RU2687474C2 - Компрессор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с изменяемым углом установки - Google Patents

Компрессор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с изменяемым углом установки Download PDF

Info

Publication number
RU2687474C2
RU2687474C2 RU2016142470A RU2016142470A RU2687474C2 RU 2687474 C2 RU2687474 C2 RU 2687474C2 RU 2016142470 A RU2016142470 A RU 2016142470A RU 2016142470 A RU2016142470 A RU 2016142470A RU 2687474 C2 RU2687474 C2 RU 2687474C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
stator
blades
ring
floating ring
Prior art date
Application number
RU2016142470A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016142470A3 (ru
RU2016142470A (ru
Inventor
Фредерик ЭМБУР
Филипп НЕКТУТ
Матье ЭРРАН
Original Assignee
Сафран Хеликоптер Энджинз
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 Сафран Хеликоптер Энджинз filed Critical Сафран Хеликоптер Энджинз
Publication of RU2016142470A publication Critical patent/RU2016142470A/ru
Publication of RU2016142470A3 publication Critical patent/RU2016142470A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2687474C2 publication Critical patent/RU2687474C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • 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
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/10—Shaft sealings
    • F04D29/102—Shaft sealings especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/224—Carbon, e.g. graphite

Abstract

Компрессор (10') газотурбинного двигателя, содержащий по меньшей мере один кольцевой ряд лопаток (12) статора с изменяемым углом установки, причем эти лопатки являются, по существу, радиальными и содержат на своих радиальных концах цапфы (22, 24), при этом радиально наружные цапфы лопаток установлены в первых отверстиях корпуса (20) статора и радиально внутренние цапфы установлены во вторых отверстиях плавающего кольца (60), которое окружает ротор (18) компрессора, отличающийся тем, что между плавающим кольцом и ротором компрессора вставлена кольцевая деталь (62) статора, и тем, что между деталью статора и ротором компрессора установлены первые уплотнительные средства и между плавающим кольцом и деталью статора установлены вторые уплотнительные средства. Достигается возможность уменьшения внутреннего диаметра проточного тракта компрессора. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к компрессору газотурбинного двигателя, в частности, для летательного аппарата и, более конкретно, к компрессору газотурбинного двигателя, содержащему по меньшей мере один кольцевой ряд лопаток статора с изменяемым углом установки.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В компрессоре газотурбинного двигателя кольцевой ряд или решетка лопаток статора с изменяемым углом установки установлена выше по потоку или ниже по потоку от колеса ротора компрессора, образуя ступень сжатия. Лопатки с изменяемым углом установки установлены на статоре компрессора и выполнены с возможностью регулирования по положению вокруг радиальных осей для оптимизации потока газов в двигателе газотурбинной установки. Эти лопатки обычно называют лопатками IGV, где IGV является сокращением от Inlet Guide Vane . De telles aubes sont décrites par exemple dans les documents FR-A1-2 824 593 et US-A-3 558 237.
Лопатки с изменяемым углом установки компрессора газотурбинного двигателя являются по существу радиальными и содержат на своих радиальных концах по существу цилиндрические цапфы. Радиально наружные цапфы лопаток установлены в первых отверстиях корпуса статора компрессора, а их радиально внутренние цапфы установлены во вторых отверстиях неподвижного или плавающего кольца, которое окружает ротор компрессора. Кольцо является неподвижным, когда оно неподвижно соединено со статором, и плавающим, когда оно не зависит от статора и может, следовательно, перемещаться относительно статора. Цапфы лопаток направляются во вращении в отверстиях своих гнезд втулками, окружающими цапфы.
Каждая лопатка может перемещаться во вращении вокруг оси, образованной цапфами. Как правило, это перемещение обеспечивается приводом, установленным на корпусе статора и соединенным с приводным кольцом, которое, в свою очередь, соединено с радиально наружными цапфами лопаток через тяги. Вращение приводного кольца передается через тяги на наружные цапфы лопаток и заставляет их вращаться вокруг своих осей.
Во время работы при вращении лопаток с изменяемым углом установки вокруг их осей происходит трение цапф лопаток с втулками. Использование плавающего кольца вместо неподвижного кольца позволяет уменьшить промежуточные усилия, действующие на внутренние цапфы лопаток, и ограничить, таким образом, износ этих цапф от трения с их втулками.
Плавающее кольцо установлено в радиальном направлении между лопатками с изменяемым углом установки и ротором компрессора, и его наружная периферия определяет внутренний диаметр воздушного проточного тракта в компрессоре. Наружный диаметр проточного тракта определен вышеупомянутым корпусом статора. Увеличение расхода воздуха компрессора можно получать за счет увеличения его проходного сечения на уровне ряда лопаток с изменяемым углом установки, которое можно, таким образом, осуществлять либо посредством увеличения наружного диаметра проточного тракта, либо посредством уменьшения его внутреннего диаметра, либо комбинируя эти две возможности. Увеличение наружного диаметра тракта не является хорошим решением, так как это влечет за собой увеличение наружного диаметра корпуса статора и, следовательно, его габаритного размера, а также приводит к снижению характеристик, связанных с увеличением числа Маха в вершине (и усложняет определение размерных параметров и механическое выполнение подвижного колеса ниже по потоку по причине увеличения периферической скорости). Следовательно, другим решением является уменьшение внутреннего диаметра проточного тракта. Однако это решение является сложным в осуществлении в рамках вышеупомянутой технологии с использованием плавающего кольца.
Действительно, чтобы избежать рециркуляции воздуха от части ниже по потоку к части выше по потоку между плавающим кольцом и ротором, применяют воздухонепроницаемые уплотнительные средства, вставленные между плавающим кольцом и ротором. Эти уплотнительные средства обычно содержат лабиринтную прокладку, которая содержит кольцевые гребешки, выполненные на роторе и взаимодействующие с кольцевым слоем истираемого материала, находящегося на плавающем кольце. Эти уплотнительные средства занимают относительно много места, в частности, в радиальном направлении, что не позволяет уменьшить внутренний диаметр проточного тракта компрессора.
Кроме того, как правило в этой зоне вблизи камеры опорного подшипника, содержащей масло, предусмотрены дополнительные уплотнительные средства. Эти дополнительные уплотнительные средства содержат две другие лабиринтные прокладки, которые отстоят друг от друга в осевом направлении и определяют между собой кольцевую полость, в которую должен поступать сжатый воздух. Ротор компрессора является трубчатым и содержит на своей стенке радиальное отверстие, радиальный конец которого выходит в полость для ее питания сжатым воздухом, причем этот воздух должен проходить в направлении выше по потоку и в направлении ниже по потоку через две лабиринтные прокладки, определяющие полость, чтобы препятствовать прохождению масла через эти прокладки. Таким образом, дополнительные уплотнительные средства являются уплотнительными средствами, предупреждающими утечки масла. Масло поступает из смазочной камеры, находящейся выше по потоку от уплотнительных средств, в которой находится направляющий опорный подшипник ротора компрессора.
Уплотнительные средства для предупреждения утечек масла из камеры не предусмотрены для обеспечения герметичности между плавающим кольцом и ротором, чтобы избегать рециркуляции воздуха от части ниже по потоку к части выше по потоку. Следовательно, нельзя просто отказаться от воздухонепроницаемых уплотнительных средств, чтобы получить возможность уменьшения внутреннего диаметра проточного тракта компрессора.
Настоящим изобретением предложено простое, эффективное и экономичное решение проблемы, связанной с известным решением.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Изобретением предложен компрессор газотурбинного двигателя, содержащий по меньшей мере один кольцевой ряд лопаток статора с изменяемым углом установки, причем эти лопатки являются по существу радиальными и содержат на своих радиальных концах цапфы, при этом радиально наружные цапфы лопаток установлены в первых отверстиях корпуса статора компрессора, и радиально внутренние цапфы установлены во вторых отверстиях плавающего кольца, которое окружает ротор компрессора, отличающийся тем, что между плавающим кольцом и ротором компрессора вставлена кольцевая деталь статора, и тем, что между деталью статора и ротором компрессора установлены первые уплотнительные средства, и между плавающим кольцом и деталью статора установлены вторые уплотнительные средства.
Таким образом, плавающее кольцо в данном случае не установлено непосредственно вокруг ротора компрессора, а, наоборот, установлено непосредственно вокруг детали статора, которая окружает ротор компрессора. Согласно изобретению, (первые) уплотнительные средства, которые предпочтительно являются системами с калиброванной воздушной утечкой для предупреждения утечек масла, установлены между деталью статора и ротором компрессора, и (вторые) уплотнительные средства, которые предпочтительно являются механическими уплотнительными средствами, установлены между плавающим кольцом и деталью статора. Эти последние уплотнительные средства допускают относительные перемещения плавающего кольца относительно детали статора во время работы, которые в основном являются перемещениями в осевом направлении и в тангенциальном направлении (при этом перемещения в радиальном направлении имеют относительно слабые амплитуды). Хотя плавающее кольцо может перемещаться, оно является частью статора компрессора. Таким образом, вторые средства предназначены для обеспечения герметичности между двумя частями статора и, следовательно, могут быть менее габаритными, чем средства, используемые в известном решении для обеспечения герметичности между частью статора и частью ротора.
Первые уплотнительные средства могут представлять собой лабиринтный тип или карбоновые кольца и определяют кольцевую полость, выполненную с возможностью подачи в нее воздуха под давлением.
Согласно варианту выполнения изобретения, вторые уплотнительные средства содержат по меньшей мере одну кольцевую прокладку или по меньшей мере один кольцевой сегмент, который размещен в кольцевом пазу детали статора и герметично взаимодействует с плавающим кольцом, или наоборот.
Вторые уплотнительные средства содержат, например, два смежных кольцевых сегмента и установлены в одном и том же кольцевом пазу.
Предпочтительно кольцевой сегмент или кольцевые сегменты взаимодействуют с частью плавающего кольца, которая покрыта антифрикционным покрытием.
Заявленный компрессор может быть осевым компрессором, центробежным компрессором или комбинированным компрессором. Так, рабочее колесо центробежного компрессора или кольцевой ряд лопаток ротора осевого компрессора может быть установлен ниже по потоку ряда лопаток с изменяемым углом установки.
Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит описанный выше компрессор.
ОПИСАНИЕ ФИГУР
Изобретение, его другие детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - схематичный вид в осевом разрезе известного компрессора газотурбинного двигателя.
Фиг. 2 - схематичный вид в осевом разрезе заявленного компрессора газотурбинного двигателя.
Фиг. 3 - увеличенный вид детали I3, показанной на фиг. 2.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
На фиг. 1 показан известный компрессор 10 газотурбинного двигателя для летательного аппарата. Этот компрессор 10 показан частично и содержит расположенный выше по потоку кольцевой ряд лопаток 12 статора с изменяемым углом установки и расположенный ниже по потоку кольцевой ряд лопаток 14 ротора. «Выше по потоку» и «ниже по потоку» следует рассматривать относительно направления прохождения воздуха в компрессоре, то есть слева направо на чертеже.
Ряды лопаток 12,14 расположены вокруг продольной оси газотурбинного двигателя. Лопатки 14 ротора являются по существу радиальными и установлены на диске 16, при этом узел, содержащий диск и лопатки 14, образует рабочее колесо компрессора. Колесо неподвижно соединено с валом 18 ротора и окружено корпусом 20 статора, который окружает также ряд лопаток 12 статора.
Лопатки 12 статора являются по существу радиальными и содержат на каждом своем радиально внутреннем и наружном конце радиальную цилиндрическую цапфу 22,24. Цапфы 22,24 каждой лопатки 12 образуют ось А вращения и установки угла лопатки.
Наружная цилиндрическая цапфа 22 или приводная цапфа каждой лопатки 12 заходит в гнездо цилиндрического канала 26 корпуса 20 и центровано и направляется во вращении в этом канале при помощи цилиндрической втулки 28, установленной вокруг наружной цапфы 22.
Радиально наружный конец наружной цапфы 22 предназначен для крепления на одном конце тяги, другой конец которой соединен с приводным кольцом (не показано), которое расположено вокруг оси газотурбинного двигателя снаружи корпуса 20. Угловое перемещение приводного кольца вокруг оси газотурбинного двигателя приводит к вращению тяг вокруг осей А лопаток и к приведению во вращение лопаток 12 с изменяемым углом установки вокруг этих осей.
Внутренняя цилиндрическая цапфа 24 или направляющая цапфа заходит в цилиндрическое гнездо плавающего кольца 20 и центрована и направляется во вращении в этом гнезде при помощи цилиндрической втулки 32.
Одно уплотнительное средство 38 установлено между плавающим кольцом 30 и диском 16, а два других уплотнительных средства 34 и 36 - между деталью 33 статора и валом 18. В известном решении, показанном на фиг. 1, уплотнительное средство 38 содержит лабиринтную прокладку 38, которая препятствует рециркуляции воздуха, поступающего из проточного тракта компрессора, от части ниже по потоку к части выше по потоку между плавающим кольцом 30 и диском 16. Эта лабиринтная прокладка 38 содержит кольцевые гребешки 44, установленные на диске 16 и взаимодействующие с кольцевым слоем 46 истираемого материала, находящегося на плавающем кольце 30.
Другие уплотнительные средства являются лабиринтными прокладками 34,36 и препятствуют прохождению масла между плавающим кольцом 30 и деталью 33 статора, в частности, от части выше по потоку, где находится камера 42 смазки направляющего опорного подшипника вала 18, в которой находится масляный туман. Эти лабиринтные прокладки 34,36 содержат, каждая, кольцевые гребешки 44, выполненные на валу 18 и взаимодействующие с кольцевым слоем 46 истираемого материала, находящегося на детали 33 статора.
Прокладки 34,36 отстоят друг от друга в осевом направлении и определяют между собой кольцевую полость 50, предназначенную для подачи в нее сжатого воздуха, то есть для создания в ней давления. Вал 18 является трубчатым и содержит радиальное отверстие 52, радиально наружный конец которого выходит в полость 50 для подачи в нее сжатого воздуха, причем этот воздух должен проходить в направлении выше по потоку и в направлении ниже по потоку через прокладки 34,36 (стрелки 54), чтобы препятствовать прохождению через них масла, в частности, из расположенной выше по потоку камеры 42.
Изобретение позволяет уменьшить габарит, в частности, радиальный габарит плавающего кольца и уменьшить его наружный диаметр, чтобы увеличить проходное сечение и, следовательно, расход воздуха компрессора. Это стало возможным, благодаря вставке кольцевой детали статора между плавающим кольцом и статором.
На фиг. 2 и 3 представлен вариант выполнения изобретения. На этих фигурах элементы, уже описанные ранее, имеют такие же цифровые обозначения, и их повторное описание опускается. Таким образом, представленное выше описание известного решения можно применить для этих элементов.
В представленном примере плавающее кольцо 60 окружает расположенную ниже по потоку часть 64 кольцевой детали 62 статора, которая расположена вокруг вала 18. Плавающее кольцо 60, деталь 62 статора и вал 18 являются коаксиальными. Плавающее кольцо 60 и расположенная выше по потоку часть детали 62 статора воспроизводят часть проточного тракта компрессора 10'.
Внутренняя цилиндрическая цапфа 24 каждой лопатки 12 заходит в цилиндрическое гнездо плавающего кольца 60 и центрована и направляется во вращении в этом гнезде цилиндрической втулкой 32 (которая является факультативной).
Уплотнительные средства (вторые), которые содержат две лабиринтные прокладки 36,38, установлены между деталью 62 статора и валом 18 и, в частности, между расположенной ниже по потоку частью 64 этой детали 62 и валом 18. Каждая из этих прокладок 36,38 содержит гребешки 44 и истираемый слой 46, как было описано выше.
Уплотнительные средства 70 (первые), которые препятствуют рециркуляции воздуха из проточного тракта компрессора 10' от части ниже по потоку к части выше по потоку, в данном случае установлены между плавающим кольцом 60 и деталью 62 статора и, в частности, между внутренней периферией плавающего кольца 60 и расположенной ниже по потоку частью 64 детали 62.
В представленном примере эти воздухонепроницаемые уплотнительные средства содержит кольцевые сегменты 70, которые размещены в кольцевом пазу 72 расположенной ниже по потоку части 64 детали 62 статора, причем этот кольцевой паз 72 выходит в радиальном направлении наружу.
В данном случае кольцевые сегменты 70 выполнены в количестве двух. Каждый сегмент является разрезным и в состоянии покоя, то есть в отсутствие напряжения имеет наружный диаметр, превышающий диаметр паза 72. Разрез сегментов облегчает их установку в пазу, при этом диаметр сегментов можно увеличить за счет раздвигания их свободных окружных концов за пределы наружного диаметра расположенной ниже по потоку части 64 детали 62. В положении монтажа сегменты 70 напряжены в радиальном направлении и опираются своей наружной периферией на внутреннюю периферию плавающего кольца 60. В данном случае оба сегмента 70 расположены рядом друг с другом, и их разрезы могут быть смещены в тангенциальном направлении, чтобы избежать прохождения через них воздуха.
Сегменты 70 могут перемещаться в пазу 72, в частности, в окружном направлении. Они позволяют плавающему кольцу 60 перемещаться относительно детали 62 статора во время работы. Внутренняя поверхность плавающего кольца 60, предназначенная для взаимодействия с сегментами, может содержать антифрикционное покрытие, такое как NiCrAlY (сплав на основе никеля, хрома, алюминия и иттрия).
Плавающее кольцо 60 и деталь 62 статора выполнены, например, из алюминия. Они могут быть разделены на сектора, при этом сектора скреплены друг с другом, например, при помощи болтов.
В варианте сегменты 70 можно установить в кольцевом пазу плавающего кольца 60 и могут герметично взаимодействовать с деталью 62 статора.
В другом варианте уплотнительные средства между корпусами 60,62 содержат по меньшей мере одну кольцевую прокладку, такую как упруго деформирующаяся тороидальная прокладка, например, из эластомера.
В еще одном варианте лопаточное колесо 14, находящееся ниже по потоку от лопаток 12 с изменяемым углом установки, можно заменить колесом центробежного компрессора.

Claims (7)

1. Компрессор (10') газотурбинного двигателя, содержащий по меньшей мере один кольцевой ряд лопаток (12) статора с изменяемым углом установки, причем эти лопатки являются, по существу, радиальными и содержат на своих радиальных концах цапфы (22, 24), при этом радиально наружные цапфы лопаток установлены в первых отверстиях корпуса (20) статора и радиально внутренние цапфы установлены во вторых отверстиях плавающего кольца (60), которое окружает ротор (18) компрессора, отличающийся тем, что между плавающим кольцом и ротором компрессора вставлена кольцевая деталь (62) статора, и тем, что между этой деталью статора и ротором компрессора установлены первые уплотнительные средства, а между плавающим кольцом и этой деталью статора установлены вторые уплотнительные средства (70).
2. Компрессор (10') по п. 1, отличающийся тем, что первые уплотнительные средства представляют собой лабиринтный тип и определяют кольцевую полость (50), выполненную с возможностью подачи в нее воздуха под давлением.
3. Компрессор (10') по п. 1, отличающийся тем, что вторые уплотнительные средства содержат по меньшей мере одну кольцевую прокладку и по меньшей мере один кольцевой сегмент (70), который размещен в кольцевом пазу (72) детали (62) статора и герметично взаимодействует с плавающим кольцом (60) или который размещен в кольцевом пазу плавающего кольца (60) и герметично взаимодействует с деталью статора (62).
4. Компрессор (10') по п. 3, отличающийся тем, что вторые уплотнительные средства содержат два смежных кольцевых сегмента (70) и размещены в одном и том же кольцевом пазу (72).
5. Компрессор (10') по п. 3 или 4, отличающийся тем, что кольцевой сегмент или кольцевые сегменты (70) взаимодействуют с частью плавающего кольца (60), которая покрыта антифрикционным покрытием.
6. Компрессор (10') по п. 1, отличающийся тем, что ниже по потоку от ряда лопаток (12) с изменяемым углом установки установлено рабочее колесо центробежного компрессора или кольцевой ряд лопаток ротора осевого компрессора.
7. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что он содержит компрессор (10') по одному из предыдущих пунктов.
RU2016142470A 2014-04-08 2015-04-01 Компрессор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с изменяемым углом установки RU2687474C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1453128 2014-04-08
FR1453128A FR3019597B1 (fr) 2014-04-08 2014-04-08 Compresseur de turbomachine a aubes a calage variable
PCT/FR2015/050848 WO2015155442A1 (fr) 2014-04-08 2015-04-01 Compresseur de turbomachine à aubes à calage variable

