатый компрессор, преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащий неразъемный барабан ротора с рабочими лопатками, корпус статора с набором колец над рабочими лопатками и направляющих аппаратов, при этом наружная поверхность корпуса статора, выходящая в канал второго контура, выполнена обтекаемой формы, а сам корпус статора и кольца выполнены неразъемными, в корпусе статора над рабочими лопатками выполнена кольцевая проточка, причем кольца и направляющие аппараты установлены в корпусе статора посредством промежуточной гильзы цилиндрической формы, размещенной в упомянутой кольцевой проточке и снабженной кольцевым буртом на внутренней поверхности со стороны входа и кольцевым наружным фланцем со стороны выхода, жестко связанным с корпусом статора и корпусом камеры сгорания.
2. Компрессор по п. 1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности промежуточной гильзы по всей длине образующей цилиндра закреплена шпонка, а на наружных поверхностях направляющих аппаратов и колец выполнены ответные пазы для их фиксации в окружном направлении.
3. Компрессор по любому из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что на кольцевом бурте промежуточной гильзы выполнены сквозные окна, а на наружной поверхности выходной части корпуса статора - пазы для обеспечения демонтажа.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002107154A RU2212568C1 (ru) | 2002-03-22 | 2002-03-22 | Осевой многоступенчатый компрессор авиационного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002107154A RU2212568C1 (ru) | 2002-03-22 | 2002-03-22 | Осевой многоступенчатый компрессор авиационного газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2212568C1 true RU2212568C1 (ru) | 2003-09-20 |
Family
ID=29777558
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002107154A RU2212568C1 (ru) | 2002-03-22 | 2002-03-22 | Осевой многоступенчатый компрессор авиационного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2212568C1 (ru) |
-
2002
- 2002-03-22 RU RU2002107154A patent/RU2212568C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ШТОДА А.В., АЛЕЩЕНКО С.П. и др. Конструкция авиационных двигателей. - М.: Машгиз, 1958, с.21, фиг.1.4. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2402688C2 (ru) | Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели | |
RU2396436C2 (ru) | Газотурбинный двигатель и его промежуточный узел | |
RU2470169C2 (ru) | Турбомашина с диффузором | |
US5197856A (en) | Compressor stator | |
US10900415B2 (en) | Turbocharger having a meridionally divided turbine housing and a variable turbine nozzle | |
US10132197B2 (en) | Shroud assembly and shroud for gas turbine engine | |
US9657593B2 (en) | Aircraft gas turbine having a core engine casing with cooling-air tubes | |
US9567864B2 (en) | Centrifugal impeller and turbomachine | |
US10330121B2 (en) | Systems and methods for axial compressor with secondary flow | |
US11085311B2 (en) | Turbocharger with twin-scroll turbine housing and twin vaned nozzle ring for directing exhaust gases from each scroll onto turbine wheel in interleaved fashion | |
KR101798742B1 (ko) | 축류식의 압축기, 및 가스 터빈 | |
US11933219B2 (en) | Stator configuration for gas turbine engine | |
US11248488B2 (en) | Method for making a twin-vaned nozzle ring assembly for a turbocharger with twin-scroll turbine housing for directing exhaust gases from each scroll onto turbine wheel in interleaved fashion | |
JP2015045333A (ja) | ガスタービンシステムのためのインデューサおよびディフューザの構成 | |
RU2212568C1 (ru) | Осевой многоступенчатый компрессор авиационного газотурбинного двигателя | |
US11441577B2 (en) | Apparatus for transferring pressurized fluid in a back-to-back multi-stage pump | |
EP3741960A1 (en) | Method for making a twin-vaned nozzle ring assembly for a turbocharger | |
US11428111B2 (en) | Device for cooling a turbomachine housing | |
US11215084B2 (en) | Support straps and method of assembly for gas turbine engine | |
US9011083B2 (en) | Seal arrangement for a gas turbine | |
US11401835B2 (en) | Turbine center frame | |
EP1746254A2 (en) | Apparatus and method for cooling a turbine shroud segment and vane outer shroud | |
US20180156236A1 (en) | Gas turbine engine bleed configuration | |
RU2302558C1 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя | |
RU2175409C1 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170323 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20190717 |
|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200514 Effective date: 20200514 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210323 |