RU2696839C1 - Compressor of double-flow gas turbine engine - Google Patents

Compressor of double-flow gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2696839C1
RU2696839C1 RU2018135651A RU2018135651A RU2696839C1 RU 2696839 C1 RU2696839 C1 RU 2696839C1 RU 2018135651 A RU2018135651 A RU 2018135651A RU 2018135651 A RU2018135651 A RU 2018135651A RU 2696839 C1 RU2696839 C1 RU 2696839C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
intermediate housing
double
compressor
outer rim
power cylinder
Prior art date
Application number
RU2018135651A
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 RU2018135651A priority Critical patent/RU2696839C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2696839C1 publication Critical patent/RU2696839C1/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

Landscapes

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

Abstract

FIELD: aviation; engines.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engine building, particularly, to design of high-pressure compressors of double-flow gas turbine engine. Compressor of double-flow gas turbine engine comprises body of adjustable guide vanes, intermediate housing, control mechanism of rotary blades of adjustable guide vanes, at least one power cylinder. Intermediate housing comprises: posts, gas flow separator, outer rim. Power cylinder is arranged above the outer rim of the intermediate housing and is connected to the control mechanism of the rotary blades of the adjustable guiding devices by means of a transmitting element. Transmitting element is made in the form of a double-arm lever, between which arms a bushing is installed, which is installed on the axis located above the external rim of the intermediate housing across the longitudinal middle surface of the rack. Both arms of double-arm lever and longitudinal axis of power cylinder are made in one plane. One of arms of the double-arm lever is installed with gaps in the through holes, one of which is made in the outer rim of the intermediate housing directly above the post, and the other one – in the wall of the gas flow separator, besides, on external rim of intermediate housing there is installed and rigidly fixed sealing cover in contact with bushing.
EFFECT: invention allows to increase the reliability, service life and efficiency of the compressor.
2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции компрессоров высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя (далее ГТД).The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to the design of high-pressure compressors of a dual-circuit gas turbine engine (GTE).

Известен компрессор двухконтурного ГТД, содержащий корпус регулируемых направляющих аппаратов, промежуточный корпус, механизм управления поворотными лопатками регулируемых направляющих аппаратов, по меньшей мере один силовой цилиндр, при этом промежуточный корпус, содержит стойки, разделитель газового потока, наружной обод, а силовой цилиндр размещен над наружным ободом промежуточного корпуса и связан с механизмом управления поворотными лопатками регулируемых направляющих аппаратов посредством передающего элемента (RU 2235914 С1).A double-circuit gas turbine compressor is known, comprising a housing of adjustable guide vanes, an intermediate housing, a control mechanism for the rotary blades of the adjustable guide vanes, at least one power cylinder, the intermediate housing comprising racks, a gas flow separator, an outer rim, and a power cylinder located above the outer the rim of the intermediate housing and is connected with the control mechanism of the rotary blades of the adjustable guide vanes by means of a transmitting element (RU 2235914 C1).

Данное техническое решение выбрано в качестве прототипа.This technical solution is selected as a prototype.

Недостатком известной конструкции является следующее. Радиальный передающий элемент частично размещен в проточной части двигателя в межстоечном канале промежуточного корпуса и, следовательно, создает возмущение потока рабочего воздуха, что снижает эффективность работы компрессора. Также, детали радиального передающего элемента испытывают эрозионное воздействие со стороны потока рабочего воздуха и попадающих на вход компрессора посторонних частиц. Посторонние частицы могут попадать в зазор между трущимися поверхностями радиального передающего элемента и опорных подшипников, вызывая ускоренный износ данных поверхностей. Повышенный износ и эрозия снижают надежность и ресурс компрессора.A disadvantage of the known design is the following. The radial transmitting element is partially located in the flow part of the engine in the inter-pillar channel of the intermediate casing and, therefore, creates a disturbance in the flow of working air, which reduces the efficiency of the compressor. Also, the details of the radial transmitting element are erosively affected by the flow of working air and foreign particles entering the compressor inlet. Foreign particles can fall into the gap between the rubbing surfaces of the radial transmitting element and the thrust bearings, causing accelerated wear of these surfaces. Increased wear and erosion reduce the reliability and service life of the compressor.

Также, недостатком является консольное размещение рычагов передающего элемента относительно опор вала. При эксплуатации компрессора шток силового цилиндра поворачивает верхний рычаг и вал и нижний рычаг, приводя в действие привод регулируемых направляющих аппаратов. При этом на вал действуют не только крутящий момент, но и сила, перпендикулярная его продольной оси, в результате в опорах подшипника появляются поперечные силы.Also, a drawback is the cantilever arrangement of the levers of the transmitting element relative to the shaft supports. During compressor operation, the ram cylinder rotates the upper arm and shaft and lower arm, actuating the drive of the adjustable guide vanes. At the same time, not only torque acts on the shaft, but also a force perpendicular to its longitudinal axis, as a result of which transverse forces appear in the bearings of the bearing.

Указанные причины приводят к перекосу вала относительно опор и, как следствие, к повышенному износу трущихся поверхностей вала и опор, возникновению погрешности в управлении угловым положением лопаток направляющего аппарата, что в свою очередь снижает КПД компрессора.These reasons lead to a skew of the shaft relative to the bearings and, as a result, to increased wear of the rubbing surfaces of the shaft and bearings, an error in controlling the angular position of the vanes of the guide apparatus, which in turn reduces the efficiency of the compressor.

Техническими результатами, достигаемыми заявленным устройством, являются повышение надежности, ресурса и эффективности работы компрессора.The technical results achieved by the claimed device are to increase the reliability, resource and efficiency of the compressor.

Указанные технические результаты достигаются тем, что в известном компрессоре двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащем корпус регулируемых направляющих аппаратов, промежуточный корпус, механизм управления поворотными лопатками регулируемых направляющих аппаратов, по меньшей мере один силовой цилиндр, при этом промежуточный корпус, содержит стойки, разделитель газового потока, наружной обод, а силовой цилиндр размещен над наружным ободом промежуточного корпуса и связан с механизмом управления поворотными лопатками регулируемых направляющих аппаратов посредством передающего элемента, при этом, согласно настоящему изобретению, передающий элемент выполнен в виде двуплечего рычага, между плечами которого зацело с ним выполнена втулка, установленная на оси, расположенной над наружным ободом промежуточного корпуса поперек продольной срединной поверхности стойки, причем оба плеча двуплечего рычага и продольная ось силового цилиндра выполнены в одной плоскости, при этом одно из плеч двуплечего рычага установлено с зазорами в сквозных отверстиях, одно из которых выполнено в наружном ободе промежуточного корпуса непосредственно над стойкой, а другое - в стенке разделителя газового потока, кроме того на наружном ободе промежуточного корпуса установлена и жестко закреплена уплотнительная крышка, контактирующая с втулкой.These technical results are achieved by the fact that in the known compressor of a dual-circuit gas turbine engine containing an adjustable guide vanes housing, an intermediate housing, a control mechanism for the rotary vanes of the adjustable guide vanes, at least one power cylinder, while the intermediate housing contains struts, a gas flow separator, the outer rim, and the power cylinder is located above the outer rim of the intermediate housing and is connected with the control mechanism of the rotary blades of the regulator adjustable guide apparatuses by means of a transmitting element, and according to the present invention, the transmitting element is made in the form of a two-shouldered lever, between the shoulders of which a sleeve is integral with it, mounted on an axis located above the outer rim of the intermediate housing across the longitudinal median surface of the rack, both shoulders two shoulders of the lever and the longitudinal axis of the power cylinder are made in the same plane, while one of the shoulders of the two shoulders of the lever is installed with gaps in the through holes, one of the toryh formed in the outer rim of the intermediate body directly above the counter, and another - in the wall of the separator gas flow, in addition to the outer rim of the intermediate body mounted and rigidly fixed sealing cap in contact with the sleeve.

Так как отверстие для установки передающего элемента выполнено в наружном ободе промежуточного корпуса непосредственно над стойкой, внутреннее плечо двуплечего рычага располагается внутри полости стойки и защищено от прямого воздействия потока рабочего воздуха стенками стойки. Тем самым снижается интенсивность эрозионного воздействия со стороны рабочего воздуха на передающий элемент, что повышает надежность и ресурс компрессора.Since the hole for installing the transmitting element is made in the outer rim of the intermediate housing directly above the rack, the inner shoulder of the two shoulders of the lever is located inside the cavity of the rack and is protected from direct exposure to the flow of working air by the walls of the rack. This reduces the intensity of erosion from the working air on the transmitting element, which increases the reliability and resource of the compressor.

За счет того, что ось, на которой установлена втулка, расположена поперек продольной срединной поверхности стойки, а оба плеча двуплечего рычага и продольная ось силового цилиндра выполнены в одной плоскости, нагрузка от силового цилиндра распределяется равномерно и не возникает усилий, направленных на перекос передающего элемента относительно оси. Тем самым уменьшается износ трущихся поверхностей втулки передающего элемента и оси, что повышает надежность и ресурс компрессора, а также улучшается точность управления угловым положением лопаток направляющего аппарата, что повышает эффективность работы компрессора.Due to the fact that the axis on which the sleeve is mounted is located across the longitudinal median surface of the rack, and both shoulders of the two shoulders of the lever and the longitudinal axis of the power cylinder are made in the same plane, the load from the power cylinder is distributed evenly and there is no effort aimed at skewing the transmitting element relative to the axis. This reduces the wear of the rubbing surfaces of the sleeve of the transmitting element and the axis, which increases the reliability and resource of the compressor, and also improves the accuracy of controlling the angular position of the blades of the guide apparatus, which increases the efficiency of the compressor.

Уплотнительная крышка предотвращает утечку рабочего воздуха из проточной части корпуса и исключает возможность попадания посторонних частиц (например, песка) с входа компрессора в зазор между осью и втулкой передающего элемента. За счет этого уменьшается износ трущихся поверхностей, что повышает надежность и ресурс компрессора.The sealing cover prevents the leakage of working air from the flowing part of the housing and eliminates the possibility of foreign particles (for example, sand) from entering the compressor into the gap between the axis and the sleeve of the transmitting element. Due to this, the wear of rubbing surfaces is reduced, which increases the reliability and resource of the compressor.

Предпочтительно дополнить заявленную конструкцию компрессора двухконтурного ГТД радиальными ребрами жесткости, установленными в разделителе газового потока, по обе стороны от сквозного отверстия, выполненного в его стенке, что позволит повысить жесткость и прочность промежуточного корпуса.It is preferable to supplement the claimed design of a double-circuit gas turbine compressor with radial stiffeners installed in the gas flow separator, on both sides of the through hole made in its wall, which will increase the stiffness and strength of the intermediate casing.

Сущность настоящего изобретения поясняется фигурами чертежей.The essence of the present invention is illustrated by the figures of the drawings.

На фигуре 1 изображен продольный разрез компрессора высокого давления двухконтурного ГТД.The figure 1 shows a longitudinal section of a high-pressure compressor bypass turbine engine.

На фигуре 2 - сечение А-А.In figure 2 is a section aa.

На фигуре 3 - сечение Б-Б.In figure 3 is a section bB.

Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя, содержит корпус регулируемых направляющих аппаратов 1, промежуточный корпус, механизм управления поворотными лопатками регулируемых направляющих аппаратов, два силовых цилиндра 2, размещенных над наружным ободом промежуточного корпуса, каждый из которых связан с механизмом управления поворотными лопатками регулируемых направляющих аппаратов посредством передающего элемента.The compressor of a double-circuit gas turbine engine, comprises a housing of adjustable guide vanes 1, an intermediate housing, a control mechanism for the rotary blades of the adjustable guide vanes, two power cylinders 2 located above the outer rim of the intermediate housing, each of which is connected to a control mechanism of the rotary vanes of the adjustable guide vanes by means of a transmitting element .

Промежуточный корпус, содержит стойки 3, разделитель газового потока 4, наружной обод 5.The intermediate housing contains racks 3, the gas flow separator 4, the outer rim 5.

Передающий элемент выполнен в виде двуплечего рычага, между плечами 6 и 7 которого зацело с ним выполнена втулка 8, установленная на оси 9, расположенной над наружным ободом 5 промежуточного корпуса поперек продольной срединной поверхности стойки 3. Оба плеча 6 и 7 двуплечего рычага и продольная ось силового цилиндра 2 выполнены в одной плоскости. При этом плечо 7 двуплечего рычага установлено с зазорами в сквозных отверстиях, одно из которых выполнено в наружном ободе 5 промежуточного корпуса непосредственно над стойкой 3, а другое - в стенке разделителя газового потока 4, кроме того на наружном ободе 5 промежуточного корпуса установлена и жестко закреплена уплотнительная крышка 10, контактирующая с втулкой 8.The transmitting element is made in the form of a two-shouldered lever, between the shoulders 6 and 7 of which the sleeve 8 is integral with it, mounted on an axis 9 located above the outer rim 5 of the intermediate body across the longitudinal median surface of the strut 3. Both shoulders 6 and 7 of the two-shouldered lever and the longitudinal axis the power cylinder 2 is made in one plane. In this case, the shoulder 7 of the two shoulders of the lever is installed with gaps in the through holes, one of which is made in the outer rim 5 of the intermediate housing directly above the strut 3, and the other in the wall of the gas flow separator 4, in addition, it is mounted and rigidly fixed to the outer rim 5 of the intermediate housing a sealing cap 10 in contact with the sleeve 8.

Во внутренней полости разделителя газового потока 4 по окружности, по обе стороны от сквозного отверстия, выполненного в его стенке, установлены ребра жесткости 11.In the inner cavity of the gas flow separator 4 around the circumference, on both sides of the through hole made in its wall, stiffeners 11 are installed.

Работа конструкции осуществляется следующим образом. В зависимости от требуемого режима работы ГТД по команде автоматики шток силового цилиндра 2 выдвигается на ту или иную длину. При этом шток передает усилие на плечо 6 передающего элемента, заставляя втулку 8 поворачиваться вокруг оси 9. Усилие передается на плечо 7 передающего элемента и далее на механизм управления поворотными лопатками регулируемых направляющих аппаратов, заставляя лопатки занять угловое положение, наиболее соответствующее данному режиму работы ГТД.The design is as follows. Depending on the required mode of operation of the gas turbine engine, at the command of automation, the rod of the power cylinder 2 extends to one or another length. In this case, the rod transfers force to the shoulder 6 of the transmitting element, forcing the sleeve 8 to rotate around the axis 9. The force is transmitted to the shoulder 7 of the transmitting element and then to the control mechanism of the rotary blades of the adjustable guide vanes, forcing the blades to occupy the angular position most suitable for this GTE operation mode.

Claims (2)

1. Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащий корпус регулируемых направляющих аппаратов, промежуточный корпус, механизм управления поворотными лопатками регулируемых направляющих аппаратов, по меньшей мере один силовой цилиндр, при этом промежуточный корпус содержит стойки, разделитель газового потока, наружный и внутренний обод, а силовой цилиндр размещен над наружным ободом промежуточного корпуса и связан с механизмом управления поворотными лопатками регулируемых направляющих аппаратов посредством передающего элемента, отличающийся тем, что передающий элемент выполнен в виде двуплечего рычага, между плечами которого зацело с ним выполнена втулка, установленная на оси, расположенной над наружным ободом промежуточного корпуса поперек продольной срединной поверхности стойки, причем оба плеча двуплечего рычага и продольная ось силового цилиндра выполнены в одной плоскости, при этом одно из плеч двуплечего рычага установлено с зазорами в сквозных отверстиях, одно из которых выполнено в наружном ободе силового промежуточного корпуса непосредственно над стойкой, а другое - в стенке разделителя газового потока, кроме того, на наружном ободе промежуточного корпуса установлена и жестко закреплена уплотнительная крышка, контактирующая с втулкой.1. The compressor of the dual-circuit gas turbine engine, comprising a housing of adjustable guide vanes, an intermediate housing, a control mechanism for the rotary blades of the adjustable guide vanes, at least one power cylinder, while the intermediate housing contains racks, a gas flow separator, an outer and inner rim, and a power cylinder placed above the outer rim of the intermediate housing and connected to the control mechanism of the rotary blades of the adjustable guide vanes by transmitting its element, characterized in that the transmitting element is made in the form of a two-shouldered lever, between the shoulders of which an integral sleeve is made with it, mounted on an axis located above the outer rim of the intermediate body across the longitudinal median surface of the rack, both shoulders of the two-shouldered lever and the longitudinal axis of the power cylinder made in one plane, while one of the shoulders of the two shoulders of the lever is installed with gaps in the through holes, one of which is made in the outer rim of the power intermediate housing directly GOVERNMENTAL over the bar and the other - in the wall of the separator gas flow, in addition, on the outer rim of the intermediate body mounted and rigidly fixed sealing cap in contact with the sleeve. 2. Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что снабжен радиальными ребрами жесткости, установленными в разделителе газового потока, по обе стороны от упомянутого отверстия, выполненного в его стенке.2. The compressor of a dual-circuit gas turbine engine according to claim 1, characterized in that it is equipped with radial stiffeners installed in the gas flow separator, on both sides of the said hole made in its wall.
RU2018135651A 2018-10-10 2018-10-10 Compressor of double-flow gas turbine engine RU2696839C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018135651A RU2696839C1 (en) 2018-10-10 2018-10-10 Compressor of double-flow gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018135651A RU2696839C1 (en) 2018-10-10 2018-10-10 Compressor of double-flow gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2696839C1 true RU2696839C1 (en) 2019-08-06

Family

ID=67587102

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018135651A RU2696839C1 (en) 2018-10-10 2018-10-10 Compressor of double-flow gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2696839C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3801216A (en) * 1970-08-19 1974-04-02 Mtu Muenchen Gmbh Installation for adjusting power turbine guide blades in twin-shaft gas turbine engines, especially for the drive of motor vehicles
US4720237A (en) * 1986-02-24 1988-01-19 United Technologies Corporation Unison ring actuator assembly
RU2235914C1 (en) * 2003-02-26 2004-09-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Gas-turbine by-pass engine compressor
RU2364754C1 (en) * 2008-02-12 2009-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Compressor of bypass gas-turbine engine
RU2012125633A (en) * 2009-11-20 2013-12-27 Снекма GAS-TURBINE ENGINE HAVING A STAGE OF STATOR BLADES WITH VARIABLE INSTALLATION ANGLE WITH INDEPENDENT CONTROL

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3801216A (en) * 1970-08-19 1974-04-02 Mtu Muenchen Gmbh Installation for adjusting power turbine guide blades in twin-shaft gas turbine engines, especially for the drive of motor vehicles
US4720237A (en) * 1986-02-24 1988-01-19 United Technologies Corporation Unison ring actuator assembly
RU2235914C1 (en) * 2003-02-26 2004-09-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Gas-turbine by-pass engine compressor
RU2364754C1 (en) * 2008-02-12 2009-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Compressor of bypass gas-turbine engine
RU2012125633A (en) * 2009-11-20 2013-12-27 Снекма GAS-TURBINE ENGINE HAVING A STAGE OF STATOR BLADES WITH VARIABLE INSTALLATION ANGLE WITH INDEPENDENT CONTROL

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6523284B2 (en) Guide arrangement for a variable pitch stator blade of a turbine engine and method of assembling said arrangement
US9982547B2 (en) Guide mechanism for a gas turbine and gas turbine having such a guide mechanism
CN107269400B (en) Gas turbine engine, core engine, and method of adjusting airflow distortion therein
JP5967891B2 (en) Variable turbine nozzle system
US4135362A (en) Variable vane and flowpath support assembly for a gas turbine
CN107810311B (en) Guide vane adjusting device and turbo machine
CN112805475A (en) Turbine engine including a rotor supporting pitch blades
JP2008002469A (en) Bearing for variable-pitch stator blade
US10927699B2 (en) Variable-pitch blade control ring for a turbomachine
US10408226B2 (en) Segregated impeller shroud for clearance control in a centrifugal compressor
US20090097968A1 (en) Apparatus and method for clearance control of turbine blade tip
KR20090035606A (en) Sealing means of adjustable guide vanes
JP2017521588A (en) Turbine engine compressor with variable pitch blades
CN107795525B (en) Inner shroud and orientable blade for axial turbomachine compressor
RU2490476C2 (en) Guide stage of compressor of gas-turbine engine with blades with variable setting angle, and gas-turbine engine
GB2561765A (en) Fan module with variable-pitch blades for a turbine engine
US2842305A (en) Compressor stator assembly
US20160108737A1 (en) Blade system, and corresponding method of manufacturing a blade system
CZ72093A3 (en) Axial flow turbine
RU2696839C1 (en) Compressor of double-flow gas turbine engine
CN107100677A (en) A kind of nozzle ring assemblies of fixed blade and adjustable vane combination
US3392909A (en) Vane positioning actuator
US9790806B2 (en) Case with vane retention feature
US9464533B2 (en) Compact IGV for turboexpander application
RU2572731C2 (en) Hydraulic device of control system, such as propeller pitch change device