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016142470A RU2016142470A (ru) 2018-05-08
RU2016142470A3 RU2016142470A3 (ru) 2018-10-26
RU2687474C2 true RU2687474C2 (ru) 2019-05-13

Family

ID=51352547

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016142470A RU2687474C2 (ru) 2014-04-08 2015-04-01 Компрессор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с изменяемым углом установки

Country Status (10)

Country Link
US (1) US20170114659A1 (ru)
EP (2) EP3129601B1 (ru)
JP (1) JP2017521588A (ru)
KR (1) KR20160140836A (ru)
CN (1) CN106460538B (ru)
CA (2) CA3161847A1 (ru)
FR (1) FR3019597B1 (ru)
PL (1) PL3129601T3 (ru)
RU (1) RU2687474C2 (ru)
WO (1) WO2015155442A1 (ru)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3009335B1 (fr) * 2013-07-30 2015-09-04 Snecma Dispositif de guidage d'aubes de redresseur a angle de calage variable de turbomachine
DE102016215807A1 (de) * 2016-08-23 2018-03-01 MTU Aero Engines AG Innenring für einen Leitschaufelkranz einer Strömungsmaschine
BE1024523B1 (fr) * 2016-08-30 2018-03-29 Safran Aero Boosters S.A. Stator a aubes ajustables pour compresseur de turbomachine axiale
FR3058755B1 (fr) * 2016-11-15 2020-09-25 Safran Aircraft Engines Turbine pour turbomachine
CN108150227A (zh) * 2016-12-02 2018-06-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 篦齿封严系统
DE102017109952A1 (de) * 2017-05-09 2018-11-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Rotorvorrichtung einer Strömungsmaschine
DE102018106102A1 (de) * 2018-03-15 2019-09-19 Universität Stuttgart Leitschaufeleinrichtungen für eine Gasturbine und Gasturbine
DE102018210601A1 (de) * 2018-06-28 2020-01-02 MTU Aero Engines AG Segmentring zur montage in einer strömungsmaschine
FR3093015B1 (fr) * 2019-02-22 2021-11-12 Safran Helicopter Engines Procede de fabrication d’un rouet de compresseur de turbomachine
US11519284B2 (en) 2020-06-02 2022-12-06 General Electric Company Turbine engine with a floating interstage seal
CN111577650A (zh) * 2020-06-16 2020-08-25 合肥恒大江海泵业股份有限公司 一种叶轮内置式电泵可调式叶片
CN112228386B (zh) * 2020-12-14 2021-03-16 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 压气机和航空发动机
FR3122224A1 (fr) 2021-04-21 2022-10-28 Safran helicopter engine Compresseur de turbomachine doté d’une aube d’entrée à géométrie variable
CN113916539B (zh) * 2021-12-16 2022-03-04 中国航发沈阳发动机研究所 一种穿越三层机匣的受感部安装结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3558237A (en) * 1969-06-25 1971-01-26 Gen Motors Corp Variable turbine nozzles
FR2824593A1 (fr) * 2001-05-10 2002-11-15 Snecma Moteurs Agencement de support de pivots d'aubes de stator a deux parties d'anneau liees par un element interne
RU2324063C1 (ru) * 2006-07-17 2008-05-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель
WO2010003405A1 (de) * 2008-07-10 2010-01-14 Mtu Aero Engines Gmbh Strömungsmaschine
EP2696038A1 (de) * 2012-08-07 2014-02-12 MTU Aero Engines GmbH Leitschaufelkranz für eine Strömungsmaschine

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3343806A (en) * 1965-05-27 1967-09-26 Gen Electric Rotor assembly for gas turbine engines
US4184797A (en) * 1977-10-17 1980-01-22 General Electric Company Liquid-cooled turbine rotor
DE2810240C2 (de) * 1978-03-09 1985-09-26 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verstelleitgitter für axial durchströmte Turbinen, insbesondere Hochdruckturbinen von Gasturbinentriebwerken
JP2756117B2 (ja) * 1987-11-25 1998-05-25 株式会社日立製作所 ガスタービンロータ
US5253976A (en) * 1991-11-19 1993-10-19 General Electric Company Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines
US5911679A (en) * 1996-12-31 1999-06-15 General Electric Company Variable pitch rotor assembly for a gas turbine engine inlet
US6682299B2 (en) * 2001-11-15 2004-01-27 General Electric Company Variable stator vane support arrangement
US7163369B2 (en) * 2003-05-27 2007-01-16 General Electric Company Variable stator vane bushings and washers
US7225624B2 (en) * 2004-06-08 2007-06-05 Allison Advanced Development Company Method and apparatus for increasing the pressure of cooling fluid within a gas turbine engine
US9291071B2 (en) * 2012-12-03 2016-03-22 United Technologies Corporation Turbine nozzle baffle

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3558237A (en) * 1969-06-25 1971-01-26 Gen Motors Corp Variable turbine nozzles
FR2824593A1 (fr) * 2001-05-10 2002-11-15 Snecma Moteurs Agencement de support de pivots d'aubes de stator a deux parties d'anneau liees par un element interne
RU2324063C1 (ru) * 2006-07-17 2008-05-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель
WO2010003405A1 (de) * 2008-07-10 2010-01-14 Mtu Aero Engines Gmbh Strömungsmaschine
EP2696038A1 (de) * 2012-08-07 2014-02-12 MTU Aero Engines GmbH Leitschaufelkranz für eine Strömungsmaschine

Also Published As

Publication number Publication date
CA3161847A1 (fr) 2015-10-15
PL3129601T3 (pl) 2022-01-03
EP3943713A1 (fr) 2022-01-26
CA2944835A1 (fr) 2015-10-15
WO2015155442A1 (fr) 2015-10-15
EP3129601A1 (fr) 2017-02-15
US20170114659A1 (en) 2017-04-27
EP3129601B1 (fr) 2021-10-06
CN106460538A (zh) 2017-02-22
RU2016142470A3 (ru) 2018-10-26
RU2016142470A (ru) 2018-05-08
JP2017521588A (ja) 2017-08-03
FR3019597A1 (fr) 2015-10-09
FR3019597B1 (fr) 2016-03-25
CA2944835C (fr) 2022-08-09
CN106460538B (zh) 2019-11-08
KR20160140836A (ko) 2016-12-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2687474C2 (ru) Компрессор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с изменяемым углом установки
KR101604939B1 (ko) 가스 터빈
US20160362995A1 (en) Rotor for a turbomachine and compressor
RU2584365C2 (ru) Система отбора воздуха для осевой турбомашины
EP3168427A1 (en) Gas turbine engine stage provided with a labyrinth seal
WO2016002037A1 (ja) コンプレッサカバー、遠心圧縮機及び過給機、並びに、コンプレッサカバーの製造方法
US8561997B2 (en) Adverse pressure gradient seal mechanism
CN105658968B (zh) 旋转机械
US9574453B2 (en) Steam turbine and methods of assembling the same
JP2013529755A (ja) コンプレッサおよびこれに関連したガスタービン
US9194429B2 (en) Bearing cage deflector
RU2657105C2 (ru) Цапфа для турбины высокого давления и турбореактивный двигатель, включающий в себя такую цапфу
US11486411B2 (en) Seal assembly
CN113167125B (zh) 可动轮和涡轮机的带有叶片的涡轮定子之间的密封
JP6079058B2 (ja) ターボチャージャー用転がり軸受装置
US20160153293A1 (en) Axial flow expander
KR102575119B1 (ko) 부분 송입 터빈에 사용되는 손실 저감 장치 및 부분 송입 터빈
US11187108B2 (en) Guide vane assembly with sealing element
US20160376900A1 (en) Stator device for a continuous-flow machine with a housing appliance and multiple guide vanes
JP2017160861A (ja) ターボ機械
JP5909081B2 (ja) ターボ機械のシーリング組立体及びその組立方法
US11686218B2 (en) Pressure seal assembly
JP2019049227A (ja) 可変ノズルターボチャージャ
US10544696B2 (en) Stabilized sealing ring for a turbomachine
JP2023150867A (ja) 回転機械