RU2656168C1 - Gas turbine engine compressor straightener blades - Google Patents

Gas turbine engine compressor straightener blades Download PDF

Info

Publication number
RU2656168C1
RU2656168C1 RU2017112769A RU2017112769A RU2656168C1 RU 2656168 C1 RU2656168 C1 RU 2656168C1 RU 2017112769 A RU2017112769 A RU 2017112769A RU 2017112769 A RU2017112769 A RU 2017112769A RU 2656168 C1 RU2656168 C1 RU 2656168C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blades
gas turbine
ring
turbine engine
engine compressor
Prior art date
Application number
RU2017112769A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Николаевич Донцов
Николай Владимирович Кикоть
Андрей Валерьевич Узбеков
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
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 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2017112769A priority Critical patent/RU2656168C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2656168C1 publication Critical patent/RU2656168C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to the field of engine building, in particular to the gas turbine engine compressor straightener blades. In the gas turbine engine compressor straightener blades, comprising an outer ring, made dismountable and fixed in a compound housing, inner ring and a sealing ring, made dismountable, blades installed in the slots, made circumferentially in the outer and inner rings, respectively, wherein the outer and inner rings are made conical relative to the gas turbine engine compressor longitudinal axis, which smaller bases are directed to the opposite sides, according to the present invention, on the regions of the blades located above the outer ring and under the inner ring, in each of which by an elastic element is mounted contacting by both sides of the blade with the outer ring outer surface or the inner ring inner surface, respectively, at that, any of the resilient elements is fixed in the transverse slot by means of a locking member mounted therein in contact with its end face.
EFFECT: increase in the straightener blades maintainability and manufacturability, reducing its weight due to the possibility of using composite materials, as well as increase in the its operation reliability by adjusting the stiffness characteristics in the process of engine development.
1 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к спрямляющим аппаратам компрессора газотурбинного двигателя.The invention relates to the field of engine building, in particular to straightening apparatuses for a compressor of a gas turbine engine.

В качестве наиболее близкого аналога (прототипа) выбран спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя, содержащий наружное кольцо, выполненное разборным и зафиксированное в составном корпусе, внутреннее кольцо и уплотнительное кольцо, выполненные разборными, лопатки, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах соответственно, причем наружное и внутреннее кольца выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны (см. рис. 3.41. на стр. 81 учебного пособия: Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М., «Машиностроение», 1974 г. 520 с.).As the closest analogue (prototype), a straightening apparatus of a gas turbine engine compressor was selected, comprising an outer ring made collapsible and fixed in a composite housing, an inner ring and a sealing ring made collapsible, blades mounted in slots made around the circumference in the outer and inner rings accordingly, the outer and inner rings are conical relative to the longitudinal axis of the compressor of the gas turbine engine, the smaller bases of which are Lena in the opposite side (see Figure 3.41 on page 81 Tutorial:.... Skubachevskii GS aircraft gas turbine engine design and calculation details M., "Mechanical Engineering", 1974 520...).

Основные недостатки прототипа следующие. Низкая ремонтопригодность и технологичность спрямляющего аппарата, т.е. поврежденные лопатки невозможно заменить из-за паяного соединения с внутренним и наружным кольцами и поэтому меняется сектор или половина аппарата. Также пайка при изготовлении может приводить к поводкам и изменению геометрии лопатки, поэтому требуется сложный технологический процесс. Спрямляющий аппарат изготавливается только из однородных материалов из-за пайки, поэтому невозможно использовать композиционные материалы, например, для лопаток, что препятствует снижению веса. Паянный спрямляющий аппарат обладает единственной жесткостной характеристикой, поэтому его сложно в процессе доводки двигателя отстроить от резонансных колебаний лопаток, приводящих к преждевременному их разрушению и снижению надежности его работы.The main disadvantages of the prototype are as follows. Low maintainability and adaptability of the rectifier, i.e. damaged blades cannot be replaced due to the solder connection with the inner and outer rings and therefore the sector or half of the apparatus changes. Also, brazing during manufacture can lead to leashes and changes in the geometry of the blade, so a complex process is required. The straightening apparatus is made only of homogeneous materials due to soldering, therefore it is impossible to use composite materials, for example, for blades, which prevents weight loss. The brazed rectifier has the only stiffness characteristic, so it is difficult to detach it from the resonant vibrations of the blades during engine refinement, leading to their premature destruction and a decrease in the reliability of its operation.

Техническим результатом, достигаемым заявленным устройством, является повышение ремонтопригодности и технологичности изготовления спрямляющего аппарата, снижение его массы за счет возможности применения композиционных материалов, а также повышение надежности его работы посредством регулирования жесткостных характеристик в процессе доводки двигателя.The technical result achieved by the claimed device is to increase the maintainability and manufacturability of a straightening apparatus, reduce its mass due to the possibility of using composite materials, as well as increase the reliability of its work by adjusting the stiffness characteristics during engine refinement.

Указанный технический результат достигается тем, что в спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем наружное кольцо, выполненное разборным и зафиксированное в составном корпусе, внутреннее кольцо и уплотнительное кольцо, выполненные разборными, лопатки, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах соответственно, причем наружное и внутреннее кольца выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных над наружным кольцом и под внутренним кольцом, выполнены поперечные прорези, в каждой из которых установлено по упругому элементу, контактирующему по обе стороны лопатки с наружной поверхностью наружного кольца или внутренней поверхностью внутреннего кольца соответственно, при этом любой из упругих элементов зафиксирован в поперечной прорези посредством установленного в ней стопорного элемента, контактирующего с его торцом.The specified technical result is achieved by the fact that in the straightening apparatus of the compressor of a gas turbine engine containing an outer ring made collapsible and fixed in a composite housing, an inner ring and a sealing ring made collapsible, blades installed in slots made around the circumference in the outer and inner rings, respectively moreover, the outer and inner rings are conical relative to the longitudinal axis of the compressor of the gas turbine engine, the smaller bases of which are transverse slots are made on opposite sides according to the present invention, in sections of the blades located above the outer ring and under the inner ring, each of which is fitted with an elastic element contacting on both sides of the blade with the outer surface of the outer ring or the inner surface of the inner ring, respectively while any of the elastic elements is fixed in the transverse slot by means of a locking element installed in it, in contact with its end face.

Такое выполнение устройства позволяет повысить ремонтопригодность за счет того, что поврежденные лопатки можно менять по отдельности, а не заменять сектор, либо половину аппарата, который может содержать неповрежденные лопатки. При сборке спрямляющего аппарата не требуются паяные соединения, что упрощает технологический процесс. Конструкция такого аппарата позволяет использовать композиционные материалы, например, для лопаток, вес которых значительно ниже материалов, способных объединяться паяными соединениями. Это снижает вес конструкции и двигателя в целом. Простота доводки такого спрямляющего аппарата от разрушения по резонансным колебаниям лопаток обеспечивается регулированием усилия упругой проставки, что повышает в целом его надежность при работе. Особенно это актуально при использовании композиционных материалов.This embodiment of the device can improve maintainability due to the fact that damaged blades can be changed individually, and not replace the sector, or half of the apparatus, which may contain intact blades. When assembling a straightening apparatus, solder joints are not required, which simplifies the process. The design of such an apparatus allows the use of composite materials, for example, for blades, the weight of which is significantly lower than materials that can be combined by soldered joints. This reduces the weight of the structure and the engine as a whole. The simplicity of fine-tuning such a straightening apparatus from destruction by the resonant vibrations of the blades is provided by adjusting the force of the elastic spacer, which increases its overall reliability during operation. This is especially true when using composite materials.

Сущность настоящего изобретения поясняется чертежами.The essence of the present invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 изображен продольный разрез заявленного спрямляющего аппарата компрессора газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a longitudinal section of the claimed straightening apparatus of the compressor of a gas turbine engine.

На фиг.2 изображен заявленный спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя, вид сверху.Figure 2 shows the claimed rectifier apparatus of the compressor of a gas turbine engine, top view.

На фиг.3 и 4 изображены сечения А-А и В-В соответственно.Figure 3 and 4 shows sections aa and bb, respectively.

Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя, содержащий наружное кольцо 1, выполненное разборным (в частности, в виде сегментов) и зафиксированное в составном корпусе 2, внутреннее кольцо 3 и уплотнительное кольцо 4, выполненные разборными (в частности, из двух полуколец каждое) и зафиксированные относительно друг друга в радиальном и осевом направлениях посредством разъемного соединения, в частности, посредством заплечиков 5. Лопатки 6, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах 1,3 соответственно. Наружное и внутреннее кольца 1, 3 выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны. На участках лопаток 6, расположенных над наружным кольцом 1 и под внутренним кольцом 3, выполнены поперечные прорези, в каждой из которых установлено по упругому элементу 7, контактирующему по обе стороны лопатки 6 с наружной поверхностью наружного кольца 1 или внутренней поверхностью внутреннего кольца 3 соответственно, при этом любой из упругих элементов 7 зафиксирован в поперечной прорези посредством установленного в ней стопорного элемента 8, контактирующего с его торцом.The straightening apparatus of the compressor of a gas turbine engine, comprising an outer ring 1, made collapsible (in particular in the form of segments) and fixed in a composite housing 2, an inner ring 3 and a sealing ring 4, made collapsible (in particular, of two half rings each) and fixed relative to each other in radial and axial directions by means of a detachable connection, in particular by means of shoulders 5. Blades 6 mounted in slots made around the circumference in the outer and inner rings of 1.3 respectively. The outer and inner rings 1, 3 are made conical relative to the longitudinal axis of the compressor of the gas turbine engine, the smaller bases of which are directed in opposite directions. In the sections of the blades 6 located above the outer ring 1 and under the inner ring 3, transverse slots are made, each of which has an elastic element 7 in contact on both sides of the blade 6 with the outer surface of the outer ring 1 or the inner surface of the inner ring 3, respectively wherein any of the elastic elements 7 is fixed in the transverse slot by means of a locking element 8 installed therein in contact with its end face.

Замена поврежденной(ных) лопатки(ток) 6 осуществляется следующим образом. Вынимается уплотнительное кольцо 4. Демонтируются стопорные элементы 8 и упругие элементы 7, расположенные в поперечных прорезях лопаток 6 со стороны внутреннего кольца 3. Далее спрямляющий аппарат вынимается из составного корпуса 2. Затем вынимаются стопорные элементы 8 и упругие элементы 7 из поперечных прорезей лопаток 6 со стороны наружного кольца 1, которое сегментами отделяется от лопаток 6. После чего вынимаются лопатка(ки) 6 из внутреннего кольца 3. Происходит замена поврежденной(ных) лопатки(ток). Сборка осуществляется в обратном порядке.Replacement of damaged (s) of the blade (current) 6 is as follows. The sealing ring 4 is removed. The locking elements 8 and the elastic elements 7 located in the transverse slots of the blades 6 on the side of the inner ring 3 are removed. Then the straightening device is removed from the composite housing 2. Then the locking elements 8 and the elastic elements 7 are removed from the transverse slots of the blades 6 with side of the outer ring 1, which is separated by segments from the blades 6. Then the blade (s) 6 are removed from the inner ring 3. The damaged blade (s) are replaced (current). Assembly is carried out in the reverse order.

Claims (1)

Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя, содержащий наружное кольцо, выполненное разборным и зафиксированное в составном корпусе, внутреннее кольцо и уплотнительное кольцо, выполненные разборными, лопатки, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах соответственно, причем наружное и внутреннее кольца выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны, отличающийся тем, что на участках лопаток, расположенных над наружным кольцом и под внутренним кольцом, выполнены поперечные прорези, в каждой из которых установлено по упругому элементу, контактирующему по обе стороны лопатки с наружной поверхностью наружного кольца или внутренней поверхностью внутреннего кольца соответственно, при этом любой из упругих элементов зафиксирован в поперечной прорези посредством установленного в ней стопорного элемента, контактирующего с его торцом.The straightening apparatus of a gas turbine engine compressor, comprising an outer ring made collapsible and fixed in a composite housing, an inner ring and a sealing ring made collapsible, blades mounted in slots made around the circumference in the outer and inner rings, respectively, the outer and inner rings being conical relative to the longitudinal axis of the compressor of a gas turbine engine, the smaller bases of which are directed in opposite directions, characterized in that sections of the blades located above the outer ring and under the inner ring, transverse slots are made, in each of which is installed an elastic element in contact on both sides of the blade with the outer surface of the outer ring or the inner surface of the inner ring, respectively, while any of the elastic elements are fixed in a transverse slot by means of a locking element installed therein in contact with its end face.
RU2017112769A 2017-04-13 2017-04-13 Gas turbine engine compressor straightener blades RU2656168C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017112769A RU2656168C1 (en) 2017-04-13 2017-04-13 Gas turbine engine compressor straightener blades

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017112769A RU2656168C1 (en) 2017-04-13 2017-04-13 Gas turbine engine compressor straightener blades

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2656168C1 true RU2656168C1 (en) 2018-05-31

Family

ID=62560296

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017112769A RU2656168C1 (en) 2017-04-13 2017-04-13 Gas turbine engine compressor straightener blades

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2656168C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2755446C1 (en) * 2020-07-23 2021-09-16 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Straightening apparatus of compressor of gas turbine engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1231275A1 (en) * 1984-07-27 1986-05-15 Kupryashov Vasilij D Vaned diffuser of centrifugal pump
GB2272027A (en) * 1992-10-28 1994-05-04 Snecma Interlocking the ends of blades
US6595747B2 (en) * 2000-12-06 2003-07-22 Techspace Aero S.A. Guide vane stage of a compressor
EP1626163A2 (en) * 1999-08-09 2006-02-15 United Technologies Corporation Clip member for a stator assembly
EP2072760A1 (en) * 2007-12-21 2009-06-24 Techspace aero Device for attaching vanes to a stage collar of a turbomachine stator and associated attachment method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1231275A1 (en) * 1984-07-27 1986-05-15 Kupryashov Vasilij D Vaned diffuser of centrifugal pump
GB2272027A (en) * 1992-10-28 1994-05-04 Snecma Interlocking the ends of blades
EP1626163A2 (en) * 1999-08-09 2006-02-15 United Technologies Corporation Clip member for a stator assembly
US6595747B2 (en) * 2000-12-06 2003-07-22 Techspace Aero S.A. Guide vane stage of a compressor
EP2072760A1 (en) * 2007-12-21 2009-06-24 Techspace aero Device for attaching vanes to a stage collar of a turbomachine stator and associated attachment method

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2755446C1 (en) * 2020-07-23 2021-09-16 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Straightening apparatus of compressor of gas turbine engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10094232B2 (en) Self crystalline orientation for increased compliance
RU2488700C2 (en) Turbo machine stage, compressor, turbine, turbo machine with such stage and stage lock
RU2673361C1 (en) Device for guiding adjustable stator blades of turbine engine and method of assembling said device
EP3084130B1 (en) Method of assembling a set of impellers through tie rods, impeller and turbomachine
US10138734B2 (en) Turbine ring for a turbomachine
JP6882819B2 (en) Turbine blade damper system with slotted pins
US10337621B2 (en) Hydrostatic non-contact seal with weight reduction pocket
US20180363563A1 (en) Hydrostatic non-contact seal with varied thickness beams
US20160010483A1 (en) Seal assembly including a notched seal element for arranging between a stator and a rotor
RU2619914C2 (en) Sector of stator blades, axial turbomachine stator, axial turbomachine
RU2656168C1 (en) Gas turbine engine compressor straightener blades
US20160123188A1 (en) Stator shroud systems
US10451204B2 (en) Low leakage duct segment using expansion joint assembly
EP3290647A1 (en) A gas turbine seal sub-assembly
US20160305278A1 (en) Energy damping system for gas turbine engine stationary vane
US10830080B2 (en) Halo seal separate scallop support
RU2630066C1 (en) Compressor straightener of gas turbine engine
CN113474252B (en) Directional adjustable and reduced volume blade pivot for turbine engine fan hub
RU2425270C1 (en) Radial end contact seal of support of turbomachine
RU2755446C1 (en) Straightening apparatus of compressor of gas turbine engine
RU2561395C1 (en) Turbomachine rotor support
RU2157925C2 (en) Guide vanes of axial-flow compressor
US8801376B2 (en) Fabricated intermediate case with engine mounts
US8133020B2 (en) Fastener device for fastening a free turbine stator with dual centering
US10359048B2 (en) Sealing system and turbopump comprising such a system