RU2672015C1 - Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя - Google Patents
Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2672015C1 RU2672015C1 RU2017127921A RU2017127921A RU2672015C1 RU 2672015 C1 RU2672015 C1 RU 2672015C1 RU 2017127921 A RU2017127921 A RU 2017127921A RU 2017127921 A RU2017127921 A RU 2017127921A RU 2672015 C1 RU2672015 C1 RU 2672015C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sectors
- turbomachine
- flow
- movable
- rotary axes
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей. Указанный технический результат достигается тем, что промежуточный корпус турбомашины с разделителем потока, содержащий силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами и соединенные между собой кольцевым коническим разделителем потока турбомашины, согласно изобретению разделитель потока выполнен составным в виде подвижных и неподвижных секторов, причем неподвижные сектора выполнены за одно целое с силовыми стойками, между которыми расположены подвижные сектора, торцевые стенки которых соединены поворотными осями с близлежащими неподвижными секторами, а задние стенки подвижных секторов кинематически соединены с приводом, размещенным на промежуточном корпусе. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является снижение удельного расхода топлива за счёт снижения потерь полного давления, в результате оптимального обтекания набегающего потока. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно, к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей.
Известен промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащий силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, выходные кромки которых соединены кольцевым разделителем контуров двигателя.
/ RU №2269021, МПК F02K 3/02, опубликовано: 27.01.2006 / -прототип.
Недостаток известного промежуточного корпуса заключается в том, что положение кольцевого разделителя контуров не позволяет обеспечить его оптимальное обтекание потоком при различных режимах работы двигателя, что приводит к повышению удельного расхода топлива.
Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является снижение удельного расхода топлива.
Указанный технический результат достигается тем, что промежуточный корпус турбомашины с разделителем потока, содержащий силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, и соединенные между собой кольцевым коническим разделителем потока турбомашины, согласно изобретению разделитель потока выполнен составным в виде подвижных и неподвижных секторов, причем неподвижные сектора выполнены за одно целое с силовыми стойками, между которыми расположены подвижные сектора, торцевые стенки которых соединены поворотными осями с близлежащими неподвижными секторами, а задние стенки подвижных секторов кинематически соединены с приводом, размещенным на промежуточном корпусе.
При изменении режима работы двигателя расход воздуха через внутренний контур меняется, при его увеличении повышаются потери полного давления при обтекании кольцевого конического разделителя потока, его выполнение в виде подвижных и неподвижных секторов обеспечивает возможность изменения его положения, в зависимости от режима работы двигателя, за счет кинематического соединения с приводом, расположенным на промежуточном корпусе, что позволяет снизить потери полного давления, в результате оптимального обтекания набегающего потока, что приводит к снижению удельного расхода топлива.
Сущность заявленного изобретения поясняется чертежами, на которых изображена конструкция промежуточного корпуса с регулируемым коническим разделителем потока.
На фигуре 1 представлена принципиальная схема расположения регулируемого разделителя потока промежуточного корпуса.
На фигуре 2 представлено взаимное расположение подвижных и неподвижных секторов регулируемого разделителя потока промежуточного корпуса.
На фигуре 3 представлена фиксация подвижного сектора регулируемого разделителя потока промежуточного корпуса.
На фигуре 4 представлена механизация регулируемого разделителя потока промежуточного корпуса.
Промежуточный корпус турбомашины с регулируемым разделителем потока, состоит из силовых стоек (1), размещенных между наружным (2) и внутренним (3) контурами и соединенные подвижными (4) и неподвижными (5) секторами, которые образуют кольцевой разделитель контуров турбомашины. Неподвижные сектора (5) выполнены зацело с силовыми стойками (1). Каждый подвижный сектор (4) состоит из двух пластин (6), торцевых (7) и задней (8) стенок. Каждый подвижный сектор (4) соединен с близлежащими неподвижными секторами (5) с помощью поворотных осей (11), снабженных буртиками (12), в свою очередь в торцевых стенках (7) подвижных секторов (4) выполнены соосные с поворотными осями отверстия (9) и проточки (10) под буртики (12) для фиксации поворотных осей (11) посредством разрезных распорных колец (13), которые размещены в соответствующих канавках (14). Подвижные сектора (4) закреплены на торцевых стенках (15) неподвижных секторов (5) при помощи установки поворотных осей (11) в сферические подшипники (16), запрессованные в отверстия (17).
Изменение положения подвижных секторов (4) осуществляется посредством гидроцилиндра (18) и приводной механизации (19-25). Механизация передает усилие от гидроцилиндра (18) на подвижные сектора по силовой связи: коромысла (19), наружной тяги (20), поворотного рычага (21), тяги (22), кронштейна (23), кольца привода (24), приводные пальцы (25). Приводные пальцы (25) выполненные с возможностью контактировать с соответствующими задними стенками (8) подвижных секторов (4) по внутренней поверхности косой прорези (26). При повороте кольца привода (24) приводные пальцы (25) воздействуют на соответствующие подвижные сектора (4), обеспечивая их синхронное отклонение.
Claims (5)
1. Промежуточный корпус турбомашины с разделителем потока, содержащий силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами и соединенные между собой кольцевым коническим разделителем потока турбомашины, отличающийся тем, что разделитель потока выполнен составным в виде подвижных и неподвижных секторов, причем неподвижные сектора выполнены за одно целое с силовыми стойками, между которыми расположены подвижные сектора, торцевые стенки которых соединены поворотными осями с близлежащими неподвижными секторами, а задние стенки подвижных секторов кинематически соединены с приводом, размещенным на промежуточном корпусе.
2. Промежуточный корпус турбомашины по п. 1, отличающийся тем, что система привода содержит приводное кольцо с установленными на нем пальцами, соединенное по меньшей мере с одним силовым гидроцилиндром, установленным на статоре турбомашины при помощи рычага с тягами.
3. Промежуточный корпус турбомашины по п. 1, отличающийся тем, что на задней стенке подвижных секторов разделителя потока выполнена наклонная прорезь с возможностью контактировать с соответствующим пальцем привода.
4. Промежуточный корпус турбомашины по п. 1, отличающийся тем, что поворотные оси снабжены буртиками, в свою очередь в торцевых стенках подвижных секторов выполнены соосные с поворотными осями отверстия и проточки под буртики для фиксации поворотных осей посредством разрезных распорных колец, которые размещены в соответствующих проточках.
5. Промежуточный корпус турбомашины по п. 1, отличающийся тем, что неподвижные сектора разделителя потока снабжены сферическими подшипниками, контактирующими с поворотными осями.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127921A RU2672015C1 (ru) | 2017-08-04 | 2017-08-04 | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127921A RU2672015C1 (ru) | 2017-08-04 | 2017-08-04 | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2672015C1 true RU2672015C1 (ru) | 2018-11-08 |
Family
ID=64103331
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017127921A RU2672015C1 (ru) | 2017-08-04 | 2017-08-04 | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2672015C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2729558C1 (ru) * | 2019-09-16 | 2020-08-07 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя |
| RU2776003C1 (ru) * | 2021-10-06 | 2022-07-12 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2955414A (en) * | 1957-09-03 | 1960-10-11 | United Aircraft Corp | Combined power plant |
| US4132240A (en) * | 1977-03-28 | 1979-01-02 | General Electric Company | Variable double lip quiet inlet |
| JPS58107842A (ja) * | 1981-12-22 | 1983-06-27 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | タ−ボフアンエンジンにおける可変スプリツタ装置 |
| RU2039880C1 (ru) * | 1990-03-22 | 1995-07-20 | Мту Моторен-Унд Турбинен-Унион Мюнхен Гмбх | Воздухозаборник турбореактивного двигателя самолета |
-
2017
- 2017-08-04 RU RU2017127921A patent/RU2672015C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2955414A (en) * | 1957-09-03 | 1960-10-11 | United Aircraft Corp | Combined power plant |
| US4132240A (en) * | 1977-03-28 | 1979-01-02 | General Electric Company | Variable double lip quiet inlet |
| JPS58107842A (ja) * | 1981-12-22 | 1983-06-27 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | タ−ボフアンエンジンにおける可変スプリツタ装置 |
| RU2039880C1 (ru) * | 1990-03-22 | 1995-07-20 | Мту Моторен-Унд Турбинен-Унион Мюнхен Гмбх | Воздухозаборник турбореактивного двигателя самолета |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2729558C1 (ru) * | 2019-09-16 | 2020-08-07 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя |
| RU2776003C1 (ru) * | 2021-10-06 | 2022-07-12 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9109510B2 (en) | Gas turbine engine bearing support strut | |
| US10125781B2 (en) | Systems and methods for a compressor diffusion slot | |
| JP2017527733A (ja) | 可変式出力ガイドベーンを備えた軸流−遠心圧縮機 | |
| BR102015020296A2 (pt) | aparelho compressor que inclui uma pluralidade de estágios de fluxo axial | |
| JP4290549B2 (ja) | 高い排気温度用タービンハウジング | |
| JP2013189976A (ja) | タービン段間シールシステム | |
| BR102016014573A2 (pt) | conjunto de atuação para um ventilador de afastamento variável e mecanismo motor de turbina a gás | |
| CN103291377B (zh) | 压气机多级静叶刚性调节机构 | |
| US10822972B2 (en) | Compliant shroud for gas turbine engine clearance control | |
| RU2015113271A (ru) | Винт с подвижным динамическим заборником | |
| US10036263B2 (en) | Stator assembly with pad interface for a gas turbine engine | |
| RU2005102777A (ru) | Трубореактивный двигатель с большой степенью двухконтурности | |
| RU2005129351A (ru) | Турбинный модуль для газотурбинного двигателя | |
| EP3392468B1 (en) | Exhaust diffuser of a gas turbine engine having variable guide vane rings | |
| ES2973934T3 (es) | Una tobera de escape para un motor de turbina de gas | |
| JP2015086873A (ja) | タービンエンジンにおいて使用するバケットアセンブリ | |
| JP2017145829A (ja) | タービン動翼重心移動方法およびシステム | |
| JP2017141806A (ja) | ターボファンエンジンで使用するためのケーシングおよびそれから流体を排出する方法 | |
| KR101595996B1 (ko) | 가변 냉각 유로를 구비한 가스터빈 | |
| RU2005129353A (ru) | Модуль турбины для газотурбинного двигателя с ротором, который включает в себя моноблок | |
| RU2439380C1 (ru) | Направляющий аппарат осевого компрессора | |
| WO2016024458A1 (ja) | 軸流式ターボ機械 | |
| RU2729558C1 (ru) | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя | |
| RU2696839C1 (ru) | Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины |