Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора



Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора
Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора
Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора
Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора
Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора

 


Владельцы патента RU 2519009:

ТУРБОМЕКА (FR)

Изобретение относится к вспомогательной воздушной системе компрессора центробежного или осецентробежного типа, включающего в себя ротор, имеющий ось вращения, при этом компрессор выполнен с возможностью сжатия газа-окислителя. Вспомогательная воздушная система включает в себя систему стравливания газа-окислителя, расположенную в роторе. Изобретение направлено на создание вспомогательной воздушной системы, ротора компрессора и компрессора, устойчивых к загрязнению газом-окислителем. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее изобретение относится к технической области вспомогательных воздушных систем для центробежных или осецентробежных компрессоров, и в частности к вспомогательным воздушным системам для центробежных или осецентробежных компрессоров для газовых турбин летательных аппаратов.

Обычно газовая турбина состоит из впуска воздуха, предназначенного для ввода газа-окислителя, обычно воздуха, и для переноса его к впуску компрессионной системы, которая сжимает газ-окислитель. Компрессионная система состоит по меньшей мере из одного компрессора осецентробежного или центробежного типа, при этом каждый компрессор центробежного типа включает в себя по меньшей мере один ротор, установленный на трансмиссионном валу, и по меньшей мере один статор. Газ-окислитель, сжатый компрессионной системой, смешивается с топливом и сжигается в камере сгорания. По меньшей мере одна турбина, установленная на трансмиссионном валу, превращает долю кинетической энергии газа, сжигаемого в камере сгорания, в механическую энергию, служащую по меньшей мере для приведения в действие компрессора (компрессоров). Сжигаемый газ обменивается теплом с горячими деталями, например турбиной (турбинами), которую следует охлаждать, чтобы ограничить увеличение их температуры.

В газовых турбинах типа, включающего в себя по меньшей мере один центробежный или осецентробежный компрессор, как известно, достигается это охлаждение посредством вспомогательной воздушной системы, предназначенной для стравливания газа-окислителя из статора центробежного или осецентробежного компрессора. Стравливание обычно осуществляется посредством множества стравливающих отверстий, касательных к потоку текучей среды.

Тем не менее газ-окислитель может включать в себя загрязняющие частицы, которые закупоривают стравливающие отверстия по меньшей мере частично. Этот закупоривающий эффект приводит к значительному уменьшению количества газа, которое стравливается вспомогательной воздушной системой, и, следовательно, к увеличению температуры горячих деталей, что в свою очередь приводит к уменьшению их срока службы и/или их механической прочности.

Более того, общая эффективность центробежного или осецентробежного компрессора может быть уменьшена возмущениями потока газа-окислителя вдоль ротора компрессора, например, граничным слоем газа-окислителя, контактирующим с ротором и который становится отделенным.

Первой задачей настоящего изобретения является создание вспомогательной воздушной системы, которая является устойчивой к загрязнению газом-окислителем.

Второй задачей настоящего изобретения является создание вспомогательной воздушной системы, которая позволяет улучшить поток воздуха внутри центробежного или осецентробежного компрессора.

Для решения по меньшей мере одной из двух вышеуказанных проблем предложена вспомогательная воздушная система по изобретению для встраивания в центробежный или осецентробежный компрессор, выполненный с возможностью сжатия газа-окислителя, при этом центробежный или осецентробежный компрессор включает в себя ротор, имеющий ось вращения.

Предпочтительно, вспомогательная воздушная система по изобретению включает в себя систему стравливания газа-окислителя, расположенную в роторе компрессора. Это позволяет загрязняющим частицам, которые могут находиться в газе-окислителе, центрифугировать, тем самым предотвращая или по меньшей мере ограничивая постепенное закупоривание системы стравливающей загрязняющими частицами.

Кроме того, вспомогательная воздушная система по изобретению улучшает аэродинамику компрессора благодаря улучшению потока газа-окислителя вдоль ротора.

В предпочтительном варианте осуществления вспомогательная воздушная система выполнена с возможностью встраивания в компрессор газовой турбины типа, включающего в себя камеру сгорания, выполненную с возможностью сжигания по меньшей мере сжатого газа и имеющую по меньшей мере одну горячую деталь, которая контактирует с горячим сжигаемым газом. В этом варианте вспомогательная воздушная система также включает в себя направляющую систему для направления стравливаемого газа по меньшей мере к одной из горячих деталей для уменьшения ее температуры.

В предпочтительном варианте осуществления вспомогательная воздушная система выполнена с возможностью встраивания в компрессор, имеющий наружную поверхность. В этом варианте осуществления направляющая система включает в себя по меньшей мере одну полость, внутреннюю по отношению к ротору, а система стравливания включает по меньшей мере одно отверстие, выполненное в роторе. Каждое отверстие продолжается от наружной поверхности, проходит по меньшей мере в одну полость и имеет ось.

Вспомогательная воздушная система по изобретению может также включать в себя по меньшей мере одну из следующих предпочтительных характеристик:

вспомогательная воздушная система выполнена с возможностью встраивания в компрессор газовой турбины типа, включающего в себя по меньшей мере одну турбину;

направляющая система служит для подачи стравливаемого газа в турбину;

ротор имеет ступицу, а по меньшей мере одно из отверстий выполнено в ступице;

вспомогательная воздушная система выполнена с возможностью установки в компрессоре, имеющем ротор, который включает в себя множество основных лопастей и/или промежуточных лопастей;

каждая основная лопасть имеет основную переднюю кромку;

каждая промежуточная лопасть имеет промежуточную переднюю кромку;

по меньшей мере часть по меньшей мере одного отверстия расположена аксиально относительно оси вращения между основной передней кромкой и промежуточной передней кромкой;

по меньшей мере часть по меньшей мере одного отверстия расположена аксиально относительно оси вращения и в направлении потока газа-окислителя после промежуточной передней кромки;

по меньшей мере часть по меньшей мере одного отверстия расположена аксиально относительно оси вращения впереди передних кромок основных лопастей;

каждая лопасть основного или промежуточного типа включает в себя всасывающую поверхность; и

по меньшей мере часть по меньшей мере одного отверстия расположена радиально относительно оси вращения вблизи одной из всасывающих поверхностей.

Третьей задачей настоящего изобретения является создание ротора компрессора, который является устойчивым к загрязнениям газа-окислителя.

Для этого ротор компрессора по изобретению включает в себя вышеописанную вспомогательную воздушную систему.

Четвертой задачей изобретения является создание компрессора, который является устойчивым к загрязнениям газа-окислителя.

Для этого компрессор по изобретению включает в себя вышеописанный ротор.

Пятой задачей настоящего изобретения является создание газовой турбины, которая является устойчивой к загрязнениям газа-окислителя.

Шестой задачей настоящего изобретения является обеспечение возможности оптимизации скорости потока стравливаемого газа как функции скорости вращения компрессора.

Для этого газовая турбина по изобретению включает в себя по меньшей мере один вышеописанный компрессор.

Другие характеристики и преимущества изобретения станут более понятными при прочтении последующего описания нескольких вариантов осуществления изобретения, приведенных в качестве неограничивающих примеров.

В описании приведены ссылки на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 представляет собой частичный вид в разрезе в вертикальной плоскости газовой турбины, имеющей компрессор, снабженный вспомогательной воздушной системой по изобретению;

Фиг.2 представляет собой частичный вид в разрезе ротора компрессора, снабженного вспомогательной воздушной системой по изобретению, как на фиг.1;

Фиг.3 представляет собой частичный вид ротора в плоскости III-III на фиг.2;

Фиг.4 представляет собой частичный вид ротора компрессора, снабженного вспомогательной воздушной системой по варианту изобретения, показанного в разрезе на фиг.1; и

Фиг.5 представляет собой частичный вид ротора, показанного на фиг.4 в плоскости V-V, показанной на фиг.4.

Как показано на фиг.1, газовая турбина 10 снабжена вспомогательной воздушной системой 12 по изобретению. Газовая турбина 10 предпочтительно выполнена с возможностью встраивания в летательный аппарат, например вертолет.

Общее функционирование газовой турбины 10 вообще известно и подробно не рассматривается в настоящем описании.

В показанном варианте осуществления газовая турбина 10 имеет впуск 14 для поступления газа-окислителя, обычно воздуха, и в частности, как указано ниже в настоящем описании, этим газом является атмосферный воздух.

Атмосферный воздух, включает в себя или может включать в себя загрязнения в виде взвешенных частиц, например пыли, пыльцы или паров воды.

Атмосферный воздух затем сжимается по меньшей мере посредством одного этапа сжатия. В этом варианте осуществления газовая турбина 10 имеет первый и второй центробежные компрессоры 16а и 16b, расположенные последовательно, поэтому атмосферный воздух поступает в первый центробежный компрессор 16а и воздух, сжатый первым центробежным компрессором 16а, поступает во второй центробежный компрессор 16b.

Обычно каждый центробежный компрессор 16а и 16b включает в себя ротор 18, который движется при вращении вокруг оси вращения (Х) и выполнен с возможностью ускорения газа, и статор 20, который выполнен с возможностью превращения по меньшей мере доли кинетической энергии газа в повышение давления газа.

В показанном варианте осуществления вспомогательная воздушная система 12 по изобретению устанавливается во втором центробежном компрессоре 16b, т.е. в компрессоре ниже по потоку.

Газ, сжатый по меньшей мере одним компрессором 16а, 16b, называемый как указано ниже в настоящем описании «сжатым газом», затем подается в камеру 22 сгорания, где он смешивается с топливом, а затем сжигается.

Сжигаемый газ из камеры 22 сгорания, называемый, как указано ниже в настоящем описании, «сжигаемым газом», затем подается по меньшей мере в одну турбину 24, выполненную с возможностью превращения по меньшей мере доли кинетической энергии сжигаемого газа в механическую энергию, служащую по меньшей мере для приведения в действие компрессоров 16а, 16b.

Детали, которые находятся в контакте со сгоревшим газом, образуют «горячие» детали 26. Сжигаемый газ обменивается теплом с горячими деталями 26.

Некоторые горячие детали должны охлаждаться, что ограничит увеличение их температуры, например, чтобы ограничить их повреждение. Каждая турбина 24 составляет пример горячей детали 26, увеличение температуры которой следует ограничить, чтобы избежать ее повреждения. Этот стравливаемый воздух может также использоваться для оказания давления на некоторые подшипники двигателя.

В варианте воплощения вспомогательная воздушная система 12 по изобретению устанавливается аналогичным образом в первом центробежном компрессоре 16а.

Вообще, если газовая турбина 10 имеет несколько центробежных компрессоров, вспомогательная воздушная система 12 по изобретению может устанавливаться таким же образом в каждом из центробежных компрессоров и/или в более чем одном центробежном компрессоре.

Более того, вспомогательная воздушная система 12 может быть установлена в любом типе центробежного компрессора и/или в любом типе газовой турбины, включая по меньшей мере один центробежный компрессор. Например, вспомогательная воздушная система 12 может быть установлена в газовой турбине 10 типа, включающего в себя многоступенчатый компрессор, снабженный конечной ступенью сжатия, которая является осецентробежной ступенью или центробежной ступенью.

На фиг.2 и 3 показаны подробные виды ротора 18 второго центробежного компрессора 16b, снабженного вспомогательной воздушной системой 12 по изобретению.

Известно, что ротор 18 включает в себя ступицу 28, образованную по меньшей мере частично наружной поверхностью 30, от которой продолжается множество лопастей 32а основного типа, чередующихся с лопастями 32b промежуточного типа.

Газ-окислитель проходит в ротор 18 аксиально относительно оси (Х) вращения, а затем проходит к статору 20 вдоль наружной поверхности 30. Скорость газа-окислителя увеличивается все время по мере его прохождения в результате центробежного ускорения. Газ-окислитель проходит в направлении D потока, которое направлено от конца ротора 18 выше по потоку к концу ротора ниже по потоку.

Каждая лопасть 32а, 32b обычно имеет противоположные нагнетательную и всасывающую стороны 34 и 36, которые выступают от наружной поверхности 30 ротора 18. Всасывающая сторона 36 соединена с нагнетательной стороной 34 основной передней кромкой 38а основной лопасти 32а и промежуточной передней кромкой 38b промежуточной лопасти 32b.

В изобретении вспомогательная воздушная система 12 стравливает газ-окислитель из ротора 18. Для этого вспомогательная воздушная система 12 включает в себя систему 40 стравливания газа-окислителя в роторе 18. Газ, стравливаемый системой 40 стравливания, называется «стравливаемым газом» ниже в настоящем описании.

Поток газа-окислителя вдоль лопастей 32а, 32b второго компрессора 16b проходит вдоль множества линий (не показаны) потока текучей среды. Эти линии потока текучей среды по существу находятся в контакте с наружной поверхностью 30, при этом нагнетательная сторона 34 или всасывающая сторона 36 лопастей 32а, 32b образует граничный слой 42. Граничный слой 42 чувствителен к проблеме отделения, как хорошо известно специалистам в данной области техники, что вызывает турбулентность внутри потока газа-окислителя и, следовательно, потерю эффективности центробежного компрессора.

Стравливание газа-окислителя из граничного слоя 42 служит предпочтительно для уменьшения до минимума любого риска отделения граничного слоя 42, чтобы тем самым повысить общую эффективность второго центробежного компрессора 16b и улучшить прохождение газа-окислителя вдоль лопастей 32а, 32b ротора 18.

В предпочтительном варианте осуществления вспомогательная воздушная система 12 переносит стравливаемый газ по меньшей мере к одной горячей детали 26 и предпочтительно по меньшей мере к одной турбине 24, чтобы регулировать ее температуру. Для этого вспомогательная воздушная система 12 включает в себя направляющую систему 44 для направления стравливаемого газа. Газ, направляемый направляющей системой 44, называется «направляемым газом» ниже в настоящем описании.

Посредством стравливания газа-окислителя из ротора 18 можно центрифугировать загрязняющие частицы, которые могут находиться в газе-окислителе, чтобы тем самым очистить газ-окислитель. Благодаря этому устраняется закупоривание системы 40 стравливания и тем самым со временем устраняется уменьшение количество газа-окислителя, которое стравливается.

В показанном варианте осуществления направляющая система 44 включает в себя полость 46, внутреннюю по отношению к ротору 18, а система 40 стравливания включает в себя множество распределенных под углом отверстий 48, выполненных в ступице 28 ротора 18.

В варианте изобретения, который не показан, направляющая система может включать в себя множество полостей, которые могут быть взаимосвязаны, но не обязательно. В таких обстоятельствах каждая полость может включать в себя одно или более отверстий, имеющих расположение, которое отличается от одной полости к другой.

Каждое отверстие 48 продолжается от верхней поверхности 50, расположенной в наружной поверхности 30 ротора 18, и проходит в аксиальную трубу 46. Каждое отверстие продолжается по существу вдоль своей оси (Y). Кроме того, каждое отверстие 48 предпочтительно, но не обязательно, является по существу цилиндрическим по форме, может иметь секцию, которая постоянна или которая в действительности может меняться.

В показанном варианте осуществления по меньшей мере часть каждого отверстия 48 расположена аксиально относительно оси (Х) вращения между основной передней кромкой 38а и промежуточной передней кромкой 38b. Более конкретно, верхняя поверхность 50 каждого отверстия 48 расположена аксиально относительно оси вращения (Х) между основной передней кромкой 38а и промежуточной передней кромкой 38b.

В варианте осуществления по меньшей мере часть каждого отверстия 48 расположена аксиально относительно оси (Х) вращения и в направлении D потока за промежуточной передней кромкой 38b.

Отверстия 48 могут также быть расположены между концом ротора выше по потоку и основной передней кромкой 38а.

По меньшей мере часть каждого отверстия 48 также расположена радиально относительно оси (Х) вращения вблизи всасывающей поверхности 36. Более конкретно, верхняя поверхность 50 отверстия 48 расположена радиально относительно оси (Х) вращения ближе к всасывающей поверхности 36 основной лопасти 32а, чем к нагнетательной поверхности 34 смежной основной лопасти 32а.

Как показано на фиг.4, первый угол α наклона образован для каждого отверстия как ориентированный угол, образованный между прямой линией (D1), касательной к наружной поверхности 30 и компланарной оси (Х) вращения, и осью (Y) отверстия.

Как показано на фиг.5, второй угол β наклона образован для каждого отверстия как ориентированный угол, образованный между прямой линией (D2), касательной к наружной поверхности 30 и ортогональной оси (Х) вращения, и осью (Y) отверстия.

Когда первый угол α и/или второй угол β отверстия 8 составляет от 0 до 90°, то отверстие улучшает устойчивость к загрязнению в ущерб количеству воздуха, которое стравливается вспомогательной воздушной системой 12. И наоборот, отверстие 48 увеличивает количество воздуха, которое стравливается вспомогательной воздушной системой 12, в ущерб устойчивости к загрязнениям, когда первый угол α и/или второй угол β отверстия 48 составляет от 90 до 180°.

Таким образом, можно изменить или установить компромисс между количеством газа-окислителя, которое стравливается, и устойчивостью к загрязнениям из вспомогательной воздушной системы 12 посредством воздействия на первый угол α и/или на второй угол β каждого отверстия 48, составляющих вспомогательную воздушную систему 12. Кроме того, можно отрегулировать количество газа-окислителя, которое стравливается, для заданной скорости вращения компрессора посредством воздействия на первый угол α и/или на второй угол β каждого отверстия 48, составляющих вспомогательную воздушную систему 12.

Следовательно, скорость потока воздуха, проходящего через каждое отверстие 48, может определяться посредством задания первой заданной величины первого угла α наклона и/или задания второй заданной величины второго угла β наклона. Таким образом, следует понимать, что для заданной скорости вращения компрессора величина первого угла α и/или величина второго угла β являются параметрами, которые позволяют регулировать до заданной величины скорость потока воздуха, проходящего через отверстия 48.

Естественно, вышеописанный вариант выполнения отверстий 48 не носит ограничивающий характер. Например, можно выполнить отверстия в другой части ротора 18, а не в ступице 28. Также можно выполнить отверстия 48 с различным аксиальным расположением, и/или азимутальным положением, и/или радиальным расположением, и/или первым углом α, и/или вторым углом β.

1. Вспомогательная воздушная система (12) для центробежного или осецентробежного компрессора (16b), имеющего ротор (18) с осью (Х) вращения, при этом компрессор (16b) выполнен с возможностью сжатия газа-окислителя, отличающаяся тем, что она включает в себя систему (40) стравливания газа-окислителя, расположенную в роторе (18), причем компрессор (16b) имеет наружную поверхность (30), камеру (22) сгорания, выполненную с возможностью сжигания по меньшей мере сжатого газа, по меньшей мере одну горячую деталь (26) в контакте со сжигаемым газом и направляющую систему (44) для направления стравливаемого газа к горячей детали (26) для уменьшения ее температуры, при этом направляющая система (44) включает в себя по меньшей мере одну полость (46), внутреннюю по отношению к ротору (18), и множество отверстий (48), выполненных в роторе (18), причем каждое отверстие (48) имеет ось (Y), продолжающуюся от наружной поверхности (30) и проходящую в полость (46), при этом ротор (18) имеет множество основных лопастей (32а) и промежуточных лопастей (32b), причем каждая основная лопасть (32а) имеет основную переднюю кромку (38а), а каждая промежуточная лопасть (32b) имеет промежуточную переднюю кромку, при этом по меньшей мере часть по меньшей мере одного из отверстий (48) расположена аксиально относительно оси (Х) вращения между основной передней кромкой (38а) и промежуточной передней кромкой (38b).

2. Вспомогательная воздушная система (12) по п.1 для компрессора (16b) газовой турбины (10) типа, включающего в себя по меньшей мере одну турбину (24), отличающаяся тем, что направляющая система (44) позволяет направлять стравливаемый газ в турбину (24).

3. Вспомогательная воздушная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что ротор (18) включает в себя ступицу (28), при этом по меньшей мере одно из отверстий (48) выполнено в ступице (28).

4. Вспомогательная воздушная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что каждая лопасть (32а, 32b) основного или промежуточного типа содержит противоположные всасывающую и нагнетательную поверхности (36, 34), при этом по меньшей мере часть по меньшей мере одного из отверстий (48) расположена радиально относительно оси (Х) вращения ближе к всасывающей поверхности (36) основной лопасти (32а), чем к нагнетательной поверхности (34) смежной основной лопасти (32а).

5. Вспомогательная воздушная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что поток воздуха, проходящий через каждое отверстие (48), определяется посредством задания первой заданной величины первого угла (α) наклона, образованного для каждого отверстия (48), являющегося ориентированным углом, образованным между прямой линией (D1), касательной к наружной поверхности (30) и компланарной оси (Х) вращения, и осью (Y) отверстия, и/или посредством задания второй заданной величины второго угла (β) наклона, образованного для каждого отверстия (48), являющегося ориентированным углом, образованным между прямой линией (D2), касательной к наружной поверхности (30) и ортогональной оси (Х) вращения, и осью (Y) отверстия.

6. Ротор (18) компрессора (16b), отличающийся тем, что он включает в себя вспомогательную воздушную систему (12) по п.1.

7. Компрессор (16b), отличающийся тем, что он включает в себя ротор по п.6.

8. Газовая турбина (10), отличающаяся тем, что она включает в себя компрессор (16b) по п.7.



 

Похожие патенты:

Способ определения эрозии крыльчатки центробежного турбокомпрессора ступени сжатия турбомашины. Крыльчатка (10) центробежного турбокомпрессора содержит ступицу (12), полотно (14), продолжающееся радиально от ступицы, и множество лопаток (16), установленных на крыльчатке.

Изобретение относится к компрессоростроению, в частности к конструкции рабочих колес. Рабочее колесо центробежного компрессора содержит основной диск с лопатками; закрепленный на торцевых поверхностях лопаток покрывной диск, внутренняя поверхность которого выполнена конической с прямолинейной образующей, и сформованный внутренними поверхностями основного и покрывного дисков межлопаточный канал.

Импеллер компрессорной ступени газотурбинной установки для использования внутри защитной конструкции содержит ступицу, лопасть и охватывающее ступицу кольцо. Ступица имеет шейку для восприятия вращающего усилия.

Изобретение относится к компрессоростроению и может быть использовано в центробежных компрессорах. Технический результат достигается тем, что рабочее колесо центробежного компрессора, содержащее основной диск, лопатки, выполненные загнутыми назад относительно направления движения, согласно изменению, на периферийном участке лопатки выполнены с постоянным углом наклона, причем участок с постоянным углом наклона начинается на расстоянии, равном 0,7-0,95 D2 от наружного диаметра колеса.

Рабочее колесо центробежного компрессора турбомашины имеет по меньшей мере одну лопатку (24), присоединенную к ступице (26) рабочего колеса посредством галтели (27). Лопатка продолжается вдоль хорды, образованной между передней кромкой (28) и задней кромкой лопатки.

Изобретение относится к лопастным турбомашинам и касается способа передачи потенциальной и кинетической энергии жидкой или газообразной среде. .

Изобретение относится к компрессоростроению, в частности к способам изготовления рабочего колеса центробежного компрессора. .

Изобретение относится к вентиляторостроению и позволяет при его использовании обеспечить расширение области устойчивой работы и промышленного использования вентилятора путем уменьшения вращающегося срыва в его лопаточных венцах.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к компрессоростроению, может быть использовано в конструкциях газотурбинных двигателей (ГТД) как авиационного, так и наземного применения и обеспечивает при его использовании повышение КПД ступени центробежного компрессора за счет уменьшения потерь в проточной части ступени на участке, ограниченном с одной стороны входом поворотного лопаточного диффузора, а с другой - выходом спрямляющего аппарата.

Изобретение относится к компрессоростроению и насосостроению. .

Изобретение относится к способу управления комбинированным устройством и комбинированному устройству, в котором может быть применен данный способ. Способ управления устройством 1, которое содержит, по меньшей мере, компрессорную установку 2 и/или устройство для сушки с одной стороны и систему 3 регенерации тепла с другой стороны.

Диффузор для диагонального или центробежного компрессора газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, одну лопатку (20), имеющую сторону нагнетания, сторону всасывания и первую боковую поверхность (22).

Компрессор для турбомашины содержит кожух (4), по меньшей мере, одну ступень компрессора и полости (5), выполненные в упомянутом кожухе по пути хода подвижных лопаток (1).

Газотурбинный двигатель, например двухконтурный турбореактивный двигатель, включает промежуточный кожух, содержащий выполненную в виде тела вращения внутреннюю стенку, ограничивающую с наружной стороны канал течения первичного потока воздуха и средства отбора воздуха.

Изобретение относится к испытательным стендам для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе двигателя. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Предлагаемое изобретение относится к нагнетательной части (1а) двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющей в своем составе множество лопаток (20) вентилятора и опорный диск (22) для этих лопаток. Диск выполнен с возможностью вращения по отношению к статорной части (4) вентилятора относительно продольной оси (2) этого вентилятора. Система изменения угла установки лопаток связана с каждой лопаткой вентилятора. Эти системы разрабатываются таким образом, чтобы угол установки каждой лопатки изменялся в соответствии с единым законом, который представляет собой функцию углового положения данной лопатки (20) по отношению к статорной части вентилятора относительно упомянутой продольной оси (2). Единый закон изменения угла установки лопаток является периодическим и имеет период Р=360°n, где n представляет собой целое число, превышающее или равное 1. Изобретение позволяет предельно удовлетворительным образом отреагировать на случаи неравномерного питания вентилятора воздухом, уменьшая, таким образом, опасность помпажа двигателя и падения его коэффициента полезного действия. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх