RU2810172C1 - Компрессор авиационного двигателя и конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора - Google Patents

Abstract

Предложена конструкция (2) для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, которая удерживает регулируемую лопатку (3) статора в заданном положении во время работы компрессора, тем самым улучшая пневматические характеристики компрессора. Конструкция (2) для фиксации положения регулируемой лопатки статора содержит установочный участок (5), ограничительный участок (7) и участок (6) передачи усилия, причем установочный участок (5) расположен в монтажном отверстии (11) корпуса (1), ограничительный участок (7) имеет форму конуса и, таким образом, входит в коническое отверстие (12), образованное в верхней части хвостовика регулируемой лопатки (3) статора, а участок (6) передачи усилия присоединен между установочным участком (5) и ограничительным участком (7) для передачи нагрузки от ограничительного участка (7) к установочному участку (5). 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к аэрокосмической отрасли, в частности, к компрессору авиационного двигателя и к конструкции для фиксации положения регулируемой лопатки статора.

ПРЕДПОСЫЛКИ

В настоящее время в компрессорах для авиационных двигателей, применяемых как внутри страны, так и за рубежом, лопатки статора нескольких первых ступеней обычно выполнены в виде регулируемых лопаток статора для увеличения запаса прочности компрессора высокого давления при любых условиях работы, при этом угол установки лопатки необходимо регулировать в зависимости от рабочих режимов в процессе эксплуатации регулируемых лопаток статора для обеспечения достаточного запаса прочности компрессора высокого давления, и тем самым обеспечения надежной работы всего механизма. Наружный хвостовик регулируемой лопатки статора установлен в отверстии для монтажа указанного хвостовика, образованном в корпусе статора, причем между лопаткой и отверстием для монтажа лопатки, образованным в корпусе, как правило, предусмотрена неметаллическая легко изнашиваемая втулка, предотвращающая истирание между металлической лопаткой и металлическим корпусом, при этом хвостовик лопатки и втулка, а также втулка и отверстие для установки лопатки, образованное в корпусе статора, обычно взаимодействуют при посадке с небольшим зазором. Однако в известном уровне техники существуют следующие проблемы:

1) Во время рабочего процесса регулируемая лопатка статора будет наклоняться под действием потока воздуха, и ось хвостовика лопатки будет смещена относительно расчетного значения, поэтому положение лопатки будет смещено относительно ожидаемого, уменьшая эффект спрямления воздушного потока;

2) Фактический установочный зазор между каждой лопаткой и втулкой, втулкой и отверстиями для монтажа лопатки в корпусе будет неизбежно отличаться в окружном направлении одной и той же ступени, по причине разброса допусков. Данное различие, с одной стороны, вызывает различие в степенях наклона регулируемых лопаток статора одной и той же ступени под действием воздушного потока, что приводит к разному эффекту спрямления воздушного потока, обеспечиваемому каждой лопаткой одной и той же ступени в окружном направлении, а с другой стороны, вызывает различие в силах сопротивления, создаваемых при повороте лопаток в каждой ступени, приводя в процессе работы к разным углам установки каждой лопатки в одной и той же ступени, что влияет на аэродинамические характеристики;

3) По мере работы двигателя износ между лопаткой и втулкой, втулкой и корпусом приводит к дальнейшему увеличению зазора между указанными элементами, и проблемы, упомянутые выше в пунктах 1) и 2), неизбежно усугубляются.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Целью изобретения является создание конструкции для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, которая смогла бы решить техническую проблему известного уровня техники и обеспечить удерживание регулируемой лопатки статора в заданном положении, когда компрессор авиационного двигателя находится в рабочем режиме, тем самым, улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

Вышеуказанная цель изобретения может быть достигнута посредством конструкции для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, при этом указанная конструкция содержит установочный участок, ограничительный участок и участок передачи усилия, причем установочный участок расположен в монтажном отверстии корпуса, ограничительный участок выполнен в форме конуса для установки в коническое отверстие, образованное в верхней части хвостовика регулируемой лопатки статора, а участок передачи усилия соединяет между собой установочный участок и ограничительный участок, обеспечивая передачу нагрузки от ограничительного участка к установочному участку.

Согласно вышеуказанному техническому решению, конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненная в соответствии с изобретением, обладает следующими полезными техническими эффектами: регулируемая лопатка статора может удерживаться в заданном положении, когда компрессор авиационного двигателя находится в рабочем режиме, тем самым, улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

В частности, изобретение обеспечивает конструкцию для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, при этом указанная конструкция регулируемой лопатки статора закреплена на корпусе и ограничена в движении элементом, соответствующим верхнему отверстию (коническому отверстию) в наружном хвостовике регулируемой лопатки статора, причем конус ограничительного участка входит в коническое отверстие, образованное в верхней части хвостовика регулируемой лопатки статора, обеспечивая силу реакции, когда регулируемая лопатка статора стремится к наклону, для сдерживания указанной лопатки, что может предотвратить отклонение и смещение регулируемой лопатки статора от заданного положения под действием потока воздуха во время работы, а также улучшить обеспечение угла установки лопаток в одной и той же ступени, тем самым улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

Предпочтительно, установочный участок имеет форму втулки и входит в монтажное отверстие при посадке с натягом.

В соответствии с вышеуказанным техническим решением, конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненная согласно изобретению, обладает следующими полезными техническими эффектами: установочный участок и конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора могут быть точно расположены в монтажном отверстии, образованном в корпусе.

Предпочтительно, угол конусности ограничительного участка составляет от 45° до 135°.

В соответствии с вышеуказанным техническим решением, конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненная согласно изобретению, обладает следующими полезными техническими эффектами: возможность сохранения положения регулируемой лопатки статора может быть дополнительно улучшена путем установления соответствующего угла конусности ограничительного участка.

Предпочтительно, коэффициент линейного расширения материала конструкции для фиксации положения регулируемой лопатки статора превышает или равен коэффициенту линейного расширения материала корпуса или регулируемой лопатки статора.

В соответствии с вышеуказанным техническим решением, конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненная согласно изобретению, обладает следующими полезными техническими эффектами: обеспечивается гарантия того, что в рабочем режиме компрессора авиационного двигателя установочная поверхность не выйдет из зацепления.

Предпочтительно, участок передачи усилия является участком открытого типа.

В соответствии с вышеуказанным техническим решением, конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненная согласно изобретению, обладает следующими полезными техническими эффектами: отсутствует препятствие перемещению рычага.

Предпочтительно, угол раскрытия участка передачи усилия представляет собой максимальный угол перемещения рычага для регулировки угла установки регулируемой лопатки статора, плюс заданный допуск.

В соответствии с вышеуказанным техническим решением, конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненная согласно изобретению, обладает следующими полезными техническими эффектами: с большей эффективностью не препятствует перемещению рычага.

Предпочтительно, отношение высоты участка передачи усилия к высоте ограничительного участка составляет от 3 до 8.

В соответствии с вышеуказанным техническим решением, конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненная согласно изобретению, обладает следующими полезными техническими эффектами: может быть улучшен ограничивающий эффект ограничительного участка, и регулируемая лопатка статора может более эффективно удерживаться в заданном положении, когда компрессор авиационного двигателя находится в рабочем режиме, что улучшает в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

Предпочтительно, конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора работает, когда компрессор авиационного двигателя находится в рабочем режиме, удерживая регулируемую лопатку статора в заданном положении.

В соответствии с вышеуказанным техническим решением, конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненная согласно изобретению, обладает следующими полезными техническими эффектами: предотвращает отклонение и смещение регулируемой лопатки статора из заданного положения, обусловленное воздушным потоком во время работы компрессора авиационного двигателя, тем самым улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

Вышеуказанная цель изобретения также может быть достигнута посредством компрессора авиационного двигателя, причем указанный компрессор содержит конструкцию для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненную в соответствии с любым из предыдущих аспектов.

В соответствии с вышеуказанным техническим решением, компрессор авиационного двигателя обладает следующими полезными техническими эффектами: регулируемая лопатка статора может удерживаться в заданном положении, когда компрессор авиационного двигателя находится в рабочем режиме, тем самым улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

Предпочтительно, между хвостовиком и установочным участком регулируемой лопатки статора расположена втулка.

В соответствии с вышеуказанным техническим решением, компрессор авиационного двигателя обладает следующими полезными техническими эффектами: износ между регулируемой лопаткой статора и конструкцией для фиксации положения регулируемой лопатки статора может быть эффективным образом исключен.

ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На Фиг. 1 представлен частичный схематический вид в разрезе компрессора авиационного двигателя, согласно варианту выполнения изобретения.

На Фиг. 2 представлен схематический вид в разрезе конструкции для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, согласно варианту выполнения изобретения.

СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

1 - корпус

2 - конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора

3 - регулируемая лопатка статора

4 - втулка

5 - установочный участок

6 - участок передачи усилия

7 - ограничительный участок

8 - рычаг

11 - монтажное отверстие

12 - коническое отверстие

М - высота участка передачи усилия

N - высота ограничительного участка

ΔТ - зазор

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Ниже описаны конкретные варианты выполнения настоящего изобретения. Следует отметить, что при конкретном описании указанных вариантов выполнения, в целях краткости изложения, в настоящем описании могут быть не раскрыты детально все признаки фактических вариантов выполнения. Следует понимать, что в процессе непосредственной реализации любого варианта выполнения, как и в процессе любого инженерного или конструкторского проекта, для достижения конкретных целей разработчика и удовлетворения системных или производственных ограничений, часто принимаются различные конкретные решения, которые могут варьироваться от одной реализации к другой. Кроме того, понятно также, что несмотря на то, что такие действия, предпринятые в процессе разработки, могут быть сложными и трудоемкими для тех специалистов в данной области техники, которые имеют отношение к раскрытию настоящего изобретения, изменения в конструкции, процессе изготовления или производстве, сделанные на основании технического содержания, раскрытого в настоящем изобретении, являются всего лишь обычными техническими средствами, которые не следует относить к недостаточному раскрытию сущности настоящего изобретения.

Если не указано иное, технические или научные термины, используемые в формуле изобретения и описании, следует рассматривать в их обычном значении, понятном специалистам в данной области техники, к которой относится настоящее изобретение. Такие термины, как «первый», «второй» и т.д., применяемые в описании и формуле изобретения настоящей заявки на выдачу патента, не указывают на какой-либо порядок, количество или приоритет, а используются только для обозначения различных компонентов. Единственное число не указывает на количественное ограничение, а скорее указывает на наличие по меньшей мере одного элемента. Такие термины, как «включает», «содержит» и т.д. означают, что элемент или объект, указанный перед термином «включает» или «содержит», охватывает элемент или объект, упомянутый после термина «включает» или «содержит» и их эквиваленты, и не исключает другие компоненты или объекты. Такие термины, как «соединять», «контактировать» и т.д., не ограничены физическими или механическими соединениями, а также прямыми или непосредственными соединениями.

Следует понимать, что выражение «конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора» относится к конструкции, которая может быть использована для сохранения положения регулируемой лопатки статора.

На Фиг. 1 представлен частичный схематический вид в разрезе компрессора авиационного двигателя, согласно варианту выполнения изобретения. На Фиг. 2 представлен схематический вид в разрезе конструкции для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, согласно варианту выполнения изобретения. Следует отметить, что для лучшего представления позиционной взаимосвязи между конструкцией 2 для фиксации положения регулируемой лопатки статора, регулируемой лопаткой 3 статора и корпусом 1, на Фиг. 1 показана только часть, а не вся регулируемая лопатка 3 статора, то есть показан весь хвостовик указанной лопатки и небольшая часть корпуса лопатки.

Как изображено на Фиг. 1 и Фиг. 2, в одном варианте выполнения изобретения, конструкция 2 для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя содержит установочный участок 5, ограничительный участок 7 и участок 6 передачи усилия, причем установочный участок 5 расположен в монтажном отверстии 11 (то есть отверстии для установки хвостовика регулируемой лопатки статора) корпуса 1 (то есть корпуса компрессора авиационного двигателя), ограничительный участок 7 выполнен в форме конуса для установки в коническом отверстии 12, образованном в верхней части хвостовика регулируемой лопатки 3, а участок 6 передачи усилия соединяет между собой установочный участок 5 и ограничительный участок 7, обеспечивая передачу нагрузки от указанного участка 7 к указанному участку 5.

Согласно вышеуказанному техническому решению, конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненная в соответствии с изобретением, обладает следующими полезными техническими эффектами: регулируемая лопатка статора может удерживаться в заданном положении, когда компрессор авиационного двигателя находится в рабочем режиме, тем самым в определенной степени улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

В частности, настоящее изобретение обеспечивает конструкцию для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя. Конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора закреплена в корпусе и ограничена элементом, соответствующим верхнему отверстию (коническому отверстию), образованному в наружном хвостовике регулируемой лопатки статора, причем коническая часть ограничительного участка входит в коническое отверстие, образованное в верхней части хвостовика регулируемой лопатки статора, обеспечивая силу реакции, когда указанная лопатка стремится к наклону, для ограничения регулируемой лопатки статора, что может предотвратить отклонение регулируемой лопатки статора и смещение ее из заданного положения под действием потока воздуха в процессе эксплуатации, а также улучшить практическую реализацию угла установки лопаток в одной и той же ступени, тем самым улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

Как изображено на Фиг. 1 и Фиг. 2, в некоторых вариантах выполнения установочный участок 5 имеет форму втулки и входит в монтажное отверстие 11 при посадке с натягом, так что установочный участок и конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора могут быть точно установлены в монтажном отверстии корпуса.

Как изображено на Фиг. 1 и Фиг. 2, в некоторых вариантах выполнения угол конусности ограничительного участка 7 составляет от 45° до 135°. Путем установки подходящего угла конусности ограничительного участка способность удерживать положение регулируемой лопатки статора может быть дополнительно улучшена.

Как изображено на Фиг. 1 и Фиг. 2, в некоторых вариантах выполнения угол конусности ограничительного участка 7 составляет 60°. Путем выбора предпочтительного угла конусности ограничительного участка способность удерживать положение регулируемой лопатки статора может быть дополнительно улучшена.

В некоторых вариантах выполнения, коэффициент линейного расширения материала конструкции 2 превышает или равен коэффициенту линейного расширения материала корпуса 1 или регулируемой лопатки 3 статора. В некоторых вариантах выполнения, материал конструкции 2 такой же, как материал корпуса 1 или регулируемой лопатки 3 статора. В некоторых других вариантах выполнения, материал конструкции 2 отличается от материала корпуса 1 или регулируемой лопатки 3 статора, и в этом случае коэффициент линейного расширения материала, выбранного для указанной конструкции 2, должен превышать или быть равен коэффициенту линейного расширения материала корпуса 1 или регулируемой лопатки 3 статора, чтобы гарантировать, что установочная поверхность не выйдет из зацепления, когда компрессор авиационного двигателя находится в фактическом рабочем режиме.

Как изображено на Фиг. 1 и Фиг. 2, в некоторых вариантах выполнения участок 6 передачи усилия является участком открытого типа, что означает, что указанный участок 6 имеет не полностью цилиндрическую форму, а по существу С-образную форму в его поперечном сечении, чтобы не препятствовать перемещению рычага 8.

В некоторых вариантах выполнения угол раскрытия участка 6 передачи усилия представляет собой максимальный угол перемещения рычага 8 для регулировки угла установки регулируемой лопатки статора, плюс заранее заданный допуск, чтобы не препятствовать более эффективному перемещению рычага 8.

Следует отметить, что «рычаг» является важной частью компрессора авиационного двигателя, с помощью которой можно регулировать угол установки регулируемой лопатки статора. Например, если максимальный угол перемещения рычага 8 для регулировки угла установки регулируемой лопатки статора составляет 80°, а заданный допуск составляет 10°, то угол раскрытия участка 6 передачи усилия составляет 90°.

В некоторых вариантах выполнения, отношение высоты М участка 6 передачи усилия к высоте N ограничительного участка 7 составляет от 3 до 8. Указанный диапазон отношения высоты участка передачи усилия к высоте ограничительного участка может обеспечить улучшение сдерживающего эффекта ограничительного участка, и регулируемая лопатка статора может более эффективно удерживаться в заданном положении, когда компрессор авиационного двигателя находится в рабочем режиме, тем самым улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

В некоторых вариантах выполнения, отношение высоты М участка 6 передачи усилия к высоте N ограничительного участка 7 равно 5. Указанное отношение высоты участка передачи усилия к высоте ограничительного участка может обеспечить улучшение сдерживающего эффекта ограничительного участка, и регулируемая лопатка статора может более эффективно удерживаться в заданном положении, когда компрессор авиационного двигателя находится в рабочем режиме, тем самым улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

Например, высота М участка 6 передачи усилия составляет 25 мм, высота N ограничительного участка 7 составляет 5 мм, а высота L установочного участка 5 составляет 10 мм.

Разумеется, упомянутые выше высота участка передачи усилия, высота ограничительного участка и высота установочного участка являются лишь предпочтительным вариантом высоты каждого участка, применяемой в конструкции для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненной согласно настоящей заявке. На основании настоящего описания заявки специалисты в данной области техники могут понять, что другие подходящие значения высоты каждого участка также могут быть применены, что не выходит за пределы объема формулы изобретения настоящей заявки.

Как изображено на Фиг. 1, в некоторых вариантах выполнения, конструкция 2 для фиксации положения регулируемой лопатки статора работает, когда компрессор авиационного двигателя находится в рабочем режиме, удерживая регулируемую лопатку 3 статора в заданном положении для предотвращения отклонения и смещения указанной лопатки из заданного положения под действием потока воздуха во время работы компрессора авиационного двигателя, тем самым улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

Как изображено на Фиг. 1, в некоторых вариантах выполнения, когда конус ограничительного участка 7 входит в коническое отверстие 12, образованное в верхней части хвостовика регулируемой лопатки 3 статора, между фланцем установочного участка 5 и корпусом 1 может существовать зазор ΔT, который должен регулироваться размерной цепью таким образом, чтобы В качестве альтернативы, в зазоре может быть предусмотрена уплотнительная шайба для обеспечения дополнительной надежности сборочного узла.

Как изображено на Фиг. 2, в некоторых вариантах выполнения установочный участок 5, участок 6 передачи усилия и ограничительный участок 7 могут быть выполнены одинаковой или различной толщины. Установочный участок 5, участок 6 передачи усилия и ограничительный участок 7 могут быть выполнены как единое целое или в виде сваренных друг с другом секций, и даже для каждой секции могут быть выбраны разные материалы.

Как изображено на Фиг. 1, в некоторых вариантах выполнения, наличие конструкции 2 для фиксации положения регулируемой лопатки статора может увеличить сопротивление повороту регулируемой лопатки 3 статора. После завершения процесса сборки следует проверить поворотные свойства регулируемой лопатки статора, чтобы убедиться, что лопатки, расположенные в разных положениях в одной и той же ступени, обладают одинаковой подвижностью при повороте.

Как изображено на Фиг. 1, в одном варианте выполнения изобретения компрессор авиационного двигателя содержит конструкцию 2 для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя. Конструкция 2 для фиксации положения регулируемой лопатки статора содержит установочный участок 5, ограничительный участок 7 и участок 6 передачи усилия, причем установочный участок 5 расположен в монтажном отверстии 11 корпуса 1, ограничительный участок 7 выполнен в форме конуса для установки в коническое отверстие 12, образованное в верхней части хвостовика регулируемой лопатки 3 статора, а участок 6 передачи усилия соединяет между собой установочный участок 5 и ограничительный участок 7 для передачи нагрузки от указанного участка 7 к указанному участку 5.

Согласно вышеуказанному техническому решению, компрессор авиационного двигателя обладает следующими полезными техническими эффектами: регулируемая лопатка статора может удерживаться в заданном положении, когда компрессор авиационного двигателя находится в рабочем режиме, тем самым улучшая в определенной степени аэродинамические характеристики компрессора высокого давления.

Как изображено на Фиг. 1, в некоторых вариантах выполнения компрессор авиационного двигателя дополнительно содержит втулку 4, расположенную между хвостовиком и установочным участком 5 регулируемой лопатки 3 статора, так что можно эффективным образом избежать износа между указанной лопаткой и конструкцией для фиксации положения регулируемой лопатки статора.

Как изображено на Фиг. 1, в некоторых вариантах выполнения радиально внутренняя концевая поверхность установочного участка 5 соединена с радиально наружной концевой поверхностью монтажного отверстия 11 (на Фиг. 1 направление вниз представляет собой радиально-внутреннее направление, а направление вверх представляет собой радиально-наружное направление), чтобы обеспечить радиальное позиционирование установочного участка 5. Как изображено на Фиг. 1, в некоторых вариантах выполнения, внутренний диаметр установочного участка 5 и наружный диаметр втулки 4 взаимодействуют при посадке с небольшим зазором. Как изображено на Фиг. 1, в некоторых вариантах выполнения радиально наружная концевая поверхность установочного участка 5 соединена с радиально внутренней концевой поверхностью втулки 4, чтобы обеспечить радиальное позиционирование втулки 4.

Выше были описаны конкретные варианты выполнения предложенного изобретения, но специалисты в данной области техники должны понимать, что упомянутые выше конкретные варианты выполнения не ограничивают настоящее изобретение, и на основании вышеуказанного раскрытия специалистами в данной области техники могут быть выполнены различные модификации, не выходящие за пределы объема изобретения.

Claims (10)

1. Конструкция для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, содержащая установочный участок, ограничительный участок и участок передачи усилия, при этом установочный участок расположен в монтажном отверстии корпуса, ограничительный участок имеет форму конуса для установки в коническое отверстие, образованное в верхней части хвостовика регулируемой лопатки статора, а участок передачи усилия присоединен между установочным участком и ограничительным участком для передачи нагрузки от ограничительного участка к установочному участку.

2. Конструкция по п. 1, в которой установочный участок выполнен в форме втулки и входит в монтажное отверстие с посадкой с натягом.

3. Конструкция по п. 1, в которой угол конусности ограничительного участка составляет от 45° до 135°.

4. Конструкция по п. 1, в которой коэффициент линейного расширения материала указанной конструкции превышает коэффициент линейного расширения материала корпуса или регулируемой лопатки статора или равен ему.

5. Конструкция по п. 1, в которой участок передачи усилия является участком открытого типа.

6. Конструкция по п. 5, в которой угол раскрытия участка передачи усилия представляет собой максимальный угол перемещения рычага для регулировки угла установки регулируемой лопатки статора плюс заданный допуск.

7. Конструкция по п. 1, в которой отношение высоты участка передачи усилия к высоте ограничительного участка составляет от 3 до 8.

8. Конструкция по п. 1, которая при нахождении компрессора авиационного двигателя в рабочем режиме работает, удерживая регулируемую лопатку статора в заданном положении.

9. Компрессор авиационного двигателя, содержащий конструкцию для фиксации положения регулируемой лопатки статора в компрессоре авиационного двигателя, выполненную по любому из предыдущих пунктов.

10. Компрессор по п. 9, также содержащий втулку, расположенную между указанным хвостовиком регулируемой лопатки статора и установочным участком.