RU2580249C1 - Gas turbine engine compressor stator - Google Patents
Gas turbine engine compressor stator Download PDFInfo
- Publication number
- RU2580249C1 RU2580249C1 RU2015109393/06A RU2015109393A RU2580249C1 RU 2580249 C1 RU2580249 C1 RU 2580249C1 RU 2015109393/06 A RU2015109393/06 A RU 2015109393/06A RU 2015109393 A RU2015109393 A RU 2015109393A RU 2580249 C1 RU2580249 C1 RU 2580249C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rings
- length
- gas turbine
- turbine engine
- compressor stator
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к конструкции статора компрессора газотурбинного двигателя (ГТД) авиационного и наземного применения с поворотными лопатками.The invention relates to the construction of a compressor stator for a gas turbine engine (GTE) for aviation and ground applications with rotary blades.
Известен поворотный входной направляющий аппарат (ВНА) осевого компрессора ГТД, в котором поворотные лопатки установлены наружными цапфами в наружном корпусе, а внутренними цапфами через втулки - в разъемном внутреннем кольце. («Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30 III серии», техническое описание, Пермь, 1986 г., стр. 45, рис. 2.10 на вклейке).Known rotary input guide vane (VNA) of the axial compressor of the gas turbine engine, in which the rotary blades are installed with external pins in the outer casing, and internal pins through the bushings in a detachable inner ring. (“Aircraft dual-circuit turbojet engine D-30 III series”, technical description, Perm, 1986, p. 45, Fig. 2.10 on the insert).
Недостатком известной конструкции является интенсивный износ сопрягаемых поверхностей цапф поворотных лопаток и втулок, установленных во внутреннем кольце, в связи с линейным контактом этих деталей.A disadvantage of the known design is the intensive wear of the mating surfaces of the pins of the rotary blades and bushings installed in the inner ring, due to the linear contact of these parts.
Наиболее близкой к заявляемой является конструкция разъемного корпуса статора компрессора ГТД с направляющими аппаратами I, II, III ступеней, имеющая двухстороннее крепление поворотных лопаток, в которой внутренние кольца (бандажи) поворотных лопаток образованы полукольцами, имеющими осевой разъем, а внутренние цапфы поворотных лопаток посредством цилиндрических и сферических втулок установлены в гнезда, образованные полукольцами бандажей («Авиационный двигатель ПС-90А», А.А. Иноземцев, Е.А. Коняев, В.В. Медведев, А.В. Нерадько, А.Е. Ряссов, Москва, Либра-К, 2007 г., стр. 54).Closest to the claimed is the design of the detachable housing of the stator of the GTE compressor with guide vanes of I, II, III stages, having double-sided mounting of the rotary blades, in which the inner rings (bandages) of the rotary blades are formed by half rings having an axial connector, and the inner trunnions of the rotary blades by means of cylindrical and spherical bushings are installed in nests formed by half rings of bandages (“PS-90A Aircraft Engine”, AA Inozemtsev, EA Konyaev, VV Medvedev, AV Neradko, AE Ryassov, M skva, Libra-K, 2007, p. 54).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является раскрытие и смещение стыков полуколец бандажей внутренних цапф лопаток, происходящее при работе двигателя вследствие воздействия на перо лопаток газовых сил, что в условиях вибрации перьев направляющих лопаток и расположенных на их нижних цапфах деталей приводит к повышенному и не равномерному по окружности расположения лопаток износу сопрягаемых поверхностей нижних цапф лопаток, втулок и гнезд под втулки на полукольцах бандажей.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is the opening and offset of the joints of the half rings of the bandages of the inner trunnions of the blades, which occurs during engine operation due to the impact of gas forces on the feather of the blades, which under vibration of the feathers of the guide blades and parts located on their lower trunnions leads to increased and not the wear of the mating surfaces of the lower trunnions of the blades, bushings and sockets for bushings on the half rings of the bandages, uniform around the circumference of the blades.
Отсутствие соединения между собой полуколец бандажей внутренних цапф поворотных лопаток приводит также к неравномерной нагрузке на внутренние цапфы и перья поворотных лопаток, что приводит к различиям в прогибе перьев по окружности расположения направляющих лопаток, искажению расчетных полей давления воздуха на входе в следующую ступень компрессора, и, в конечном итоге, к снижению параметров компрессора.The absence of a connection between the half rings of the bandages of the inner pins of the rotary blades also leads to an uneven load on the inner trunnions and feathers of the rotary blades, which leads to differences in the deflection of the feathers around the circumference of the location of the guide vanes, distortion of the calculated air pressure fields at the entrance to the next compressor stage, and, ultimately, to a decrease in compressor parameters.
Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности и ресурса статора компрессора, а также в улучшении параметров компрессора газотурбинного двигателя путем исключения раскрытия и смещения стыков полуколец внутренних колец поворотных направляющих лопаток.The technical result of the claimed invention is to increase the reliability and resource of the compressor stator, as well as to improve the parameters of the compressor of a gas turbine engine by eliminating the disclosure and displacement of the joints of the half rings of the inner rings of the rotary guide vanes.
Указанный технический результат достигается тем, что в статоре компрессора газотурбинного двигателя, включающем поворотные направляющие лопатки, установленные наружными цапфами в разъемном наружном корпусе, а внутренними - в разъемных внутренних кольцах, согласно изобретению полукольца внутренних колец в плоскости осевого разъема соединены между собой замковым соединением типа «ласточкин хвост», при этом средние части Ρ z-образных выступов по длине замковых соединений удалены, а длина любой из не удаленных частей С замковых соединений не превышает величины У (У1, У2) допустимой при сборке двигателя осевой сдвижки наружного корпуса и не менее чем на 1…2 мм меньше длины удаленных частей Ρ z-образных выступов замковых соединений.The specified technical result is achieved by the fact that in the stator of the compressor of the gas turbine engine, including rotary guide vanes installed by the outer pins in the detachable outer casing, and the internal in the detachable inner rings, according to the invention, the half rings of the inner rings in the plane of the axial connector are interconnected by a lock connection of the type " dovetail ”, while the middle parts of the Ρ z-shaped protrusions along the length of the castle joints are removed, and the length of any of the not removed parts C of the castle joints nd not exceed the value Y (Y1, Y2) allowable at the assembly of the engine axial shift of the outer shell and not less than 1 ... 2 mm shorter than the outermost parts Ρ z-shaped projections interlocks.
Соединение полуколец внутренних колец между собой в плоскости осевого разъема замковым соединением типа «ласточкин хвост» с удалением средних частей Ρ z-образных выступов по длине замковых соединений позволяет при сборке установить на двигатель сначала одну из половин разъемного наружного корпуса, собранного с лопатками направляющего аппарата и полукольцами внутренних бандажей, а затем с осевой сдвижкой, позволяющей z-образным выступам полуколец второй половины разъемного наружного корпуса войти в вырезы z-образных выступов ранее установленных внутренних полуколец, установить вторую из половин наружного корпуса. Сборку завершает осевая сдвижка второй из половин наружного корпуса для обеспечения ее положения симметрично первой, ранее установленной половине наружного корпуса, при этом z-образные выступы полуколец внутреннего бандажа сомкнутся, обеспечив соединение полуколец, что исключает раскрытие и смещение стыков полуколец внутренних колец поворотных направляющих лопаток, повышая надежность и ресурс статора компрессора.The connection of the half rings of the inner rings to each other in the plane of the axial connector by a dovetail lock connection with the removal of the middle parts of the Ρ z-shaped protrusions along the length of the lock joints allows, during assembly, to install on the engine first one of the halves of the detachable outer casing assembled with the vanes of the guide apparatus and half rings of internal bandages, and then with an axial shift, allowing z-shaped protrusions of the half rings of the second half of the detachable outer case to enter the cutouts of the z-shaped protrusions earlier anovlennyh internal half-rings, the second set of outer casing halves. The assembly is completed by axial displacement of the second half of the outer casing to ensure its position symmetrically to the first previously installed half of the outer casing, while the z-shaped protrusions of the half rings of the inner brace are closed, ensuring the connection of the half rings, which eliminates the opening and displacement of the joints of the half rings of the inner rings of the rotary guide vanes, increasing the reliability and resource of the compressor stator.
Выполнение длины любой из не удаленных частей С замковых соединений, не превышающей величины У (У1, У2) допустимой при сборке двигателя осевой сдвижки наружного корпуса и не менее чем на 1...2 мм меньше длины удаленных частей Ρ z-образных выступов замковых соединений, обеспечивает собираемость половин разъемного наружного корпуса при сборке двигателя.The execution of the length of any of the non-remote parts C of the locking joints, not exceeding the value of Y (U1, U2) permissible during assembly of the axial sliding motor of the outer casing and not less than 1 ... 2 mm less than the length of the removed parts of the Ρ z-shaped protrusions of the locking joints , ensures the collection of the halves of the detachable outer casing during engine assembly.
На фиг. 1 изображен продольный разрез компрессора газотурбинного двигателя.In FIG. 1 shows a longitudinal section through a compressor of a gas turbine engine.
На фиг. 2 - вид А на фиг. 1.In FIG. 2 is a view A in FIG. one.
На фиг. 3 - элемент Б на фиг. 2 в увеличенном виде.In FIG. 3 - element B in FIG. 2 enlarged view.
На фиг. 4 - элемент В на фиг. 2 в увеличенном виде.In FIG. 4 - element B in FIG. 2 enlarged view.
На фиг. 5 - вид А на фиг. 1 на нижнюю половину разъемного статора компрессора газотурбинного двигателя.In FIG. 5 is a view A in FIG. 1 to the lower half of the detachable stator of a gas turbine engine compressor.
На фиг. 6 - вид Г на фиг. 5.In FIG. 6 is a view D in FIG. 5.
На фиг. 7 - элемент Д на фиг. 6 в увеличенном виде.In FIG. 7 - element D in FIG. 6 enlarged view.
На фиг. 8 - вид А на фиг. 1 на верхнюю половину разъемного статора компрессора газотурбинного двигателя.In FIG. 8 is a view A in FIG. 1 to the upper half of the split stator of a gas turbine engine compressor.
На фиг. 9 - вид Ε на фиг. 8.In FIG. 9 is a view Ε in FIG. 8.
На фиг. 10 - элемент Ж на фиг. 9 в увеличенном виде.In FIG. 10 - element G in FIG. 9 enlarged view.
Статор компрессора газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса 1 с горизонтальным разъемом с установленными в нем своими наружными цапфами с помощью втулок 2 и 3 поворотными направляющими лопатками 4 и 5. Поворот лопаток осуществляется рычагами 6 и 7, управляемыми поворотными тяговыми кольцами и приводом (не показано). На внутренних цапфах направляющих лопаток 4 и 5 через сферические втулки 8 и 9 и цилиндрические втулки 10 и 11 установлены полукольца 12 и 13 внутреннего бандажа 14 поворотных лопаток 4 и полукольца 15 и 16 (не показано) внутреннего бандажа 17 поворотных лопаток 5. Осевые разъемы полуколец 12, 13 и 15, 16 представляют собой симметрично расположенные z-образные соединения (фиг. 3 и 4), образующие на поверхностях «е», «ж», «к» и «л», «м», «н» полуколец внутренних бандажей 14 и 17 замковые соединения 18 и 19 типа «ласточкин хвост». Вырезы средней части z-образных выступов 20 и 21 по длине замковых соединений сопрягаемых полуколец 12(15) и 13(16) представлены на фиг. 7 и 10. Для обеспечения собираемости половин разъемного наружного корпуса при сборке двигателя длина удаленной части z-образных выступов (размер «р») не менее чем на 1…2 мм больше длины любой из оставшихся не удаленными частей замкового соединения (размеры «с»), а длина оставшихся не удаленными частей замкового соединения (размеры «с») не превышает при этом величины допустимой при сборке двигателя осевой сдвижки наружного корпуса, например размеров «у», или «y1», или «у2» (фиг. 1).The compressor turbine stator of the gas turbine engine consists of an outer casing 1 with a horizontal connector with its outer pins installed in it using sleeves 2 and 3 of
При работе двигателя поворотные лопатки 4 и 5 прогибаются под действием газовых сил, увлекая за собой подвешенные на нижних цапфах полукольца 12 и 13, 15 и 16 внутренних бандажей 14 и 17 и создавая при этом контактные давления на сопрягаемых поверхностях сферических 8 и 9 и цилиндрических 10 и 11 втулок и гнездах под втулки в полукольцах бандажей 14 и 17. Наличие замкового соединения типа «ласточкин хвост» на осевых стыках полуколец внутренних бандажей 14 и 17 значительно повышает жесткость внутренних бандажей поворотных лопаток за счет исключения раскрытия и смещения осевых стыков полуколец 12, 13 и 15, 16, уменьшая износ от воздействия вибрации сопрягаемых поверхностей сферических 8 и 9 и цилиндрических 10 и 11 втулок и гнезд под втулки в полукольцах бандажей 14 и 17, увеличивая надежность и ресурс статора компрессора. Наличие соединения между собой полуколец бандажей 14 и 17 внутренних цапф поворотных лопаток 4 и 5 сохраняет равномерность нагрузки на внутренние цапфы и перья поворотных лопаток, что исключает разброс в прогибе перьев по окружности расположения направляющих лопаток и искажение расчетных полей давления воздуха на входе в следующую ступень компрессора, повышая таким образом параметры компрессора.When the engine is running, the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015109393/06A RU2580249C1 (en) | 2015-03-17 | 2015-03-17 | Gas turbine engine compressor stator |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015109393/06A RU2580249C1 (en) | 2015-03-17 | 2015-03-17 | Gas turbine engine compressor stator |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2580249C1 true RU2580249C1 (en) | 2016-04-10 |
Family
ID=55793978
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015109393/06A RU2580249C1 (en) | 2015-03-17 | 2015-03-17 | Gas turbine engine compressor stator |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2580249C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112065777A (en) * | 2020-11-10 | 2020-12-11 | 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 | Adjusting precision maintaining structure of inlet guide vane of gas compressor |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2439380C1 (en) * | 2010-06-21 | 2012-01-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Axial flow compressor stage guide vanes |
RU2511811C2 (en) * | 2009-01-09 | 2014-04-10 | Снекма | Blade with changeable installation angle and its manufacturing method, stator section unit, stator section, turbomachine module and turbomachine |
EP2787176A1 (en) * | 2013-04-02 | 2014-10-08 | MTU Aero Engines GmbH | Guide vane assembly |
-
2015
- 2015-03-17 RU RU2015109393/06A patent/RU2580249C1/en active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2511811C2 (en) * | 2009-01-09 | 2014-04-10 | Снекма | Blade with changeable installation angle and its manufacturing method, stator section unit, stator section, turbomachine module and turbomachine |
RU2439380C1 (en) * | 2010-06-21 | 2012-01-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Axial flow compressor stage guide vanes |
EP2787176A1 (en) * | 2013-04-02 | 2014-10-08 | MTU Aero Engines GmbH | Guide vane assembly |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112065777A (en) * | 2020-11-10 | 2020-12-11 | 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 | Adjusting precision maintaining structure of inlet guide vane of gas compressor |
CN112065777B (en) * | 2020-11-10 | 2021-01-19 | 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 | Adjusting precision maintaining structure of inlet guide vane of gas compressor |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20200256215A1 (en) | Ceramic matrix composite assembly with compliant pin attachment features | |
US9822647B2 (en) | High chord bucket with dual part span shrouds and curved dovetail | |
US8870544B2 (en) | Rotor cover plate retention method | |
RU2607982C2 (en) | Turbine plant (versions) and installation method | |
RU2697296C2 (en) | Blade unit with branches on axial turbine machine compressor casing and turbomachine | |
US10113439B2 (en) | Internal shroud for a compressor of an axial-flow turbomachine | |
US9611747B2 (en) | Guide vane assembly vane box of an axial turbine engine compressor | |
RU2696177C2 (en) | Axial turbomachine | |
RU2714792C2 (en) | Blade unit of compressor of axial turbomachine, compressor of axial turbomachine and axial turbomachine | |
RU2694691C2 (en) | Blade with branches for compressor of axial turbomachine and turbomachine | |
US20160327052A1 (en) | Composite splitter lip for axial turbomachine compressor | |
RU2580249C1 (en) | Gas turbine engine compressor stator | |
EP3244016A3 (en) | Stator arrangement | |
DE102015117876A1 (en) | System for laying rotatable cable bundles of a turbomachine | |
RU2530961C1 (en) | Rotor of axial gas turbine | |
US10830253B2 (en) | Rotor, axial compressor, installation method | |
RU92696U1 (en) | ELASTIC DAMPING SUPPORT OF THE GAS-TURBINE ENGINE | |
WO2016148692A1 (en) | Stator vane dampening system usable within a turbine engine | |
RU2614456C1 (en) | Adjustable guide device of axial compressor of turbomachine | |
US20150075180A1 (en) | Systems and methods for providing one or more cooling holes in a slash face of a turbine bucket | |
EP3647541B1 (en) | Split vernier ring for turbine rotor stack assembly | |
RU2572744C1 (en) | Gas turbine bypass engine | |
RU2525376C1 (en) | Gas turbine axial compressor wheel | |
KR101745865B1 (en) | Air separator for a turbine engine | |
KR102036193B1 (en) | Turbine apparatus |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner |