RU2670473C1 - Компрессор газотурбинного двигателя, в частности турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета - Google Patents

Компрессор газотурбинного двигателя, в частности турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2670473C1
RU2670473C1 RU2016123656A RU2016123656A RU2670473C1 RU 2670473 C1 RU2670473 C1 RU 2670473C1 RU 2016123656 A RU2016123656 A RU 2016123656A RU 2016123656 A RU2016123656 A RU 2016123656A RU 2670473 C1 RU2670473 C1 RU 2670473C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
adjusting ring
compressor
hole
circumferential direction
pin
Prior art date
Application number
RU2016123656A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016123656A (ru
Inventor
Пьер-Ален Франсис Клод СЕБРЕХТ
Себастьен КОШОН
Арно Ланглуа
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2016123656A publication Critical patent/RU2016123656A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2670473C1 publication Critical patent/RU2670473C1/ru

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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • 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
    • F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • 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
    • F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/167—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes of vanes moving in translation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/50—Control logic embodiments
    • F05D2270/58—Control logic embodiments by mechanical means, e.g. levers, gears or cams

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей. Новизной изобретения является то, что по меньшей мере одно из отверстий в регулировочном кольце, предназначенное для введения штифтов соединительных элементов, имеет продолговатую форму и проходит в окружном направлении для обеспечения возможности перемещения штифта в отверстии во время поворота регулировочного кольца. Технический результат заключается в повышении надежности работы компрессора. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 13 ил.

Description

Данное изобретение относится к компрессору газотурбинного двигателя, в частности, к компрессору высокого давления турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета.
Как известно из уровня техники, компрессор газотурбинного двигателя содержит несколько ступеней, каждая из которых содержит кольцевой ряд подвижных лопаток, установленных на валу ротора, и кольцевой ряд статорных лопаток с изменяемым углом установки, радиально наружные концы которых установлены по существу на цилиндрическом наружном кожухе.
Регулирование установки лопаток статора под определенным углом в газотурбинном двигателе выполняют для оптимизации выходной мощности указанного газотурбинного двигателя и уменьшения потребления топлива на разных этапах полета.
Каждая из указанных статорных лопаток с изменяемым углом установки на радиально наружном конце имеет радиальный стержень, центрированный и направляемый путем поворота в отверстии, выполненном в наружном кожухе. Стержень каждой лопатки присоединен с помощью коленчатого рычага к регулировочному кольцу, которое окружает наружный кожух указанного компрессора и установлено с возможностью поворота вокруг продольной оси компрессора с помощью приводного средства для сообщения статорным лопаткам поворотного перемещения вокруг осей их стержней.
Каждый коленчатый рычаг прикреплен к соответствующему стержню лопатки и содержит цилиндрический штифт, вставленный в цилиндрическое отверстие в регулировочном кольце.
Поворот регулировочного кольца вокруг его оси вызывает поворот коленчатых рычагов и лопаток вокруг оси стержня лопатки. Обычно полный угловой диапазон коленчатых рычагов составляет порядка 50°-90°. Данное кольцо также выполнено с возможностью перемещения в осевом направлении в соответствии с траекторией перемещения стержней. В этом случае все лопатки имеют одинаковое угловое положение при определенном угловом положении регулировочного кольца.
Теперь, в зависимости от скорости вращения газотурбинного двигателя необходимо обеспечить возможность регулирования угла лопаток, в частности, в зависимости от их азимутального положения, т.е. углового положения статорной лопатки в соответствующей ступени. Таким образом, углы установки лопаток, обеспечивающие максимальную выходную мощность газотурбинного двигателя, могут различаться в зависимости от азимутальных положений статорных лопаток в данной ступени.
На самом деле, газовый поток, проходящий через компрессор высокого давления, не является однородным по его окружности, причем указанный поток может иметь карманы, вызывающие потерю производительности. Кроме того, когда газотурбинный двигатель работает с высокой скоростью вращения, к статорным лопаткам прикладываются большие усилия и возникают большие крутящие моменты, которые способствуют небольшой деформации регулировочного кольца.
Целью изобретения является, в частности, обеспечение простого, эффективного и экономически выгодного решения указанной проблемы, при этом предотвращая любое гиперстатическое состояние системы, что требует наличия коленчатых рычагов, которые имеют по существу одинаковую длину.
Для достижения указанной цели предложен компрессор газотурбинного двигателя, в частности, турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета, содержащий статор с кольцевым кожухом и по меньшей мере одним кольцевым рядом статорных лопаток с изменяемым углом установки, причем каждая лопатка на радиально наружном конце имеет стержень, установленный в отверстии, выполненном в указанном кожухе, и соединенный с помощью соединительного элемента с регулировочным кольцом, установленным с возможностью поворота по оси относительно указанного кожуха, причем первый конец указанного соединительного элемента прикреплен к стержню лопатки, а второй конец имеет штифт, вставленный в отверстие в регулировочном кольце, предназначенное для введения штифтов соединительных элементов, при этом отверстие имеет продолговатую форму и проходит в окружном направлении для обеспечения возможности перемещения штифта в указанном продолговатом отверстии во время поворота регулировочного кольца.
Таким образом, в зависимости от формы указанного отверстия обеспечивается возможность регулирования угла установки каждой лопатки по отдельности или группами, при этом удерживая соединительные элементы (например, коленчатые рычаги), имеющие одинаковую длину. Такое регулирование обеспечивает возможность настройки с учетом неоднородности газового потока и устранения любых деформаций при высокой скорости вращения двигателя.
Продолговатое отверстие, проходящее в окружном направлении, не обязательно проходит исключительно в этом направлении, т.е. вдоль радиальной плоскости, перпендикулярной оси регулировочного кольца. На самом деле, продолговатое отверстие может проходить как в осевом, так и в окружном направлении.
В соответствии с одним аспектом данного изобретения указанные штифты являются цилиндрическими.
Кроме того, по меньшей мере одно из отверстий в регулировочном кольце, предназначенное для введения штифтов соединительных элементов, может иметь форму, исключающую возможность перемещения штифта в указанном отверстии.
В этом случае регулировочное кольцо может иметь по меньшей мере одно цилиндрическое отверстие, в которое вставлен цилиндрический штифт соединительного элемента, причем диаметры штифта и цилиндрического отверстия являются по существу идентичными, в дополнение к одному продолговатому отверстию, проходящему в окружном направлении, в которое вставлен другой цилиндрический штифт другого соединительного элемента.
В соответствии с первым вариантом выполнения данного изобретения указанное продолговатое отверстие в регулировочном кольце имеет первый конец, расположенный на стороне первой боковой кромки регулировочного кольца, и второй конец, расположенный на стороне второй боковой кромки регулировочного кольца, причем оба конца соединены изогнутым соединительным участком, имеющим точку перегиба.
В соответствии со вторым вариантом выполнения данного изобретения указанное продолговатое отверстие в регулировочном кольце проходит исключительно в окружном направлении.
В соответствии с третьим вариантом выполнения данного изобретения указанное продолговатое отверстие в регулировочном кольце проходит под наклоном относительно осевого направления и окружного направления.
В соответствии с четвертым вариантом выполнения данного изобретения указанное продолговатое отверстие в регулировочном кольце имеет дугообразную форму.
В соответствии с пятым вариантом выполнения данного изобретения указанное продолговатое отверстие в регулировочном кольце имеет первый конец, проходящий исключительно в окружном направлении и расположенный на стороне первой боковой кромки регулировочного кольца, и второй конец, проходящий исключительно в окружном направлении и расположенный на стороне другой боковой кромки регулировочного кольца, причем указанные концы соединены соединительным участком, проходящим под наклоном относительно окружного направления и осевого направления.
Данное изобретение также относится к газотурбинному двигателю, такому как, например, турбовинтовой или турбовентиляторный двигатель самолета, содержащему по меньшей мере один компрессор указанного типа.
Данное изобретение будет более понятным, а другие признаки, характеристики и преимущества данного изобретения станут более понятны после прочтения следующего описания, приведенного в качестве неограничительного примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг. 1 схематично изображает частичный продольный разрез компрессора высокого давления турбовентилятора, снабженного известным устройством регулирования углом установки лопаток,
фиг. 2 схематично изображает в увеличении продольный разрез устройства регулирования угла установки лопатки для ступени компрессора, показанного на фиг. 1,
фиг. 3 изображает вид в аксонометрии части регулировочного кольца,
фиг. 4 схематично изображает вид сверху участка регулировочного кольца, показанного на фиг. 3,
фиг. 5 и 6 изображают виды, подобные видам на фиг. 3 и 4, соответственно, и иллюстрируют первый вариант выполнения изобретения,
фиг. 7 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий второй вариант выполнения данного изобретения,
фиг. 8 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий третий вариант выполнения данного изобретения,
фиг. 9 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий четвертый вариант выполнения данного изобретения,
фиг. 10 схематично иллюстрирует изменение угла установки статорных лопаток в зависимости от углового положения регулировочного кольца для каждого из вариантов выполнения, показанных на фиг. 7, 8 и 9,
фиг. 11 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий пятый вариант выполнения данного изобретения,
фиг. 12 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий шестой вариант выполнения данного изобретения,
фиг. 13 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий седьмой вариант выполнения данного изобретения.
Сначала рассмотрим фиг. 1, на которой схематично изображен разрез верхней по потоку части компрессора 10 высокого давления в соответствии с предшествующим уровнем техники, выполненный вдоль плоскости, проходящей через ось 12 вращения газотурбинного двигателя. Компрессор 10 высокого давления содержит ротор, выполненный из дисков 14, 16, 18, 20, соединенных друг с другом в осевом направлении, причем указанный ротор опирается на подшипник 22 посредством опорного узла 24.
Ниже по потоку от каждого кольцевого ряда статорных лопаток 26 с изменяемым углом установки расположен соответствующий диск. Каждая статорная лопатка имеет коаксиальные цилиндрические стержни 28, 30, расположенные на ее радиально внутреннем и наружном концах. Внутренний стержень 28 проходит во внутреннем направлении от статорной лопатки 26, при этом он является центрированным и выполнен с возможностью направления путем поворота в цилиндрической выемке кольцевого элемента статора. Наружный цилиндрический стержень 30 проходит радиально в наружном направлении, при этом он является центрированным и выполнен с возможностью направления путем поворота в цилиндрическом стержне 32 по существу цилиндрического внешнего кожуха 34 компрессора 10.
Регулирование угла установки статорных лопаток 26 ступени компрессора выполняют посредством коленчатых рычагов 36, которые выполнены с возможностью поворота посредством регулировочного кольца 38, установленного с возможностью поворота относительно кожуха 34 вокруг оси 12. Полное перемещение регулировочного кольца составляет, к примеру, от 5° до 20°. Гидравлический привод 40 обеспечивает возможность синхронного поворота нескольких регулировочных колец 38. Кольцо 38, к примеру, образовано двумя частями 39, соединенными с помощью скоб (не показаны), прикрепленных к концам указанных частей 39.
Коленчатые рычаги 36 одним концом прикреплены к радиальным стержням 30 лопаток 26, причем стержни 30 выполнены с возможностью управления путем поворота во втулках 42, установленных в стержнях 32 кожуха 34 (см. фиг. 2). Конец указанного коленчатого рычага, прикрепленный к стержню 30, удерживается в радиальном направлении на кромке 44 втулки 42 с помощью гайки 46, навинченной на конец стержня 30. На другом конце коленчатого рычага 36 выполнено отверстие, в которое с возможностью управления путем поворота вставлен цилиндрический штифт 48, который установлен в цилиндрическом отверстии 52 регулировочного кольца 38. Штифты 48 удерживаются на месте с помощью изогнутых петель 50, прикрепленных к кольцу 38. Регулировочное кольцо 38 также выполнено с возможностью поступательного перемещения в осевом направлении в соответствии с окружной траекторией штифтов 48.
Как лучше видно на фиг. 3, части 39 регулировочного кольца 38 имеют другие отверстия 54, 56, предназначенные, соответственно, для прикрепления соединительных элементов, обеспечивающих соединение друг с другом краев обеих частей 39 соединительного элемента 38 или закрепление центрирующих прокладок в направляющей на наружной поверхности кожуха.
Во время поворота регулировочного кольца 38 относительно его оси 12 обеспечивается поворот коленчатых рычагов 36 и лопаток 26 вокруг оси штифтов 28, 30 лопаток 26. При этом все лопатки 26 имеют одно и то же угловое положение, заданное угловым положением кольца 38, причем все коленчатые рычаги 36 имеют одинаковую длину.
Теперь, как изложено выше, в зависимости от скорости вращения газотурбинного двигателя необходимо обеспечить возможность регулирования угла установки лопаток 26, в частности, в зависимости от их азимутального положения, т.е. окружного положения лопатки 26 в соответствующей ступени.
Данное изобретение соответствует данному требованию благодаря наличию регулировочного кольца 38, обеспечивающего возможность регулирования угла установки лопаток 26 по отдельности или группами в зависимости от азимутального положения каждой из лопаток 26 или их групп.
Фиг. 5 и 6 иллюстрируют первый вариант выполнения изобретения, в котором отверстия одного ряда, в которые вставляются цилиндрические штифты 48, являются продолговатыми (отверстия 58), а отверстия другого ряда являются цилиндрическими (отверстия 52) и имеют диаметр (ширину), по существу равный диаметру соответствующих штифтов 48.
В частности, каждое продолговатое отверстие 58 имеет первый конец 60, расположенный на стороне первой боковой кромки или верхней по потоку кромки 62 регулировочного кольца 38, и второй конец 64, расположенный на стороне второй боковой кромки или нижней по потоку кромки 66 кольца 38, причем оба конца 60, 64 соединены изогнутым соединительным участком 68, имеющим точку перегиба.
Следовательно, во время эксплуатации угол установки лопаток 26, совмещенных с цилиндрическими отверстиями 52 или с продолговатыми отверстиями 58, изменяется различным образом в зависимости от углового положения кольца 38. Таким образом, в зависимости от формы отверстий 58 обеспечивается возможность регулирования изменения угла установки в зависимости от углового положения регулировочного кольца 38 для каждой из лопаток 26 (далее - функции изменения угла установки).
В этом случае все продолговатые отверстия 58 имеют по существу одинаковую форму, а другие отверстия 52 являются цилиндрическими. Следовательно, регулировочное кольцо 38 этого типа служит для двух групп лопаток 26, расположенных в различных азимутальных частях газотурбинного двигателя в соответствии с различным функциями изменения угла установки.
Следует отметить, что центры отверстий 52 выровнены в окружном направлении с одним из краев продолговатых отверстий 58.
Фиг. 7 иллюстрирует второй вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 регулировочного кольца 38 проходит исключительно в окружном направлении.
Фиг. 8 иллюстрирует третий вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 в кольце 38 проходит под наклоном относительно осевого направления А и окружного направления С. Если точнее, каждое продолговатое отверстие 58 проходит линейно из местоположения выше по потоку в направлении ниже по потоку (т.е. слева направо на фиг. 8) в первом направлении поворота регулировочного кольца, обозначенном стрелкой S1, указывающей направление открытия лопаток 26.
Фиг. 9 иллюстрирует четвертый вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 в регулировочном кольце 38 имеет дугообразную форму или близкую к дугообразной, если точнее, форму четверти круга. Один конец 70 каждого продолговатого отверстия 58 направлен в осевом направлении выше по потоку, тогда как другой конец 72 направлен по окружности в направлении S2, противоположном указанному направлению S1, при этом направление S2 соответствует направлению закрытия лопаток 26.
Фиг. 10 иллюстрирует функцию изменения угла установки для статорных лопаток 26, совмещенных, соответственно, с цилиндрическим отверстием 52 (кривая С1), с продолговатым отверстием 58, показанным на фиг.7 (кривая С2), с продолговатым отверстием 58, показанным на фиг. 8 (кривая С3) и с продолговатым отверстием 58, показанным на фиг. 9 (кривая С4). Функции изменения угла установки определяются кривыми, иллюстрирующими изменение углового положения (α лопатки) лопатки 26 в зависимости от углового положения регулировочного кольца 38 (α регулировочного кольца).
Следует отметить, что указанные функции изменения угла установки различаются, в частности, в зависимости от углов регулировочного кольца 38, соответствующих открытию соответствующих лопаток 26. Угол α лопатки соответствует углу коленчатых рычагов 36 относительно оси 12 газотурбинного двигателя, образованному прямой линией, проходящей через центр стержня 30 лопатки 26 и центр штифта 48, вставленного в кольцо 38. В сущности, открытое положение соответствует углу α лопатки, который является отрицательным относительно оси 12 газотурбинного двигателя с учетом того, что положительным направлением является направление против часовой стрелки, а закрытое положение соответствует углу α лопатки, который является положительным относительно оси 12 газотурбинного двигателя. Угол α лопатки = 0 соответствует положению, в котором коленчатые рычаги 36 выровнены с осью 12 газотурбинного двигателя.
Если необходимо изменить функции изменения угла установки для углов, соответствующие закрытию лопаток 26, могут быть использованы продолговатые отверстия 58, общая форма которых, как правило, является симметричной друг относительно друга или относительно оси газотурбинного двигателя, рассмотренного выше. Однако в этом случае центр отверстий 52 должен быть выровнен с другим краем продолговатых отверстий 58.
В зависимости от выбранной формы отверстий 52, 58 (цилиндрической, наклонно-прямой, дугообразной и т.д.) обеспечивается возможность применения функции изменения угла установки для соответствующих лопаток 26 в соответствии с требованиями.
Фиг. 11 иллюстрирует пятый вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 регулировочного кольца 38 имеет форму, которая симметрична форме продолговатых отверстий 58 на фиг.6 относительно радиальной плоскости, проходящей через среднюю в осевом направлении часть регулировочного кольца 38.
Фиг. 12 иллюстрирует шестой вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 в кольце 38 имеет первый конец 74, проходящий исключительно в окружном направлении и расположенный на стороне верхней по потоку кромки 62 регулировочного кольца, и второй конец 76, проходящий исключительно в окружном направлении и расположенный на стороне нижней по потоку кромки 66 регулировочного кольца 38, причем указанные концы 74, 76 соединены соединительным участком 78, проходящим наклонно относительно окружного направления С и осевого направления А.
Фиг. 13 иллюстрирует седьмой вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 регулировочного кольца 38 имеет форму, симметричную форме продолговатых отверстий 58 на фиг.8 относительно радиальной плоскости, проходящей через среднюю в осевом направлении часть регулировочного кольца 38.
Очевидно, что в регулировочном кольце 38 могут быть выполнены продолговатые отверстия, которые можно отнести по меньшей мере к двум из рассмотренных выше типов отверстий. Могут быть использованы продолговатые отверстия 58 другой формы при условии, что они проходят, в частности, в окружном направлении С.

Claims (9)

1. Компрессор (10) газотурбинного двигателя, в частности турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета, содержащий статор с кольцевым кожухом (34) и по меньшей мере одним кольцевым рядом статорных лопаток (26) с изменяемым углом установки, причем каждая лопатка (26) на своем радиально наружном конце имеет стержень (30), установленный в отверстии, выполненном в кожухе (34), и соединенный с помощью соединительного элемента (36) с регулировочным кольцом (38), установленным с возможностью поворота по оси относительно кожуха (34), причем первый конец указанного соединительного элемента (36) прикреплен к стержню (30) лопатки (26), а второй конец имеет штифт (48), вставленный в отверстие (52, 58) в регулировочном кольце (38), отличающийся тем, что регулировочное кольцо (38) имеет по меньшей мере одно цилиндрическое отверстие (52), в которое вставлен цилиндрический штифт (48) соединительного элемента (36) и диаметр которого по существу равен диаметру цилиндрического штифта (48), и по меньшей мере одно продолговатое отверстие (58), которое проходит в окружном направлении и в которое вставлен цилиндрический штифт (48) другого соединительного элемента (36) для обеспечения возможности перемещения указанного штифта (48) в указанном продолговатом отверстии (58) во время поворота регулировочного кольца (38).
2. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что штифты (48) являются цилиндрическими.
3. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере одно отверстие (52) из указанных отверстий (52, 58) в регулировочном кольце (38), предназначенное для введения штифтов (48) соединительных элементов (36), имеет форму, препятствующую перемещению штифта (48) в указанном отверстии (52).
4. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что первый конец (60) указанного продолговатого отверстия (58) в регулировочном кольце (38) расположен на стороне первой боковой кромки (62) регулировочного кольца (38), а его второй конец (64) расположен на стороне второй боковой кромки (66) регулировочного кольца (38), причем оба указанных конца (60, 64) соединены изогнутым соединительным участком (68), имеющим точку перегиба.
5. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что указанное продолговатое отверстие (58) в регулировочном кольце (38) проходит исключительно в окружном направлении (С).
6. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что указанное продолговатое отверстие (58) в регулировочном кольце (38) проходит наклонно относительно осевого направления (А) и окружного направления (С).
7. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что указанное продолговатое отверстие (58) в регулировочном кольце (38) имеет дугообразную форму.
8. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что первый конец (74) указанного продолговатого отверстия (58) в регулировочном кольце (38) проходит исключительно в окружном направлении и расположен на стороне первой боковой кромки (62) регулировочного кольца (38), а его второй конец (76) проходит исключительно в окружном направлении и расположен на стороне другой боковой кромки (66) регулировочного кольца (38), причем указанные концы (74, 76) соединены соединительным участком (78), проходящим наклонно относительно окружного направления (С) и осевого направления (А).
9. Газотурбинный двигатель, такой как, например, турбовинтовой или турбовентиляторный двигатель самолета, содержащий по меньшей мере один компрессор (10) по п. 1.
RU2016123656A 2013-12-19 2014-12-04 Компрессор газотурбинного двигателя, в частности турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета RU2670473C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1362972A FR3015594B1 (fr) 2013-12-19 2013-12-19 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion
FR1362972 2013-12-19
PCT/FR2014/053163 WO2015092197A1 (fr) 2013-12-19 2014-12-04 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016123656A RU2016123656A (ru) 2018-01-24
RU2670473C1 true RU2670473C1 (ru) 2018-10-23

Family

ID=50137899

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016123656A RU2670473C1 (ru) 2013-12-19 2014-12-04 Компрессор газотурбинного двигателя, в частности турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10590794B2 (ru)
EP (1) EP3084141B1 (ru)
JP (1) JP6419831B2 (ru)
CN (1) CN105874171B (ru)
BR (1) BR112016013833B1 (ru)
CA (1) CA2932998C (ru)
FR (1) FR3015594B1 (ru)
RU (1) RU2670473C1 (ru)
WO (1) WO2015092197A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9835037B2 (en) * 2015-06-22 2017-12-05 General Electric Company Ducted thrust producing system with asynchronous fan blade pitching
FR3041714B1 (fr) 2015-09-30 2020-02-14 Safran Aircraft Engines Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion
GB201717091D0 (en) * 2017-10-18 2017-11-29 Rolls Royce Plc A variable vane actuation arrangement
FR3100272A1 (fr) * 2019-08-27 2021-03-05 Safran Aircraft Engines Guignol pour un dispositif de calage variable d’une turbomachine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4737071A (en) * 1985-04-22 1988-04-12 Williams International Corporation Variable geometry centrifugal compressor diffuser
EP1672180A1 (fr) * 2004-12-16 2006-06-21 Snecma Etage d'aubes de redresseur actionnées par une couronne rotative déplacée par des moyens moteurs électriques
RU2365765C2 (ru) * 2005-02-25 2009-08-27 Снекма Устройство регулирования лопаток с изменяемым углом установки в турбомашине
EP2204549A2 (en) * 2009-01-06 2010-07-07 General Electric Company Variable position guide vane actuation system and method

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3066488A (en) * 1959-11-04 1962-12-04 Bendix Corp Power output control for a gas turbine engine
US3314595A (en) * 1965-06-09 1967-04-18 Gen Electric Adjustment mechanism for axial flow compressors
FR1592922A (ru) * 1968-11-21 1970-05-19
US3861822A (en) * 1974-02-27 1975-01-21 Gen Electric Duct with vanes having selectively variable pitch
US5993152A (en) * 1997-10-14 1999-11-30 General Electric Company Nonlinear vane actuation
GB2402180B (en) * 2003-05-30 2006-09-20 Rolls Royce Plc Variable stator vane actuating levers
FR2857404B1 (fr) * 2003-07-10 2007-03-09 Snecma Moteurs Dispositif de guidage en rotation d'aubes a calage variable dans une turbomachine
FR2890136B1 (fr) * 2005-08-30 2007-11-09 Snecma Bielle a longueur evolutive en fonctionnement
US7413401B2 (en) * 2006-01-17 2008-08-19 General Electric Company Methods and apparatus for controlling variable stator vanes
US20110176913A1 (en) * 2010-01-19 2011-07-21 Stephen Paul Wassynger Non-linear asymmetric variable guide vane schedule

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4737071A (en) * 1985-04-22 1988-04-12 Williams International Corporation Variable geometry centrifugal compressor diffuser
EP1672180A1 (fr) * 2004-12-16 2006-06-21 Snecma Etage d'aubes de redresseur actionnées par une couronne rotative déplacée par des moyens moteurs électriques
RU2365765C2 (ru) * 2005-02-25 2009-08-27 Снекма Устройство регулирования лопаток с изменяемым углом установки в турбомашине
EP2204549A2 (en) * 2009-01-06 2010-07-07 General Electric Company Variable position guide vane actuation system and method

Also Published As

Publication number Publication date
EP3084141A1 (fr) 2016-10-26
RU2016123656A (ru) 2018-01-24
EP3084141B1 (fr) 2018-02-07
BR112016013833B1 (pt) 2022-02-08
CA2932998A1 (fr) 2015-06-25
BR112016013833A2 (ru) 2017-08-08
FR3015594B1 (fr) 2018-04-06
CN105874171A (zh) 2016-08-17
CN105874171B (zh) 2018-06-12
CA2932998C (fr) 2022-04-19
US20160348530A1 (en) 2016-12-01
JP2017501334A (ja) 2017-01-12
US10590794B2 (en) 2020-03-17
JP6419831B2 (ja) 2018-11-07
FR3015594A1 (fr) 2015-06-26
WO2015092197A1 (fr) 2015-06-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9982547B2 (en) Guide mechanism for a gas turbine and gas turbine having such a guide mechanism
US9797265B2 (en) Stator vane adjusting device of a gas turbine
JP5856786B2 (ja) タービン圧縮機の可変ベーン組立体用の取付けスタッド
RU2670473C1 (ru) Компрессор газотурбинного двигателя, в частности турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета
RU2673361C1 (ru) Направляющее устройство для регулируемых лопаток статора турбореактивного двигателя и способ сборки такого устройства
US10927699B2 (en) Variable-pitch blade control ring for a turbomachine
US9976438B2 (en) Stator vane adjusting device of a gas turbine
US10662805B2 (en) Control ring for a stage of variable-pitch vanes for a turbine engine
EP1903187A2 (en) Leaned high pressure compressor inlet guide vane
GB2518945A (en) A device for guiding variable pitch diffuser vanes of a turbine engine
US10753231B2 (en) Self-retaining bushing assembly
EP3722564B1 (en) Vane arm assembly for a gas turbine engine, corresponding method of redundantly axially retaining a vane arm, and gas turbine engine
RU2700113C2 (ru) Система управления лопатками с изменяющимся углом установки для газотурбинного двигателя
US10648359B2 (en) System for controlling variable-setting blades for a turbine engine
US9453426B2 (en) Stator vane adjusting device of a gas turbine
US10330021B2 (en) System for controlling variable-pitch vanes for a turbine engine
US10309224B2 (en) Split ring spring dampers for gas turbine rotor assemblies
US9777643B2 (en) Actuator mounted to torque box
US10590957B2 (en) Turbine engine compressor, in particular for an aircraft turboprop engine or turbojet engine
RU2644001C2 (ru) Вентилятор с изменяемым углом установки путем различного вращения дисков вентилятора
EP3392461B1 (en) Gas turbine engine and method of assembling a gas turbine engine
RU2411400C1 (ru) Кольцо привода поворотных лопаток статора компрессора газотурбинного двигателя
JP2017082832A (ja) リンク装置、可変翼装置、及び回転機械

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner