RU2672545C2 - Статорная облопаченная конструкция и турбовентиляторный двигатель с ее использованием - Google Patents
Статорная облопаченная конструкция и турбовентиляторный двигатель с ее использованием Download PDFInfo
- Publication number
- RU2672545C2 RU2672545C2 RU2017115848A RU2017115848A RU2672545C2 RU 2672545 C2 RU2672545 C2 RU 2672545C2 RU 2017115848 A RU2017115848 A RU 2017115848A RU 2017115848 A RU2017115848 A RU 2017115848A RU 2672545 C2 RU2672545 C2 RU 2672545C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stator
- fan
- liners
- edge
- turbofan engine
- Prior art date
Links
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 3
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 3
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 2
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 230000002542 deteriorative effect Effects 0.000 description 1
- 239000013013 elastic material Substances 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 1
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 1
- 229920005992 thermoplastic resin Polymers 0.000 description 1
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
- F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
- F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
-
- 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
-
- 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
-
- 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
- F02K3/06—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 with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D19/00—Axial-flow pumps
- F04D19/002—Axial flow fans
-
- 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
-
- 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
- F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Предлагается статорная облопаченная конструкция, которая может подавлять потерю давления, вызванную зазором или разницей уровня между вкладышами, образующими воздушный канал со статорными лопатками, выполненными из композитного материала, и вкладышами в турбовентиляторном двигателе, и турбовентиляторный двигатель с использованием этой статорной облопаченной конструкции. Внутренние вкладыши (40) примыкают друг к другу с зажиманием между ними базовой части (21) выходной направляющей лопатки (статорной лопатки) (20) вентилятора, выполненной из композитного материала, наружные вкладыши (50) примыкают друг к другу с зажиманием между ними концевой части (22) выходной направляющей лопатки (20) вентилятора, соответственно, и разделительные линии (45, 46, 55, 56), которые образованы между этими вкладышами на стороне входной кромки, проходят вдоль направления прохождения потока. Можно подавлять потерю давления, вызванную зазором или разницей уровня между вкладышами, поскольку воздушный канал образуется с помощью статорных лопаток, выполненных из композитного материала, и вкладышей. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
[0001] Изобретение относится к статорной облопаченной конструкции, которая соединяет боковую часть корпуса двигателя и кожух вентилятора турбовентиляторного двигателя, например, для самолета.
Уровень техники
[0002] Указанный выше турбовентиляторный двигатель обычно снабжен роторными лопастями, которые вводят воздух в боковой корпус двигателя, и статорными лопатками, которые спрямляют поток воздуха, вводимого роторными лопастями. Статорные лопатки могут быть предназначены лишь для выполнения функции спрямления, или же могут быть предназначены для выполнения структурной функции, с целью соединения рамы вентилятора, которая образует корпус двигателя, и кожуха вентилятора, дополнительно к функции спрямления потока.
[0003] Такое множество статорных лопаток предусмотрено смежно друг другу в окружном направлении, и на концевых частях соответствующих статорных лопаток образованы бандажи, проходящие в окружном направлении, так что бандажи соответствующих статорных лопаток примыкают друг к другу.
[0004] В случае статорных лопаток турбины, горячий газ проходит в канале, образованном с помощью статорных лопаток и бандажей. Если имеется часть, где горячий газ ударяется по существу перпендикулярно концевым поверхностям, где бандажи примыкают друг к другу, то в такой части может вызываться коррозия за счет высокотемпературного окисления.
[0005] Вследствие этого была разработана конфигурация, в которой концевые поверхности в соединительной части между бандажами имеют форму вдоль линии потока горячего газа, которая задается с помощью направляющих лопаток, так что часть, где горячий газ соударяется в перпендикулярном направлении с концевой поверхностью бандажа на спинке направляющей лопатки, уменьшена, с целью уменьшения части, подвергаемой высокотемпературной коррозии (смотри патентный документ 1).
Документ уровня техники
Патентный документ
[0006] Патентный документ 1: опубликованная заявка на патент JP № 2004-92612.
Раскрытие изобретения
Проблемы, подлежащие решению с помощью изобретения
[0007] Указанная в патентном документе 1 турбинная статорная лопатка предназначена для спрямления потока горячего газа и выполнена из одного материала. Для этого обе концевые части такой статорной лопатки образованы интегрально с бандажами. В противоположность этому, статорная лопатка может быть разделена на секцию лопатки, требующую достаточной жесткости и прочности, и секции бандажа, не требующие высокой жесткости и прочности, с использованием различных материалов, с целью обеспечения экономии веса и снижения стоимости. В частности, для статорной лопатки, от которой требуется также выполнение структурной функции в дополнение к функции спрямления потока, например, если выходная направляющая лопатка вентилятора должна выполнять структурную функцию, то секция лопатки должна иметь жесткость и прочность в качестве структуры, дополнительно к аэродинамической нагрузке. Таким образом, экономия веса и снижение стоимости являются особенно важными.
[0008] Вследствие этого, вместо бандажей как в патентном документе 1, разработана конфигурация с отдельными вкладышами (обтекателями), предусмотренными между соответствующими статорными лопатками, для образования воздушного канала. Такие вкладыши предусмотрены с примыканием друг к другу для зажимания между ними статорной лопатки со стороны спинки и со стороны корыта, и с образованием тем самым разделительных линий, образованных на входной кромке и на выходной кромке статорной лопатки.
[0009] Однако, в частности, поскольку сторона входной кромки статорной лопатки является важной с точки зрения аэродинамики, то зазор или разница в уровне на стороне входной кромки статорной лопатки может вызывать завихрение, которое приводит к проблеме потери давления.
[0010] Предлагается по меньшей мере один вариант выполнения данного изобретения для решения этой проблемы, и задачей данного изобретения является создание статорной облопаченной конструкции, которая может исключать потерю давления, вызванное зазором или разницей уровня между вкладышами, с одновременным образованием воздушного канала с помощью статорных лопаток и вкладышей в турбовентиляторном двигателе, и создание турбовентиляторного двигателя с использованием этой статорной облопаченной конструкции.
Средства для решения проблемы
[0011] Для достижения указанной выше цели, статорная облопаченная конструкция, согласно по меньшей мере одному варианту выполнения данного изобретения, включает кожух вентилятора турбовентиляторного двигателя; корпус турбовентиляторного двигателя; множество статорных лопаток, которые соединяют кожух вентилятора и корпус двигателя; и множество вкладышей, которые образуют поверхность канала между концевыми частями статорных лопаток, которые расположены смежно друг другу, при этом вкладыши, которые расположены смежно друг другу, примыкают друг к друга с зажиманием между ними статорной лопатки, и линия раздела, которая образована между вкладышами на стороне входной кромки статорной лопатки, проходит вдоль направления прохождения потока.
Преимущества изобретения
[0012] Согласно по меньшей мере одному варианту выполнения данного изобретения с указанными выше мерами, можно подавлять потерю давления, вызванную зазором или разницей уровня между вкладышами, поскольку воздушный канал образуется с помощью статорных лопаток, выполненных из композитного материала, и вкладышей.
Краткое описание чертежей
[0013] На чертежах изображено:
фиг. 1 - частичный разрез передней верхней части турбовентиляторного двигателя с использованием статорной облопаченной конструкции, согласно варианту выполнения данного изобретения;
фиг. 2 - выходная направляющая лопатка вентилятора, в изометрической проекции;
фиг. 3А - базовая часть выходной направляющей лопатки вентилятора на фиг. 2, в увеличенном масштабе в изометрической проекции;
фиг. 3В - концевая часть выходной направляющей лопатки вентилятора на фиг. 2, в увеличенном масштабе в изометрической проекции;
фиг. 4А - концевая часть выходной направляющей лопатки вентилятора, в разнесенной изометрической проекции;
фиг. 4В - разрез по линии А-А на фиг. 3В.
Описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения
[0014] Ниже приводится описание варианта выполнения данного изобретения со ссылками на чертежи.
[0015] На фиг. 1 показан вариант выполнения статорной облопаченной конструкции, согласно данному изобретению. Описание этого варианта выполнения дано на примере выходных направляющих лопаток вентилятора в качестве статорных лопаток, составлющих турбовентиляторный двигатель.
[0016] Как показано на фиг. 1, в турбовентиляторном двигателе 1 (называемым в последующем просто двигателем 1), образован кольцевой центральный канал 4 в осевом направлении внутреннего цилиндра 3 двигателя в корпусе 2 двигателя, в то время как обходной канал 6 (воздушный канал) образован между внутренней периферийной поверхностью кожуха 5 вентилятора, т.е. наружным корпусом 2 двигателя, и наружной периферийной поверхностью внутреннего цилиндра 3 двигателя.
[0017] В передней части этого двигателя 1, которая является верхней стороной (левая сторона на фигуре) воздушного потока, установлен вентиляторный диск 7 с возможностью вращения вокруг центральной оси (не изображена) двигателя с помощью подшипника 8. Этот вентиляторный диск 7 интегрально соединен с турбинным ротором в турбине низкого давления (не изображена), расположенной в задней части двигателя 1, которая является нижней стороной (правая сторона на фигуре) воздушного потока.
[0013] Кроме того, на наружной периферийной поверхности этого вентиляторного диска 7 равномерно распределено множество роторных лопастей 10 в окружном направлении с помощью посадочных канавок 7а, и в передней и задней частях между каждой роторной лопастью 10 и каждой посадочной канавкой 7а расположены распорки 11. На передней части и на задней части вентиляторного диска 7 установлены интегрально в окружном направлении кольцевые держатели 12, 13, которые удерживают роторные лопасти 10. Держатель 12 на передней части соединен интегрально с носовым конусом 14, в то время как держатель 13 на задней части соединен коаксиально и интегрально с ротором 16 в компрессоре 15 низкого давления вблизи нижней по потоку стороны вентиляторного диска 7.
[0019] При работе двигателя 1 множество роторных лопастей 10 вращаются вместе с вентиляторным диском 7 для ввода воздуха в центральный канал 4 и в обходной канал 6.
[0020] Этот двигатель 1 снабжен множеством выходных направляющих лопаток 20 вентилятора внутри обходного канала 6. Множество выходных направляющих лопаток 20 вентилятора расположено вокруг внутреннего цилиндра 3 двигателя, с целью спрямления вихревого воздушного потока, проходящего в обходном канале 6. Для этого используется выходная направляющая лопатка 20 вентилятора из металлического материала, такого как титановый сплав или алюминиевый сплав, или из композитного материала, с комбинацией из термореактивной смолы или термопластичной смолы и углеродного волокна или стекловолокна, при этом на этой фигуре показан случай использования композитного материала для статорной лопатки.
[0021] Базовая часть 21 лопатки на стороне центральной оси (внутренней стороне) этой выходной направляющей лопатки 20 вентилятора соединена с установочными фланцами 31а, 31а рамы 31 вентилятора, расположенной на внутреннем цилиндре 3 двигателя, с помощью соединительного опорного элемента 30. Кроме того, концевая часть 22 лопатки на противоположной центральной оси стороне (наружной стороне) выходной направляющей лопатки 20 вентилятора соединена с установочными фланцами 5а, 5а, расположенными на кожухе 5 вентилятора, с помощью соединительного опорного элемента 32.
[0022] Кроме того, на поверхности части входной кромки выходной направляющей лопатки 20 предусмотрена обшивка 23, которая является металлической, для предотвращения эрозии, с целью предотвращения статорной лопатки от износа за счет столкновения с объектами или т.п. Обшивка 23 является например, пластинчатым материалом из титанового сплава и прикреплена для закрывания конца входной кромки выходной направляющей лопатки 20 вентилятора.
[0023] На фиг. 2 показана полностью в изометрической проекции выходная направляющая лопатка 20 вентилятора, на фиг. 3а показана в изометрической проекции в увеличенном масштабе базовая часть 21 выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, и на фиг. 3В показана в изометрической проекции в увеличенном масштабе концевая часть 22 выходной направляющей лопатки 20 вентилятора. Ниже приводится подробное описание структуры вкладышей выходной направляющей лопатки 20 вентилятора со ссылками на эти фигуры.
[0024] В то время как на фиг. 2 показана одна выходная направляющая лопатка 20 вентилятора, каждая из множества выходных направляющих лопаток 20 вентилятора снабжена внутренним вкладышем 40, проходящим в окружном направлении между выходными направляющими лопатками 20 вентилятора у базовой части 21 лопатки, и снабжена наружным вкладышем 50, проходящим в окружном направлении между выходными направляющими лопатками 20 вентилятора, расположенными смежно друг другу, у концевой части 22 лопатки. Каждый из внутренних вкладышей 40 составляет часть внутреннего цилиндра 3 двигателя, и каждый из наружных вкладышей 50 составляет часть кожуха 5 вентилятора. Другими словами, внутренние вкладыши 40 и наружные вкладыши 50 образуют части поверхности обходного канала 6.
[0025] В частности, как показано на фиг. 3А, у базовой части 21 выходной направляющей лопатки 20 вентилятора пара внутренних вкладышей 40, 40 примыкают друг к другу для зажимания между ними выходной направляющей лопатки 20 вентилятора в направлении толщины лопатки. Внутренний вкладыш 40 имеет приблизительно прямоугольную форму, имеющую четыре стороны: переднюю сторону 41 на верхней по потоку воздуха стороне, заднюю сторону 42 на нижней по потоку стороне, сторону 43 корыта в контакте с корытом выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, и сторону 44 спинки в контакте со спинкой выходной направляющей лопатки 20 вентилятора. Сторона 43 корыта и сторона 44 спинки состоят из примыкающих частей 43а, 44а, примыкающих к выходной направляющей лопатке 20 вентилятора, при этом части 43b, 44b на стороне входной кромки расположены ближе к стороне входной кромки, чем выходная направляющая лопатка 20 вентилятора, и части 43с, 44с на стороне выходной кромки расположены ближе к стороне выходной кромки, чем выходная направляющая лопатка 20 вентилятора, соответственно.
[0026] Примыкающая часть 44а на стороне 44 спинки имеет изогнутую форму вдоль формы поверхности спинки выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, в которой сторона входной кромки окружает входную кромку выходной направляющей лопатки 20 вентилятора с небольшим охватом вокруг корыта. Другая примыкающая часть 43а на стороне 43 корыта изгибается вдоль формы поверхности корыта выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, за исключением части, которую охватывает примыкающая часть 44а на стороне 44 спинки.
[0027] Таким образом, в состоянии, когда пара внутренних вкладышей 40, 40 примыкают друг к другу с зажиманием между ними выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, то обе части 43b, 44b на стороне 43 корыта и на стороне 44 спинки примыкают друг к другу с образованием разделительной линии 45 на стороне входной кромки, и обе части 43с, 44с на стороне выходной кромки примыкают друг к другу с образованием разделительной линии 46 на стороне выходной кромки. Разделительная линия 45 на стороне входной кромки проходит до передней стороны 41 из положения, смещенного от входной кромки к корыту выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, параллельно линии, образованной линией хорды выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, которая проходит к стороне входной кромки, т.е. вдоль направления потока. Что касается величины смещения этой разделительной линии 45 на стороне входной кромки от входной кромки до корыта выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, то пересечение между расположенной на стороне входной кромки разделительной линией 45 и поверхностью выходной направляющей лопатки 20 вентилятора больше или равно 1,0% или меньше или равно 10,0% длины хорды лопатки. Расположенная на стороне выходной кромки разделительная линия 46 проходит к задней стороне 42 от выходной кромки выходной направляющей лопатки 20 вентилятора вдоль линии, образованной линией хорды выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, которая проходит к стороне выходной кромки, т.е. вдоль направления прохождения потока.
[0028] Кроме того, на фиг. 3а и фиг. 3b, на которых показана концевая часть 22 выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, показан также соединительный опорный элемент 32 и т.п. Концевая часть 22 выходной направляющей лопатки 20 вентилятора удерживается с двух сторон в направлении толщины лопатки с помощью пары противоположных стенок 32а, 32b, которые являются частями соединительного опорного элемента 32. Эти противоположные стенки 32а, 32b соединены с концевой частью 22 лопатки в нескольких точках (четырех точках на фиг. 3В) с помощью болтов и гаек. Соединительный опорный элемент 32, включающий эти противоположные стенки 32а, 32b, выполнен из металла, такого как алюминиевый сплав или титановый сплав, и соединен с кожухом 5 вентилятора через установочные фланцы 5а, 5а. Следует отметить, что хотя соединительный опорный элемент 32 и т.п. не показаны на базовой части 21 выходной направляющей лопатки 20 вентилятора на фиг. 3А, концевая часть 22 лопатки также удерживается с помощью противоположных стенок соединительного опорного элемента 30, аналогично базовой части 21 лопатки.
[0029] Кроме того, как показано на фиг. 3В, у концевой части выходной направляющей лопатки 20 вентилятора примыкают друг к другу пара наружных вкладышей 50, 50 для зажимания между ними выходной направляющей лопатки 20 вентилятора с направления толщины лопатки на стороне, более внутренней, чем противоположные стенки 30а, 30b. Наружный вкладыш 50, аналогично внутреннему вкладышу 40, имеет приблизительно прямоугольную форму, состоящую из передней стороны 51, задней стороны 52, стороны 53 корыта и стороны 54 спинки. Сторона 53 корыта и сторона 54 спинки состоят из примыкающих друг к другу частей 53а, 54а, расположенных на стороне входной кромки частей 53b, 54b и расположенных на стороне выходной кромки частей 53с, 54с, соответственно.
[0030] Примыкающая часть 54а на стороне 54 спинки наружного вкладыша 50 также имеет изогнутую форму вдоль формы поверхности спинки выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, при этом сторона входной кромки окружает входную кромку выходной направляющей лопатки 20 вентилятора с легким охватом корыта. Наружная примыкающая часть 53а на стороне 53 корыта изгибается вдоль формы поверхности корыта выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, за исключением части, где примыкающая часть 54а стороны 54 спинки проходит с частичным охватом.
[0031] Кроме того, в состоянии, когда пара наружных вкладышей 50, 50 примыкают друг к другу с зажиманием между ними выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, то обе расположенные на стороне входной кромки части 53b, 54b на стороне 53 корыта и на стороне 54 спинки примыкают друг к другу с образованием разделительной линии 55 на стороне входной кромки, и обе расположенные на стороне выходной кромки части 53с, 54с примыкают друг к другу с образованием разделительной линии 56 на стороне выходной кромки. Разделительная линия 55 на стороне входной кромки проходит к передним сторонам 51 из положения, смещенного от входной кромки к корыту выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, параллельно линии, образованной линией хорды выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, которая проходит к стороне входной кромки, т.е. вдоль направления прохождения потока. Разделительная линия 56 на стороне выходной кромки проходит к задним сторонам 52 от выходной кромки выходной направляющей лопатки 20 вентилятора вдоль линии, образованной линией хорды выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, которая проходит к расположенной на стороне выходной кромки стороне, т.е. вдоль направления прохождения потока.
[0032] Кроме того, на фиг. 4А показана в разнесенной изометрической проекции концевая часть лопатки, а на фиг. 4В показан разрез по линии А-А на фиг. 3В.
[0032] Как показано подробно в разнесенной изометрической проекции на фиг. 4А, резиновые валики 57а, 57b установлены на краевых частях примыкающих частей 53а, 54а на стороне 53 корыта и на стороне 54 спинки наружного вкладыша 50, соответственно, и трубчатые уплотнения 58а, 58b установлены на наружных краевых частях примыкающих частей 53а, 54а на стороне 53 корыта и на стороне 54 спинки.
[0034] Резиновые валики 57а, 57b и трубчатые уплотнения 58а, 58b выполнены из эластичного материала, такого как резина, и закреплены на наружном вкладыше 50, например, с помощью клея или т.п. Таким образом, как показано на фиг. 4В, резиновые валики 57а, 57b проходят к выходной направляющей лопатке 20 вентилятора для заполнения зазора между вкладышем и выходной направляющей лопаткой 20 вентилятора. Кроме того, трубчатые уплотнения 58а, 58b предусмотрены на наружной поверхности наружного вкладыша для заполнения зазора между ним и противоположными стенками 32а, 32b соединительного опорного элемента 32. Следует отметить, что хотя это и не изображено, резиновые валики и трубчатые уплотнения также предусмотрены на внутреннем вкладыше 40, аналогично наружному вкладышу 50.
[0035] Таким образом, у внутренних вкладышей 40 и у наружных вкладышей 50, которые образуют обходной канал 6, поскольку разделительные линии 45, 55 на стороне входной кромки параллельны линии хорды выходной направляющей лопатки 20 вентилятора и проходят вдоль направления прохождения потока, то воздух, проходящий в обходном канале 6, проходит через него без пересечения этих разделительных линий 45, 55 на стороне входной кромки. Дополнительно к этому, поскольку разделительные линии 46, 56 на стороне выходной кромки также проходят вдоль линии хорды выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, то воздух, проходящий в обходном канале 6, проходит через него без пересечения этих разделительных линий 46, 56 на стороне выходной кромки. В соответствии с этим, если даже образован зазор или разница уровней на разделительных линиях 45, 55 на стороне входной кромки и на разделительных линиях 46, 56 на стороне выходной кромки, то возникновение вихря может быть подавлено, и может быть уменьшена потеря давления.
[0036] В частности, разделительные линии 45, 55 на стороне входной кромки смещены от входной кромки к корыту выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, и примыкающие части 44а, 54а на сторонах 44, 54 спинки внутреннего вкладыша 40 и наружного вкладыша 50 окружают входную кромку выходной направляющей лопатки 20 вентилятора. Таким образом, разделительные линии не существуют у входной кромки выходной направляющей лопатки 20 вентилятора, которые оказывают значительное влияние на аэродинамику, и тем самым может быть минимизирована потеря давления или т.п.
[0037] Кроме того, внутренний вкладыш 40 и наружный вкладыш 50 установлены на выходной направляющей лопатке 20 вентилятора через резиновые валики 57а, 57b, и установлены на противоположных стенках 32а, 32b соединительного опорного элемента 30, 32 через трубчатые уплотнения 58а, 58b, соответственно. Таким образом, воздух не выходит из зазоров, и может быть более надежно уменьшена потеря давления.
[0038] Хотя описание данного варианта выполнения заканчивается здесь, данное изобретение не ограничивается им.
[0039] Например, хотя выходная направляющая лопатка 20 вентилятора предусмотрена в указанном выше варианте выполнения в обходном канале турбовентиляторного двигателя 1, выходная направляющая лопатка 20 вентилятора может относиться к статорным лопаткам, предусмотренным в других положениях в турбовентиляторном двигателе.
(Аспекты данного изобретения)
[0040] Первый аспект данного изобретения включает кожух вентилятора турбовентиляторного двигателя; корпус турбовентиляторного двигателя; множество статорных лопаток, которые соединяют кожух вентилятора и корпус двигателя; и множество вкладышей, которые образуют поверхность канала между концевыми частями статорных лопаток, которые расположены смежно друг другу, при этом расположенные смежно друг другу вкладыши примыкают друг к другу с зажиманием между ними статорной лопатки, и разделительная линия, которая образована между вкладышами на стороне входной кромки статорной лопатки проходит в направлении прохождения потока.
[0041] Согласно второму аспекту данного изобретения, разделительная линия между вкладышами проходит к передним сторонам вкладышей из положения, смещенного от входной кромки к корыту статорной лопатки, согласно первому аспекту.
[0042] Согласно третьему аспекту данного изобретения, величина смещения разделительной линии между вкладышами от входной кромки к корыту статорной лопатки больше или равна 1,0% и меньше или равна 10,0% длины хорды статорной лопатки, согласно второму аспекту.
[0043] В турбовентиляторном двигателе, согласно четвертому аспекту изобретения, статорная облопаченная конструкция, согласно любому из аспектов 1-3, используется в качестве статорной облопаченной конструкции, составляющей турбовентиляторный двигатель.
Список ссылочных позиций
[0044]
1 Турбовентиляторный двигатель
2 Корпус двигателя
3 Внутренний цилиндр двигателя
5 Кожух вентилятора
5а Установочный фланец
6 Обходной канал
10 Роторная лопасть
20 Выходная направляющая лопатка вентилятора (статорная лопатка)
21 Базовая часть лопатки
22 Концевая часть лопатки
23 Обшивка
30,32 Соединительный опорный элемент
40 Внутренний вкладыш
41,51 Передняя сторона
42,52 Задняя сторона
43,53 Сторона корыта
43а,44а,53а,54а Примыкающая часть
43b,44b,53b,54b Часть на стороне входной кромки
43с,44с,53с,54с Часть на стороне выходной кромки
44,54 Сторона спинки
45,55 Разделительная линия на стороне входной кромки
46,56 Разделительная линия на стороне выходной кромки
50 Наружный вкладыш
57а,57b Резиновый валик
58а,58b Трубчатое уплотнение
Claims (9)
1. Статорная облопаченная конструкция, содержащая:
кожух вентилятора турбовентиляторного двигателя;
корпус турбовентиляторного двигателя;
множество статорных лопаток, которые соединяют кожух вентилятора и корпус двигателя; и
множество вкладышей, которые образуют поверхность канала между концевыми частями статорных лопаток, которые расположены смежно друг другу,
при этом расположенные смежно друг другу вкладыши примыкают друг к другу с зажиманием между ними статорной лопатки, а разделительная линия, которая образована между вкладышами на стороне входной кромки статорной лопатки, параллельна линии, образованной линией хорды статорной лопатки, которая проходит к стороне входной кромки,
при этом разделительная линия между вкладышами проходит к передним сторонам вкладышей из положения, смещенного от входной кромки к корыту статорной лопатки.
2. Статорная облопаченная конструкция по п. 1, в которой величина смещения разделительной линии между вкладышами от входной кромки к корыту статорной лопатки больше или равна 1,0% и меньше или равна 10,0% длины хорды статорной лопатки.
3. Турбовентиляторный двигатель, в котором используется статорная облопаченная конструкция по п. 1 или 2 в качестве статорной облопаченной конструкции, составляющей турбовентиляторный двигатель.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2014-206430 | 2014-10-07 | ||
| JP2014206430A JP6525130B2 (ja) | 2014-10-07 | 2014-10-07 | 静翼構造及びこれを用いたターボファンエンジン |
| PCT/JP2015/077962 WO2016056463A1 (ja) | 2014-10-07 | 2015-10-01 | 静翼構造及びこれを用いたターボファンエンジン |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2017115848A3 RU2017115848A3 (ru) | 2018-11-13 |
| RU2017115848A RU2017115848A (ru) | 2018-11-13 |
| RU2672545C2 true RU2672545C2 (ru) | 2018-11-15 |
Family
ID=55653078
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017115848A RU2672545C2 (ru) | 2014-10-07 | 2015-10-01 | Статорная облопаченная конструкция и турбовентиляторный двигатель с ее использованием |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10590956B2 (ru) |
| EP (1) | EP3205870B1 (ru) |
| JP (1) | JP6525130B2 (ru) |
| CN (1) | CN107076053B (ru) |
| CA (1) | CA2962733C (ru) |
| RU (1) | RU2672545C2 (ru) |
| WO (1) | WO2016056463A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6525130B2 (ja) * | 2014-10-07 | 2019-06-05 | 株式会社Ihi | 静翼構造及びこれを用いたターボファンエンジン |
| WO2019240754A2 (en) * | 2018-06-11 | 2019-12-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Composite ceramic and metallic vane for combustion turbine engine |
| US11047248B2 (en) | 2018-06-19 | 2021-06-29 | General Electric Company | Curved seal for adjacent gas turbine components |
| FR3124214A1 (fr) * | 2021-06-18 | 2022-12-23 | Safran Aircraft Engines | Module de soufflante a joint ameliore |
| US11905965B2 (en) * | 2022-03-07 | 2024-02-20 | Air Distribution Technologies Ip, Llc | Fan wheel systems and methods |
| CN114991877B (zh) * | 2022-08-03 | 2022-11-18 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种涡轮转子的组合式叶片结构 |
| FR3138904B1 (fr) * | 2022-08-22 | 2024-07-12 | Safran Aircraft Engines | Aubage fixe de turbomachine comprenant des aubes à calage variable |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004092612A (ja) * | 2002-09-04 | 2004-03-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | シュラウド及び静翼 |
| RU2299992C2 (ru) * | 2003-07-31 | 2007-05-27 | Снекма Мотер | Междулопаточная площадка с боковым прогибом для опорного диска лопаток турбореактивного двигателя и опорный диск лопаток турбореактивного двигателя |
| EP2075414A1 (fr) * | 2007-12-27 | 2009-07-01 | Techspace aero | Virole intérieure de stator pour la délimitation d'un flux primaire de turbomoteur d'aéronef |
| US20100077612A1 (en) * | 2008-09-30 | 2010-04-01 | Courtney James Tudor | Method of manufacturing a fairing with an integrated seal |
| JP2011085056A (ja) * | 2009-10-15 | 2011-04-28 | General Electric Co <Ge> | 一体形シールを有するフェアリングシールを製作する方法 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3335483A (en) * | 1961-12-19 | 1967-08-15 | Gen Electric | Method of manufacturing a stator assembly for turbomachines |
| GB9602129D0 (en) * | 1996-02-02 | 1996-04-03 | Rolls Royce Plc | Rotors for gas turbine engines |
| GB9915637D0 (en) * | 1999-07-06 | 1999-09-01 | Rolls Royce Plc | A rotor seal |
| US6579065B2 (en) * | 2001-09-13 | 2003-06-17 | General Electric Co. | Methods and apparatus for limiting fluid flow between adjacent rotor blades |
| AT503840B1 (de) * | 2006-06-30 | 2010-09-15 | Facc Ag | Leitschaufelanordnung für ein triebwerk |
| GB0614640D0 (en) * | 2006-07-22 | 2006-08-30 | Rolls Royce Plc | An annulus filler seal |
| US7581924B2 (en) | 2006-07-27 | 2009-09-01 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vanes with airfoil-proximate cooling seam |
| US20100080692A1 (en) * | 2008-09-30 | 2010-04-01 | Courtney James Tudor | Fairing seal |
| US20110003233A1 (en) * | 2009-06-19 | 2011-01-06 | Donald Bennet Hilliard | Solid oxide electrolytic device |
| GB0914187D0 (en) * | 2009-08-14 | 2009-09-16 | Rolls Royce Plc | A sealing assembly |
| FR2956876B1 (fr) * | 2010-02-26 | 2012-10-19 | Snecma | Module structural et aerodynamique d'un carter de turbomachine et structure de carter comportant une pluralite d'un tel module |
| JP6525130B2 (ja) * | 2014-10-07 | 2019-06-05 | 株式会社Ihi | 静翼構造及びこれを用いたターボファンエンジン |
-
2014
- 2014-10-07 JP JP2014206430A patent/JP6525130B2/ja active Active
-
2015
- 2015-10-01 WO PCT/JP2015/077962 patent/WO2016056463A1/ja active Application Filing
- 2015-10-01 CA CA2962733A patent/CA2962733C/en active Active
- 2015-10-01 EP EP15848210.9A patent/EP3205870B1/en active Active
- 2015-10-01 CN CN201580053526.9A patent/CN107076053B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2015-10-01 RU RU2017115848A patent/RU2672545C2/ru active
-
2017
- 2017-03-24 US US15/468,693 patent/US10590956B2/en active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004092612A (ja) * | 2002-09-04 | 2004-03-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | シュラウド及び静翼 |
| RU2299992C2 (ru) * | 2003-07-31 | 2007-05-27 | Снекма Мотер | Междулопаточная площадка с боковым прогибом для опорного диска лопаток турбореактивного двигателя и опорный диск лопаток турбореактивного двигателя |
| EP2075414A1 (fr) * | 2007-12-27 | 2009-07-01 | Techspace aero | Virole intérieure de stator pour la délimitation d'un flux primaire de turbomoteur d'aéronef |
| US20100077612A1 (en) * | 2008-09-30 | 2010-04-01 | Courtney James Tudor | Method of manufacturing a fairing with an integrated seal |
| JP2011085056A (ja) * | 2009-10-15 | 2011-04-28 | General Electric Co <Ge> | 一体形シールを有するフェアリングシールを製作する方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2962733C (en) | 2020-01-14 |
| EP3205870B1 (en) | 2019-05-29 |
| WO2016056463A1 (ja) | 2016-04-14 |
| CA2962733A1 (en) | 2016-04-14 |
| US10590956B2 (en) | 2020-03-17 |
| RU2017115848A3 (ru) | 2018-11-13 |
| CN107076053B (zh) | 2018-12-28 |
| EP3205870A1 (en) | 2017-08-16 |
| RU2017115848A (ru) | 2018-11-13 |
| JP2016075230A (ja) | 2016-05-12 |
| CN107076053A (zh) | 2017-08-18 |
| JP6525130B2 (ja) | 2019-06-05 |
| US20170198718A1 (en) | 2017-07-13 |
| EP3205870A4 (en) | 2018-06-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2672545C2 (ru) | Статорная облопаченная конструкция и турбовентиляторный двигатель с ее использованием | |
| US8182204B2 (en) | Deflector for a gas turbine strut and vane assembly | |
| RU2715131C2 (ru) | Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя с улучшенными аэродинамическими характеристиками | |
| US9003812B2 (en) | Supporting structure for a gas turbine engine | |
| US10280758B2 (en) | Composite compressor blade for an axial-flow turbomachine | |
| EP2142761B1 (en) | A gas turbine engine component, a turbojet engine provided therewith, and an aircraft provided therewith | |
| EP2775098B1 (en) | Integrated strut-vane | |
| JP2010285991A (ja) | ガスタービンエンジン用の機械式継手 | |
| US10125612B2 (en) | Blading with branches on the shroud of an axial-flow turbomachine compressor | |
| US20190016452A1 (en) | Shrouded rotary assembly from segmented composite for aircraft | |
| EP3095960B1 (en) | Vane connection part structure and jet engine utilizing same | |
| US8920117B2 (en) | Fabricated gas turbine duct | |
| US11047246B2 (en) | Blade or vane, blade or vane segment and assembly for a turbomachine, and turbomachine | |
| US8419352B2 (en) | Bypass turbojet | |
| US20150063997A1 (en) | Airfoil trailing edge | |
| US11396812B2 (en) | Flow channel for a turbomachine | |
| JP5647426B2 (ja) | 構造出口案内翼のための方法及び装置 | |
| US9863253B2 (en) | Axial turbomachine compressor blade with branches at the base and at the head of the blade | |
| ITTO20111009A1 (it) | Profilo aerodinamico di una turbina | |
| IT201900013854A1 (it) | Motore a turbina con guarnizioni ad incastro. |