RU2674227C1 - Mechanism of regulation of paddles of the guide device of the stator multistage compressor of a gas turbine engine - Google Patents

Mechanism of regulation of paddles of the guide device of the stator multistage compressor of a gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2674227C1
RU2674227C1 RU2017139958A RU2017139958A RU2674227C1 RU 2674227 C1 RU2674227 C1 RU 2674227C1 RU 2017139958 A RU2017139958 A RU 2017139958A RU 2017139958 A RU2017139958 A RU 2017139958A RU 2674227 C1 RU2674227 C1 RU 2674227C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rail
blades
levers
compressor
rotation
Prior art date
Application number
RU2017139958A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Алексей Вячеславович Конихин
Владимир Александрович Кузнецов
Всеволод Сергеевич Шухнин
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО")
Priority to RU2017139958A priority Critical patent/RU2674227C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2674227C1 publication Critical patent/RU2674227C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • 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
    • 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

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to the field of aircraft engine construction, in particular to adjustable guide vanes of the stator of multi-stage compressors of multi-mode aircraft gas turbine engines. Mechanism for regulating the blades of the stator vanes of a multi-stage compressor of a gas turbine engine, mounted on the compressor housing, includes guide vanes located inside the housing with rotary vanes, on the shanks of which there are fixed pivot levers that are pivotally connected with synchronizing rings and regulating rods, a rail connected to the power drive of the rotary blades. Rail is connected directly to the rods and hinged to the compressor housing. Length of the pivoting levers at each stage of the guide vane is selected based on the radius of the synchronizing ring at the points of attachment of the ends of the levers, the distance from the point of attachment of the rail to the body to the plane in which the axes of the shanks of the pivoting vanes of the corresponding stage are located, the distance from the axis of rotation of the synchronizing ring to the point of attachment of thrust to the synchronizing ring, the angle of rotation of the blades and the angle of rotation of the rail between their extreme positions according to the ratio protected by the present invention. Rail is connected to the power drive of the rotary blades through a link and a shaft with levers.
EFFECT: invention allows to increase the reliability and efficiency of the compressor, to reduce the weight and complexity of manufacturing the device, to reduce the dimensions of the mechanism for regulating the rotary blades.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к регулируемым направляющим аппаратам статоров многоступенчатых компрессоров многорежимных авиационных газотурбинных двигателей, в том числе компрессоров высокого давления двухконтурных газотурбинных двигателей с низкой степенью двухконтурности.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to adjustable guide vanes of stators of multi-stage compressors of multi-mode aircraft gas turbine engines, including high-pressure compressors of double-circuit gas turbine engines with a low bypass ratio.

Известен регулируемый направляющий лопаточный аппарат компрессора газотурбинного двигателя, включающий корпус и установленные в нем поворотные лопатки, на хвостовиках которых зафиксированы поворотные рычаги, шарнирно связанные с синхронизирующими кольцами, и приводные валы с рычагами, связанные с синхронизирующими кольцами посредством регулируемых тяг. [1] (RU 2111385 С1, 20.05.1998)Known adjustable guide vanes of a compressor of a gas turbine engine, comprising a housing and rotary blades mounted therein, on the shanks of which rotary levers are fixed pivotally connected to synchronizing rings, and drive shafts with levers connected to synchronizing rings by means of adjustable rods. [1] (RU 2111385 C1, 05.20.1998)

Недостатком такой конструкции является то, что механизм регулирования поворотных лопаток имеет большие габариты в радиальном направлении и не может быть размещен на компрессорах высокого давления газотурбинных двигателей с низкой степенью двухконтурности, в которых наружный контур представляет собой узкий кольцевой канал, ограниченный корпусом компрессора с одной стороны и наружным корпусом двигателя с другой.The disadvantage of this design is that the control mechanism of the rotary blades has large dimensions in the radial direction and cannot be placed on high-pressure compressors of gas turbine engines with a low bypass ratio, in which the external circuit is a narrow annular channel bounded by the compressor casing on one side and the outer casing of the engine on the other.

Известен регулируемый направляющий лопаточный аппарат компрессора газотурбинного двигателя, включающий корпус и установленные в нем поворотные лопатки, на хвостовиках которых зафиксированы поворотные рычаги, связанные с синхронизирующими кольцами, плату, зафиксированную на корпусе компрессора, и угловые рычаги, установленные на плате, одно плечо которых связано с синхронизирующими кольцами посредством тяг, а другое плечо связано с рейкой, к которой присоединен силовой привод [2] (US 2999630, 12.09.1961 - прототип).Known adjustable guide vanes of a compressor of a gas turbine engine, comprising a housing and rotary blades mounted therein, on the shanks of which rotary levers connected with synchronizing rings are fixed, a board fixed on the compressor housing and angular levers mounted on the board, one arm of which is connected with synchronizing rings by means of rods, and the other shoulder is connected to a rail to which a power drive is connected [2] (US 2999630, 09/12/1961 - prototype).

Недостатком известной конструкции является большое количество деталей, вследствие чего увеличивается масса и трудоемкость изготовления компрессора, а также большое количество подвижных соединений, что приводит к снижению точности управления положением поворотных лопаток вследствие наличия зазоров в каждом подвижном соединении и к снижению надежности компрессора вследствие наличия большого количества трущихся поверхностей, подверженных износу и заклиниванию в случае загрязнения посторонними частицами или продуктами износа.A disadvantage of the known design is the large number of parts, as a result of which the mass and complexity of manufacturing the compressor increases, as well as a large number of movable joints, which reduces the accuracy of controlling the position of the rotary blades due to the presence of gaps in each movable joint and reduces the reliability of the compressor due to the large number of rubbing surfaces subject to wear and jamming in the event of contamination by foreign particles or wear products.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в повышении надежности и эффективности работы компрессора, снижении массы и трудоемкости изготовления устройства и уменьшение габаритов механизма регулирования поворотных лопаток.The technical result of the invention is to increase the reliability and efficiency of the compressor, reducing the weight and complexity of manufacturing the device and reducing the size of the control mechanism of the rotary blades.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном механизме регулирования лопаток направляющего аппарата статора многоступенчатого компрессора газотурбинного двигателя, установленном на корпусе компрессора, включающем размещенные внутри корпуса направляющие лопаточные аппараты с поворотными лопатками, на хвостовиках которых зафиксированы поворотные рычаги, шарнирно связанные с синхронизирующими кольцами и регулирующими тягами, рейку, соединенную с силовым приводом поворотных лопаток, согласно предложению рейка соединена напрямую с тягами и шарнирно закреплена на корпусе компрессора, при этом длину поворотных рычагов rn на каждой ступени n направляющего аппарата выбирают исходя из радиуса синхронизирующего кольца Rn по точкам присоединения концов рычагов, расстояния bn от точки крепления рейки к корпусу до плоскости, в которой расположены оси хвостовиков поворотных лопаток соответствующей ступени n, расстояния Jn от оси вращения синхронизирующего кольца до точки крепления тяги к синхронизирующему кольцу, угла поворота лопаток αn и угла поворота рейки β между их крайними положениями по следующему соотношению:The specified technical result is achieved by the fact that in the known mechanism for regulating the blades of the stator guide vane of a multistage compressor of a gas turbine engine mounted on the compressor casing, including guide vane devices located inside the casing with rotary vanes, on the shanks of which rotary levers are fixed, articulated with synchronizing rings and adjusting rods, a rail connected to the power drive of the rotary blades, according to the proposal of the rail with It is connected directly to the rods and pivotally mounted on the compressor housing, while the length of the pivoting levers r n at each step n of the guide vane is selected based on the radius of the synchronizing ring R n at the points of attachment of the ends of the levers, the distance b n from the point of attachment of the rail to the body to the plane in which the axis of the shanks of the rotary blades of the corresponding step n are located, the distance J n from the axis of rotation of the synchronizing ring to the point of attachment of the thrust to the synchronizing ring, the angle of rotation of the blades α n and the angle of rotation rails β between their extreme positions in the following ratio:

Figure 00000001
Figure 00000001

Рейка может быть соединена с силовым приводом поворотных лопаток через звено и вал с рычагами.The rail can be connected to the power drive of the rotary blades through a link and a shaft with levers.

Соединение рейки с регулируемыми тягами напрямую, без промежуточных звеньев позволяет уменьшить количество деталей, из которых состоит механизм регулирования поворотных лопаток и, таким образом, снизить массу и трудоемкость изготовления компрессора, а также уменьшить количество подвижных соединений, содержащих трущиеся поверхности, подверженные износу и заклиниванию, что повышает надежность компрессора. Также, каждое подвижное соединение имеет монтажные и эксплуатационные зазоры, следовательно, уменьшение количества подвижных соединений приводит к уменьшению суммарного люфта в механизме, что увеличивает точность управления положением поворотных лопаток, и таким образом повышает эффективность работы компрессора и двигателя в целом.The connection of the rail with adjustable rods directly, without intermediate links, allows to reduce the number of parts that make up the mechanism for adjusting the rotary blades and, thus, reduce the weight and complexity of manufacturing the compressor, as well as reduce the number of movable joints containing friction surfaces, subject to wear and jamming, which increases the reliability of the compressor. Also, each movable joint has mounting and operating clearances, therefore, a decrease in the number of movable joints leads to a decrease in the total backlash in the mechanism, which increases the accuracy of controlling the position of the rotary blades, and thus increases the efficiency of the compressor and the engine as a whole.

Рейка закреплена одним концом на корпусе направляющего аппарата с помощью шарнира, второй конец рейки, соединенный с силовым приводом, двигается по дугообразной траектории. Это позволяет разместить рейку и, соответственно, регулируемые тяги максимально близко к корпусу направляющего аппарата с минимальным зазором между рейкой и синхронизирующими кольцами, что позволяет механизму иметь компактные габариты в радиальном направлении, а отсутствие промежуточных элементов между рейкой и регулируемыми тягами уменьшает габариты механизма в окружном направлении.The rail is fixed at one end to the housing of the guide apparatus using a hinge, the second end of the rail connected to the power drive moves along an arcuate trajectory. This allows you to place the rail and, accordingly, adjustable rods as close as possible to the housing of the guide apparatus with a minimum gap between the rail and synchronizing rings, which allows the mechanism to have compact dimensions in the radial direction, and the absence of intermediate elements between the rail and the adjustable rods reduces the dimensions of the mechanism in the circumferential direction .

Рейка может крепиться к корпусу направляющего аппарата при помощи цилиндрического или сферического (шарового) шарнирного соединения. Сферическое шарнирное соединение при этом позволяет скомпенсировать различные отклонения, возникающие при изготовлении и сборке механизма, а также исключить заклинивание при деформациях направляющего аппарата компрессора под действием перепада температур, возникающего в процессе работы двигателя.The rail can be attached to the housing of the guide apparatus using a cylindrical or spherical (ball) swivel. In this case, the spherical swivel joint allows to compensate for various deviations that occur during the manufacture and assembly of the mechanism, as well as to prevent jamming during deformation of the compressor guide apparatus due to the temperature difference that occurs during engine operation.

Поскольку траектории, описываемые точкой присоединения каждой регулируемой тяги к рейке и точкой присоединения этой тяги к синхронизирующему кольцу, лежат в разных плоскостях и не являются параллельными дугами, то для исключения заклинивания механизма регулируемые тяги соединены с рейкой и с синхронизирующими кольцами при помощи сферических шарниров.Since the trajectories described by the point of attachment of each adjustable rod to the rail and the point of attachment of this rod to the synchronization ring lie in different planes and are not parallel arcs, to prevent jamming of the mechanism, the adjustable rod is connected to the rail and to the synchronization rings using spherical joints.

Тяги, соединяющие рейку и синхронизирующие кольца, выполнены регулируемыми, что позволяет компенсировать отклонения, возникающие при изготовлении и сборке направляющего аппарата.The rods connecting the rail and the synchronizing rings are made adjustable, which allows you to compensate for deviations that occur during the manufacture and assembly of the guide apparatus.

Поворотные рычаги, установленные на лопатках, связаны с синхронизирующим кольцом, при помощи соединительных средств, образующих шарнирное соединение. Эти средства могут быть выполнены, например, в виде пальца, зафиксированного на синхронизирующем кольце и сферического подшипника, закрепленного на конце рычага.Swivel arms mounted on the blades are connected to the synchronization ring by means of connecting means forming an articulated joint. These means can be made, for example, in the form of a finger fixed on a synchronizing ring and a spherical bearing mounted on the end of the lever.

Поворотные рычаги жестко зафиксированы на хвостовиках поворотных лопаток при помощи, например, винтового соединения.The pivot arms are rigidly fixed to the shanks of the pivot vanes using, for example, a screw connection.

Подвижный конец рейки может быть присоединен к силовому приводу либо напрямую, при этом силовой привод располагается по отношению к рейке под углом, близким к прямому, либо через промежуточные звенья, при этом силовой привод располагается в любой удобной ориентации.The movable end of the rail can be connected to the power drive either directly, while the power drive is located relative to the rail at an angle close to the straight line, or through intermediate links, while the power drive is located in any convenient orientation.

В случае, когда описываемый механизм регулирования поворотных лопаток установлен на компрессоре высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя и, следовательно, расположен внутри внешнего контура двигателя, а силовой привод расположен снаружи на внешнем корпусе двигателя, используется следующий вариант соединения рейки и силового привода: силовой привод связан при помощи шарнирного соединения с верхним рычагом вала, установленного в корпусе двигателя и имеющего возможность вращения вокруг своей оси, а нижний рычаг вала связан при помощи шарнирного соединения со звеном, которое в свою очередь связано при помощи шарнирного соединения с подвижным концом рейки. Верхний и нижний рычаги при этом жестко зафиксированы на валу.In the case where the described mechanism for controlling the rotary blades is mounted on a high-pressure compressor of a double-circuit gas turbine engine and, therefore, is located inside the external circuit of the engine, and the power drive is located outside on the external engine casing, the following connection of the rail and the power drive is used: using a swivel connection with the upper lever of the shaft installed in the motor housing and having the possibility of rotation around its axis, and the lower lever of the shaft with knitted by means of a swivel with a link, which in turn is connected with a swivel to the movable end of the rail. The upper and lower levers are rigidly fixed on the shaft.

Для обеспечения возможности подключения тяг к рейке напрямую без промежуточных звеньев и обеспечения работоспособности механизма предлагаемого изобретения, должно быть обеспечено следующее требование: точки соединения тяг с рейкой должны лежать на одной прямой и описывать эквидистантные траектории при работе механизма. Исходя из данного требования, для обеспечения потребных углов поворота лопаток, необходимые длины поворотных рычагов, установленных на лопатках, рассчитываются по формуле:To ensure the possibility of connecting rods to the rail directly without intermediate links and ensure the operability of the mechanism of the invention, the following requirement must be provided: the connection points of the rods with the rail should lie on one straight line and describe equidistant trajectories during the operation of the mechanism. Based on this requirement, to ensure the required angles of rotation of the blades, the required lengths of the rotary levers mounted on the blades are calculated by the formula:

Figure 00000002
Figure 00000002

гдеWhere

r - длина рычага, измеренная от оси хвостовика поворотной лопатки до точки крепления рычага к синхронизирующему кольцу;r is the length of the lever, measured from the axis of the shank of the rotary blade to the point of attachment of the lever to the synchronization ring;

n - индекс ступени направляющего аппарата;n is the index of the stage of the guide apparatus;

R - радиус синхронизирующего кольца привода по точкам присоединения концов рычагов;R is the radius of the synchronizing drive ring at the points of attachment of the ends of the levers;

b - расстояние от точки крепления рейки к корпусу до плоскости расположения осей хвостовиков поворотных лопаток соответствующей ступени;b is the distance from the mounting point of the rack to the body to the plane of the axis of the shanks of the rotary blades of the corresponding stage;

β - угол поворота рейки между крайними положениями;β is the angle of rotation of the rack between the extreme positions;

α - угол поворота лопаток между крайними положениями;α is the angle of rotation of the blades between the extreme positions;

J - расстояние от оси вращения синхронизирующего кольца до точки крепления тяги к синхронизирующему кольцу;J is the distance from the axis of rotation of the synchronizing ring to the point of attachment of the thrust to the synchronizing ring;

Данная формула позволяет рассчитать с достаточной точностью длины поворотных рычагов. Так же решая задачу многокритериальной оптимизации, по данной формуле можно определить минимально возможные длины рычагов, обеспечивающие работоспособность предлагаемого изобретения.This formula allows you to calculate with sufficient accuracy the length of the swing arms. Also solving the problem of multicriteria optimization, using this formula, you can determine the minimum possible leverage lengths that ensure the efficiency of the invention.

Необходимый диапазон поворота α направляющих лопаток каждой ступени выбирается из условия газодинамической устойчивости компрессора и определяется расчетным путем с последующим подтверждением специальными испытаниями. При этом в осевых компрессорах, в которых несколько первых ступеней направляющего аппарата имеют поворотные лопатки, необходимый диапазон поворота лопаток для каждой последующей ступени меньше, чем для предыдущей.The required rotation range α of the guide vanes of each stage is selected from the condition of gas-dynamic stability of the compressor and is determined by calculation with subsequent confirmation by special tests. Moreover, in axial compressors, in which several of the first stages of the guide apparatus have rotary blades, the required range of rotation of the blades for each subsequent stage is less than for the previous one.

Угол β поворота рейки определяется исходя из диапазона перемещения штока силового привода, длины рейки и наличия промежуточных звеньев, например, вала с рычагами, между рейкой и силовым приводом. Данные параметры выбираются из конструктивных соображений.The angle β of rotation of the rack is determined based on the range of movement of the rod of the power drive, the length of the rack and the presence of intermediate links, for example, a shaft with levers, between the rack and the power drive. These parameters are selected for design reasons.

На фиг. 1 показан внешний вид статора компрессора газотурбинного двигателя с механизмом регулирования поворотных лопаток.In FIG. 1 shows the appearance of a stator of a compressor of a gas turbine engine with a rotary vane control mechanism.

На фиг. 2 показан продольный разрез статора компрессора с механизмом регулирования поворотных лопаток по валу с рычагами.In FIG. 2 shows a longitudinal section through a compressor stator with a mechanism for adjusting rotary blades along a shaft with levers.

На фиг. 3 показан вид А на фиг 1.In FIG. 3 shows a view A in FIG. 1.

В статоре компрессора газотурбинного двигателя установлен направляющий аппарат 1, на корпусе 2 которого установлено несколько рядов поворотных лопаток 3, на наружных хвостовиках которых закреплены поворотные рычаги 4. Поворотные рычаги 4 шарнирно связаны с синхронизирующими кольцами 5, включающими в себя элемент 23, которые при помощи регулируемых тяг 6 подсоединены к рейке 7, при этом на каждом конце тяг 6 имеется сферический шарнир. Рейка 7 концом 8 закреплена на элементе 9 корпуса 2 в точке 22 при помощи шарнирного соединения. На корпусе 10 двигателя установлен силовой привод 11, шток 12 которого соединен с верхним рычагом 13 вала 14. Нижний рычаг 15 вала 14 шарнирно связан с концом 16 звена 17, а конец 18 звена 17 шарнирно связан с концом 19 рейки 7.A guiding apparatus 1 is installed in the compressor stator of the gas turbine engine, on the housing 2 of which there are several rows of rotary blades 3, on the outer shanks of which rotary levers 4 are fixed. The rotary levers 4 are pivotally connected to synchronizing rings 5, including an element 23, which are adjustable rods 6 are connected to the rail 7, while at each end of the rods 6 there is a spherical hinge. The rail 7 end 8 is fixed to the element 9 of the housing 2 at point 22 using a swivel. A power drive 11 is installed on the motor housing 10, the rod 12 of which is connected to the upper lever 13 of the shaft 14. The lower lever 15 of the shaft 14 is pivotally connected to the end 16 of the link 17, and the end 18 of the link 17 is pivotally connected to the end 19 of the rack 7.

Сборку устройства осуществляют следующим образом. Синхронизирующие кольца 5 соединяют с рычагами 4 поворотных лопаток 3. После этого фиксируют положение синхронизирующих колец 5 относительно корпуса 2, например, при помощи специального технологического штифта, устанавливаемого одновременно в отверстие на корпусе 2 и в соосное отверстие на синхронизирующем кольце 5. Вал 14 в сборе с верхним рычагом устанавливают на корпус 10 двигателя, после чего к валу присоединяют нижний рычаг 15 и жестко фиксируют, например, при помощи штифта. К элементу 9 корпуса 2 присоединяют конец 8 рейки 7, а к концу 19 рейки 7 присоединяют конец 18 звена 17, после чего конец 16 звена 17 соединяют с нижним рычагом 15. Далее к точкам 20 рейки 7 присоединяют регулируемые тяги 6, после чего вращением муфты на каждой тяге регулируют ее длину таким образом, чтобы пальцы 21, закрепленные на элементе 23 синхронизирующего кольца 5, свободно входили в отверстия в тягах 6.The assembly of the device is as follows. The synchronization rings 5 are connected to the levers 4 of the rotary blades 3. After that, the position of the synchronization rings 5 relative to the housing 2 is fixed, for example, using a special technological pin installed simultaneously in the hole on the housing 2 and in the coaxial hole on the synchronization ring 5. Shaft 14 assembly with the upper arm mounted on the housing 10 of the engine, after which the lower arm 15 is attached to the shaft and rigidly fixed, for example, using a pin. The end 8 of the rail 7 is connected to the element 9 of the housing 2, and the end 18 of the link 17 is connected to the end 19 of the rail 7, after which the end 16 of the link 17 is connected to the lower arm 15. Next, the adjustable rods 6 are attached to the points 20 of the rail 7, after which the rotation of the coupling on each rod, adjust its length so that the fingers 21, mounted on the element 23 of the synchronizing ring 5, freely entered the holes in the rods 6.

Работа конструкции осуществляется следующим образом. В зависимости от требуемого режима работы двигателя по команде автоматики шток 12 силового привода 11 выдвигается на ту или иную длину. При этом шток передает усилие на верхний рычаг 13, поворачивая его вокруг оси вала 14. Усилие через вал 14 передается на нижний рычаг 15 и через звено 17 на конец 19 рейки 7. Рейка 7 поворачивается вокруг оси шарнира, при помощи которого она соединена с элементом 9 корпуса 2, при этом точки 20 рейки 7 описывают эквидистантные дугообразные траектории. При повороте рейки движение передается через тяги 6 на синхронизирующие кольца 5 и далее через поворотные рычаги 4 на поворотные лопатки 3, которые при этом устанавливаются на необходимый угол.The design is as follows. Depending on the desired engine operating mode, at the command of the automation, the rod 12 of the power actuator 11 extends to one or another length. In this case, the rod transfers the force to the upper lever 13, turning it around the axis of the shaft 14. The force through the shaft 14 is transmitted to the lower lever 15 and through the link 17 to the end 19 of the rail 7. The rail 7 is rotated around the axis of the hinge, with which it is connected to the element 9 of the housing 2, while the points 20 of the rail 7 describe equidistant arcuate trajectories. When the rail is turned, the movement is transmitted through the rods 6 to the synchronizing rings 5 and then through the rotary levers 4 to the rotary blades 3, which are set at the required angle.

В качестве примера рассмотрена конструкция статора компрессора газотурбинного двигателя, имеющего направляющий аппарат с тремя первыми ступенями, содержащими поворотные лопатки, и механизм регулирования поворотных лопаток со следующими параметрами:As an example, the design of the stator of a compressor of a gas turbine engine having a guide apparatus with three first stages containing rotary blades and a control mechanism of rotary blades with the following parameters are considered:

R1=R2=R3=300 мм;R 1 = R 2 = R 3 = 300 mm;

b1=150 мм;b 1 = 150 mm;

b2=100 мм;b 2 = 100 mm;

b3=50 мм;b 3 = 50 mm;

β=10°;β = 10 °;

α1=40°;α 1 = 40 °;

α2=20°;α 2 = 20 °;

α3=10°;α 3 = 10 °;

J1=J2=J3=330 мм.J 1 = J 2 = J 3 = 330 mm.

При таких параметрах получаем следующие расчетные длины рычагов:With these parameters, we obtain the following calculated leverage lengths:

Figure 00000003
Figure 00000003

Figure 00000004
Figure 00000004

Figure 00000005
Figure 00000005

Подобранные параметры длин рычагов обеспечивают работоспособность изобретения, минимальные габаритные размеры в радиальном и окружном направлениях при заданных условиях.The selected parameters of the leverage lengths ensure the operability of the invention, the minimum overall dimensions in the radial and circumferential directions under given conditions.

Claims (3)

1. Механизм регулирования лопаток направляющего аппарата статора многоступенчатого компрессора газотурбинного двигателя, установленный на корпусе компрессора, включающий размещенные внутри корпуса направляющие лопаточные аппараты с поворотными лопатками, на хвостовиках которых зафиксированы поворотные рычаги, шарнирно связанные с синхронизирующими кольцами и регулирующими тягами, рейку, соединенную с силовым приводом поворотных лопаток, отличающийся тем, что рейка соединена напрямую с тягами и шарнирно закреплена на корпусе компрессора, при этом длину поворотных рычагов rn на каждой ступени n направляющего аппарата выбирают исходя из радиуса синхронизирующего кольца Rn по точкам присоединения концов рычагов, расстояния bn от точки крепления рейки к корпусу до плоскости, в которой расположены оси хвостовиков поворотных лопаток соответствующей ступени n, расстояния Jn от оси вращения синхронизирующего кольца до точки крепления тяги к синхронизирующему кольцу, угла поворота лопаток αn и угла поворота рейки β между их крайними положениями по следующему соотношению:1. The control mechanism of the blades of the guide apparatus of the stator of a multi-stage compressor of a gas turbine engine mounted on the compressor housing, including guide vanes located inside the housing with rotary blades, on the shanks of which rotary levers are fixed, articulated with synchronization rings and control rods, a rail connected to the power rotary vane drive, characterized in that the rail is connected directly to the rods and pivotally mounted on the comp body essora, wherein the length of the swivel arms r n at each stage n of the guide apparatus is selected based on the radius of the synchronizer ring R n from the points of joining the ends of levers, the distances b n of the point rail fastening to the housing to the plane in which are located shanks axis turning vanes respective stage n, the distance J n from the axis of rotation of the synchronizing ring to the point of attachment of the thrust to the synchronizing ring, the angle of rotation of the blades α n and the angle of rotation of the rack β between their extreme positions in the following ratio:
Figure 00000006
.
Figure 00000006
. 2. Механизм регулирования лопаток направляющего аппарата статора многоступенчатого компрессора газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что рейка соединена с силовым приводом поворотных лопаток через звено и вал с рычагами.2. The mechanism for regulating the blades of the guide apparatus of the stator of a multistage compressor of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the rail is connected to the power drive of the rotary blades through a link and a shaft with levers.
RU2017139958A 2017-11-17 2017-11-17 Mechanism of regulation of paddles of the guide device of the stator multistage compressor of a gas turbine engine RU2674227C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017139958A RU2674227C1 (en) 2017-11-17 2017-11-17 Mechanism of regulation of paddles of the guide device of the stator multistage compressor of a gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017139958A RU2674227C1 (en) 2017-11-17 2017-11-17 Mechanism of regulation of paddles of the guide device of the stator multistage compressor of a gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2674227C1 true RU2674227C1 (en) 2018-12-05

Family

ID=64603586

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017139958A RU2674227C1 (en) 2017-11-17 2017-11-17 Mechanism of regulation of paddles of the guide device of the stator multistage compressor of a gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2674227C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2589098A (en) * 2019-11-19 2021-05-26 Rolls Royce Plc Variable vane mechanism
RU2776003C1 (en) * 2021-10-06 2022-07-12 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Intermediate housing of the compressor of a bypass turbojet engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2999630A (en) * 1957-08-08 1961-09-12 Gen Electric Compressor
US4049360A (en) * 1975-05-01 1977-09-20 Rolls-Royce (1971) Limited Variable stator vane actuating mechanism
US5190439A (en) * 1991-07-15 1993-03-02 United Technologies Corporation Variable vane non-linear schedule for a gas turbine engine
RU2111385C1 (en) * 1995-04-06 1998-05-20 Акционерное общество "Авиадвигатель" Gas-turbine engine axial-flow compressor
US20130266424A1 (en) * 2012-04-10 2013-10-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Stator vane adjusting device of a gas turbine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2999630A (en) * 1957-08-08 1961-09-12 Gen Electric Compressor
US4049360A (en) * 1975-05-01 1977-09-20 Rolls-Royce (1971) Limited Variable stator vane actuating mechanism
US5190439A (en) * 1991-07-15 1993-03-02 United Technologies Corporation Variable vane non-linear schedule for a gas turbine engine
RU2111385C1 (en) * 1995-04-06 1998-05-20 Акционерное общество "Авиадвигатель" Gas-turbine engine axial-flow compressor
US20130266424A1 (en) * 2012-04-10 2013-10-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Stator vane adjusting device of a gas turbine

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2589098A (en) * 2019-11-19 2021-05-26 Rolls Royce Plc Variable vane mechanism
RU2810848C1 (en) * 2020-10-27 2023-12-28 N 703 Рисёч Инститьют Оф Чайна Шипбилдинг Индастри Корпорейшн Methods of installing and adjusting rotary angle of rotary guide vanes, axial compressor and gas turbine
RU2776003C1 (en) * 2021-10-06 2022-07-12 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Intermediate housing of the compressor of a bypass turbojet engine
RU2815592C1 (en) * 2023-10-25 2024-03-19 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Axial multistage compressor guide vanes turning mechanism

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4755104A (en) Stator vane linkage
JP5911863B2 (en) Device for controlling the pivot blades of a turbomachine
CN107810311B (en) Guide vane adjusting device and turbo machine
EP3530886B1 (en) Variable vane synchronization ring transmission mechanisms
US11248560B2 (en) Linkage assembly preventing axial rotation of the link rod for a gas turbine engine
US20140010637A1 (en) Torque box and linkage design
RU2674227C1 (en) Mechanism of regulation of paddles of the guide device of the stator multistage compressor of a gas turbine engine
EP3617461B1 (en) Variable vane actuating system
US20190112941A1 (en) Variable vane actuation arrangement
RU2700113C2 (en) Control system of blades with variable angle of installation for gas turbine engine
EP3770381B1 (en) Self retained linkage and system including the self retained linkage for a gas turbine engine
EP3617462A1 (en) Variable vane actuating system
RU2616336C2 (en) Driving inlet guide vanes, turbo-machine and method of turbine machine driving inlet guide vanes making
US10590957B2 (en) Turbine engine compressor, in particular for an aircraft turboprop engine or turbojet engine
GB2440346A (en) Bearing assembly for a variable vane
US10837308B2 (en) Device for controlling variable-pitch members in a turbomachine
EP3564491B1 (en) Variable vane actuation system with nested direct vane angle measurement shaft
KR101031635B1 (en) Variable Nozzle Apparatus
RU2300669C1 (en) Device for turning guiding blades of compressor and also nozzle blades of turbine
RU2267656C2 (en) Axial-flow compressor for turbomachine
RU1786278C (en) Rotary guiding apparatus for blades of axial turbomachine
KR20100112366A (en) Variable nozzle apparatus