Компрессор газотурбинного двигателя, в частности турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей. Новизной изобретения является то, что по меньшей мере одно из отверстий в регулировочном кольце, предназначенное для введения штифтов соединительных элементов, имеет продолговатую форму и проходит в окружном направлении для обеспечения возможности перемещения штифта в отверстии во время поворота регулировочного кольца. Технический результат заключается в повышении надежности работы компрессора. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

Данное изобретение относится к компрессору газотурбинного двигателя, в частности, к компрессору высокого давления турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета.

Как известно из уровня техники, компрессор газотурбинного двигателя содержит несколько ступеней, каждая из которых содержит кольцевой ряд подвижных лопаток, установленных на валу ротора, и кольцевой ряд статорных лопаток с изменяемым углом установки, радиально наружные концы которых установлены по существу на цилиндрическом наружном кожухе.

Регулирование установки лопаток статора под определенным углом в газотурбинном двигателе выполняют для оптимизации выходной мощности указанного газотурбинного двигателя и уменьшения потребления топлива на разных этапах полета.

Каждая из указанных статорных лопаток с изменяемым углом установки на радиально наружном конце имеет радиальный стержень, центрированный и направляемый путем поворота в отверстии, выполненном в наружном кожухе. Стержень каждой лопатки присоединен с помощью коленчатого рычага к регулировочному кольцу, которое окружает наружный кожух указанного компрессора и установлено с возможностью поворота вокруг продольной оси компрессора с помощью приводного средства для сообщения статорным лопаткам поворотного перемещения вокруг осей их стержней.

Каждый коленчатый рычаг прикреплен к соответствующему стержню лопатки и содержит цилиндрический штифт, вставленный в цилиндрическое отверстие в регулировочном кольце.

Поворот регулировочного кольца вокруг его оси вызывает поворот коленчатых рычагов и лопаток вокруг оси стержня лопатки. Обычно полный угловой диапазон коленчатых рычагов составляет порядка 50°-90°. Данное кольцо также выполнено с возможностью перемещения в осевом направлении в соответствии с траекторией перемещения стержней. В этом случае все лопатки имеют одинаковое угловое положение при определенном угловом положении регулировочного кольца.

Теперь, в зависимости от скорости вращения газотурбинного двигателя необходимо обеспечить возможность регулирования угла лопаток, в частности, в зависимости от их азимутального положения, т.е. углового положения статорной лопатки в соответствующей ступени. Таким образом, углы установки лопаток, обеспечивающие максимальную выходную мощность газотурбинного двигателя, могут различаться в зависимости от азимутальных положений статорных лопаток в данной ступени.

На самом деле, газовый поток, проходящий через компрессор высокого давления, не является однородным по его окружности, причем указанный поток может иметь карманы, вызывающие потерю производительности. Кроме того, когда газотурбинный двигатель работает с высокой скоростью вращения, к статорным лопаткам прикладываются большие усилия и возникают большие крутящие моменты, которые способствуют небольшой деформации регулировочного кольца.

Целью изобретения является, в частности, обеспечение простого, эффективного и экономически выгодного решения указанной проблемы, при этом предотвращая любое гиперстатическое состояние системы, что требует наличия коленчатых рычагов, которые имеют по существу одинаковую длину.

Для достижения указанной цели предложен компрессор газотурбинного двигателя, в частности, турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета, содержащий статор с кольцевым кожухом и по меньшей мере одним кольцевым рядом статорных лопаток с изменяемым углом установки, причем каждая лопатка на радиально наружном конце имеет стержень, установленный в отверстии, выполненном в указанном кожухе, и соединенный с помощью соединительного элемента с регулировочным кольцом, установленным с возможностью поворота по оси относительно указанного кожуха, причем первый конец указанного соединительного элемента прикреплен к стержню лопатки, а второй конец имеет штифт, вставленный в отверстие в регулировочном кольце, предназначенное для введения штифтов соединительных элементов, при этом отверстие имеет продолговатую форму и проходит в окружном направлении для обеспечения возможности перемещения штифта в указанном продолговатом отверстии во время поворота регулировочного кольца.

Таким образом, в зависимости от формы указанного отверстия обеспечивается возможность регулирования угла установки каждой лопатки по отдельности или группами, при этом удерживая соединительные элементы (например, коленчатые рычаги), имеющие одинаковую длину. Такое регулирование обеспечивает возможность настройки с учетом неоднородности газового потока и устранения любых деформаций при высокой скорости вращения двигателя.

Продолговатое отверстие, проходящее в окружном направлении, не обязательно проходит исключительно в этом направлении, т.е. вдоль радиальной плоскости, перпендикулярной оси регулировочного кольца. На самом деле, продолговатое отверстие может проходить как в осевом, так и в окружном направлении.

В соответствии с одним аспектом данного изобретения указанные штифты являются цилиндрическими.

Кроме того, по меньшей мере одно из отверстий в регулировочном кольце, предназначенное для введения штифтов соединительных элементов, может иметь форму, исключающую возможность перемещения штифта в указанном отверстии.

В этом случае регулировочное кольцо может иметь по меньшей мере одно цилиндрическое отверстие, в которое вставлен цилиндрический штифт соединительного элемента, причем диаметры штифта и цилиндрического отверстия являются по существу идентичными, в дополнение к одному продолговатому отверстию, проходящему в окружном направлении, в которое вставлен другой цилиндрический штифт другого соединительного элемента.

В соответствии с первым вариантом выполнения данного изобретения указанное продолговатое отверстие в регулировочном кольце имеет первый конец, расположенный на стороне первой боковой кромки регулировочного кольца, и второй конец, расположенный на стороне второй боковой кромки регулировочного кольца, причем оба конца соединены изогнутым соединительным участком, имеющим точку перегиба.

В соответствии со вторым вариантом выполнения данного изобретения указанное продолговатое отверстие в регулировочном кольце проходит исключительно в окружном направлении.

В соответствии с третьим вариантом выполнения данного изобретения указанное продолговатое отверстие в регулировочном кольце проходит под наклоном относительно осевого направления и окружного направления.

В соответствии с четвертым вариантом выполнения данного изобретения указанное продолговатое отверстие в регулировочном кольце имеет дугообразную форму.

В соответствии с пятым вариантом выполнения данного изобретения указанное продолговатое отверстие в регулировочном кольце имеет первый конец, проходящий исключительно в окружном направлении и расположенный на стороне первой боковой кромки регулировочного кольца, и второй конец, проходящий исключительно в окружном направлении и расположенный на стороне другой боковой кромки регулировочного кольца, причем указанные концы соединены соединительным участком, проходящим под наклоном относительно окружного направления и осевого направления.

Данное изобретение также относится к газотурбинному двигателю, такому как, например, турбовинтовой или турбовентиляторный двигатель самолета, содержащему по меньшей мере один компрессор указанного типа.

Данное изобретение будет более понятным, а другие признаки, характеристики и преимущества данного изобретения станут более понятны после прочтения следующего описания, приведенного в качестве неограничительного примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг. 1 схематично изображает частичный продольный разрез компрессора высокого давления турбовентилятора, снабженного известным устройством регулирования углом установки лопаток,

фиг. 2 схематично изображает в увеличении продольный разрез устройства регулирования угла установки лопатки для ступени компрессора, показанного на фиг. 1,

фиг. 3 изображает вид в аксонометрии части регулировочного кольца,

фиг. 4 схематично изображает вид сверху участка регулировочного кольца, показанного на фиг. 3,

фиг. 5 и 6 изображают виды, подобные видам на фиг. 3 и 4, соответственно, и иллюстрируют первый вариант выполнения изобретения,

фиг. 7 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий второй вариант выполнения данного изобретения,

фиг. 8 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий третий вариант выполнения данного изобретения,

фиг. 9 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий четвертый вариант выполнения данного изобретения,

фиг. 10 схематично иллюстрирует изменение угла установки статорных лопаток в зависимости от углового положения регулировочного кольца для каждого из вариантов выполнения, показанных на фиг. 7, 8 и 9,

фиг. 11 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий пятый вариант выполнения данного изобретения,

фиг. 12 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий шестой вариант выполнения данного изобретения,

фиг. 13 изображает вид, соответствующий фиг. 4 и иллюстрирующий седьмой вариант выполнения данного изобретения.

Сначала рассмотрим фиг. 1, на которой схематично изображен разрез верхней по потоку части компрессора 10 высокого давления в соответствии с предшествующим уровнем техники, выполненный вдоль плоскости, проходящей через ось 12 вращения газотурбинного двигателя. Компрессор 10 высокого давления содержит ротор, выполненный из дисков 14, 16, 18, 20, соединенных друг с другом в осевом направлении, причем указанный ротор опирается на подшипник 22 посредством опорного узла 24.

Ниже по потоку от каждого кольцевого ряда статорных лопаток 26 с изменяемым углом установки расположен соответствующий диск. Каждая статорная лопатка имеет коаксиальные цилиндрические стержни 28, 30, расположенные на ее радиально внутреннем и наружном концах. Внутренний стержень 28 проходит во внутреннем направлении от статорной лопатки 26, при этом он является центрированным и выполнен с возможностью направления путем поворота в цилиндрической выемке кольцевого элемента статора. Наружный цилиндрический стержень 30 проходит радиально в наружном направлении, при этом он является центрированным и выполнен с возможностью направления путем поворота в цилиндрическом стержне 32 по существу цилиндрического внешнего кожуха 34 компрессора 10.

Регулирование угла установки статорных лопаток 26 ступени компрессора выполняют посредством коленчатых рычагов 36, которые выполнены с возможностью поворота посредством регулировочного кольца 38, установленного с возможностью поворота относительно кожуха 34 вокруг оси 12. Полное перемещение регулировочного кольца составляет, к примеру, от 5° до 20°. Гидравлический привод 40 обеспечивает возможность синхронного поворота нескольких регулировочных колец 38. Кольцо 38, к примеру, образовано двумя частями 39, соединенными с помощью скоб (не показаны), прикрепленных к концам указанных частей 39.

Коленчатые рычаги 36 одним концом прикреплены к радиальным стержням 30 лопаток 26, причем стержни 30 выполнены с возможностью управления путем поворота во втулках 42, установленных в стержнях 32 кожуха 34 (см. фиг. 2). Конец указанного коленчатого рычага, прикрепленный к стержню 30, удерживается в радиальном направлении на кромке 44 втулки 42 с помощью гайки 46, навинченной на конец стержня 30. На другом конце коленчатого рычага 36 выполнено отверстие, в которое с возможностью управления путем поворота вставлен цилиндрический штифт 48, который установлен в цилиндрическом отверстии 52 регулировочного кольца 38. Штифты 48 удерживаются на месте с помощью изогнутых петель 50, прикрепленных к кольцу 38. Регулировочное кольцо 38 также выполнено с возможностью поступательного перемещения в осевом направлении в соответствии с окружной траекторией штифтов 48.

Как лучше видно на фиг. 3, части 39 регулировочного кольца 38 имеют другие отверстия 54, 56, предназначенные, соответственно, для прикрепления соединительных элементов, обеспечивающих соединение друг с другом краев обеих частей 39 соединительного элемента 38 или закрепление центрирующих прокладок в направляющей на наружной поверхности кожуха.

Во время поворота регулировочного кольца 38 относительно его оси 12 обеспечивается поворот коленчатых рычагов 36 и лопаток 26 вокруг оси штифтов 28, 30 лопаток 26. При этом все лопатки 26 имеют одно и то же угловое положение, заданное угловым положением кольца 38, причем все коленчатые рычаги 36 имеют одинаковую длину.

Теперь, как изложено выше, в зависимости от скорости вращения газотурбинного двигателя необходимо обеспечить возможность регулирования угла установки лопаток 26, в частности, в зависимости от их азимутального положения, т.е. окружного положения лопатки 26 в соответствующей ступени.

Данное изобретение соответствует данному требованию благодаря наличию регулировочного кольца 38, обеспечивающего возможность регулирования угла установки лопаток 26 по отдельности или группами в зависимости от азимутального положения каждой из лопаток 26 или их групп.

Фиг. 5 и 6 иллюстрируют первый вариант выполнения изобретения, в котором отверстия одного ряда, в которые вставляются цилиндрические штифты 48, являются продолговатыми (отверстия 58), а отверстия другого ряда являются цилиндрическими (отверстия 52) и имеют диаметр (ширину), по существу равный диаметру соответствующих штифтов 48.

В частности, каждое продолговатое отверстие 58 имеет первый конец 60, расположенный на стороне первой боковой кромки или верхней по потоку кромки 62 регулировочного кольца 38, и второй конец 64, расположенный на стороне второй боковой кромки или нижней по потоку кромки 66 кольца 38, причем оба конца 60, 64 соединены изогнутым соединительным участком 68, имеющим точку перегиба.

Следовательно, во время эксплуатации угол установки лопаток 26, совмещенных с цилиндрическими отверстиями 52 или с продолговатыми отверстиями 58, изменяется различным образом в зависимости от углового положения кольца 38. Таким образом, в зависимости от формы отверстий 58 обеспечивается возможность регулирования изменения угла установки в зависимости от углового положения регулировочного кольца 38 для каждой из лопаток 26 (далее - функции изменения угла установки).

В этом случае все продолговатые отверстия 58 имеют по существу одинаковую форму, а другие отверстия 52 являются цилиндрическими. Следовательно, регулировочное кольцо 38 этого типа служит для двух групп лопаток 26, расположенных в различных азимутальных частях газотурбинного двигателя в соответствии с различным функциями изменения угла установки.

Следует отметить, что центры отверстий 52 выровнены в окружном направлении с одним из краев продолговатых отверстий 58.

Фиг. 7 иллюстрирует второй вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 регулировочного кольца 38 проходит исключительно в окружном направлении.

Фиг. 8 иллюстрирует третий вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 в кольце 38 проходит под наклоном относительно осевого направления А и окружного направления С. Если точнее, каждое продолговатое отверстие 58 проходит линейно из местоположения выше по потоку в направлении ниже по потоку (т.е. слева направо на фиг. 8) в первом направлении поворота регулировочного кольца, обозначенном стрелкой S1, указывающей направление открытия лопаток 26.

Фиг. 9 иллюстрирует четвертый вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 в регулировочном кольце 38 имеет дугообразную форму или близкую к дугообразной, если точнее, форму четверти круга. Один конец 70 каждого продолговатого отверстия 58 направлен в осевом направлении выше по потоку, тогда как другой конец 72 направлен по окружности в направлении S2, противоположном указанному направлению S1, при этом направление S2 соответствует направлению закрытия лопаток 26.

Фиг. 10 иллюстрирует функцию изменения угла установки для статорных лопаток 26, совмещенных, соответственно, с цилиндрическим отверстием 52 (кривая С1), с продолговатым отверстием 58, показанным на фиг.7 (кривая С2), с продолговатым отверстием 58, показанным на фиг. 8 (кривая С3) и с продолговатым отверстием 58, показанным на фиг. 9 (кривая С4). Функции изменения угла установки определяются кривыми, иллюстрирующими изменение углового положения (α лопатки) лопатки 26 в зависимости от углового положения регулировочного кольца 38 (α регулировочного кольца).

Следует отметить, что указанные функции изменения угла установки различаются, в частности, в зависимости от углов регулировочного кольца 38, соответствующих открытию соответствующих лопаток 26. Угол α лопатки соответствует углу коленчатых рычагов 36 относительно оси 12 газотурбинного двигателя, образованному прямой линией, проходящей через центр стержня 30 лопатки 26 и центр штифта 48, вставленного в кольцо 38. В сущности, открытое положение соответствует углу α лопатки, который является отрицательным относительно оси 12 газотурбинного двигателя с учетом того, что положительным направлением является направление против часовой стрелки, а закрытое положение соответствует углу α лопатки, который является положительным относительно оси 12 газотурбинного двигателя. Угол α лопатки = 0 соответствует положению, в котором коленчатые рычаги 36 выровнены с осью 12 газотурбинного двигателя.

Если необходимо изменить функции изменения угла установки для углов, соответствующие закрытию лопаток 26, могут быть использованы продолговатые отверстия 58, общая форма которых, как правило, является симметричной друг относительно друга или относительно оси газотурбинного двигателя, рассмотренного выше. Однако в этом случае центр отверстий 52 должен быть выровнен с другим краем продолговатых отверстий 58.

В зависимости от выбранной формы отверстий 52, 58 (цилиндрической, наклонно-прямой, дугообразной и т.д.) обеспечивается возможность применения функции изменения угла установки для соответствующих лопаток 26 в соответствии с требованиями.

Фиг. 11 иллюстрирует пятый вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 регулировочного кольца 38 имеет форму, которая симметрична форме продолговатых отверстий 58 на фиг.6 относительно радиальной плоскости, проходящей через среднюю в осевом направлении часть регулировочного кольца 38.

Фиг. 12 иллюстрирует шестой вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 в кольце 38 имеет первый конец 74, проходящий исключительно в окружном направлении и расположенный на стороне верхней по потоку кромки 62 регулировочного кольца, и второй конец 76, проходящий исключительно в окружном направлении и расположенный на стороне нижней по потоку кромки 66 регулировочного кольца 38, причем указанные концы 74, 76 соединены соединительным участком 78, проходящим наклонно относительно окружного направления С и осевого направления А.

Фиг. 13 иллюстрирует седьмой вариант выполнения данного изобретения, в котором каждое продолговатое отверстие 58 регулировочного кольца 38 имеет форму, симметричную форме продолговатых отверстий 58 на фиг.8 относительно радиальной плоскости, проходящей через среднюю в осевом направлении часть регулировочного кольца 38.

Очевидно, что в регулировочном кольце 38 могут быть выполнены продолговатые отверстия, которые можно отнести по меньшей мере к двум из рассмотренных выше типов отверстий. Могут быть использованы продолговатые отверстия 58 другой формы при условии, что они проходят, в частности, в окружном направлении С.

1. Компрессор (10) газотурбинного двигателя, в частности турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета, содержащий статор с кольцевым кожухом (34) и по меньшей мере одним кольцевым рядом статорных лопаток (26) с изменяемым углом установки, причем каждая лопатка (26) на своем радиально наружном конце имеет стержень (30), установленный в отверстии, выполненном в кожухе (34), и соединенный с помощью соединительного элемента (36) с регулировочным кольцом (38), установленным с возможностью поворота по оси относительно кожуха (34), причем первый конец указанного соединительного элемента (36) прикреплен к стержню (30) лопатки (26), а второй конец имеет штифт (48), вставленный в отверстие (52, 58) в регулировочном кольце (38), отличающийся тем, что регулировочное кольцо (38) имеет по меньшей мере одно цилиндрическое отверстие (52), в которое вставлен цилиндрический штифт (48) соединительного элемента (36) и диаметр которого по существу равен диаметру цилиндрического штифта (48), и по меньшей мере одно продолговатое отверстие (58), которое проходит в окружном направлении и в которое вставлен цилиндрический штифт (48) другого соединительного элемента (36) для обеспечения возможности перемещения указанного штифта (48) в указанном продолговатом отверстии (58) во время поворота регулировочного кольца (38).

2. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что штифты (48) являются цилиндрическими.

3. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере одно отверстие (52) из указанных отверстий (52, 58) в регулировочном кольце (38), предназначенное для введения штифтов (48) соединительных элементов (36), имеет форму, препятствующую перемещению штифта (48) в указанном отверстии (52).

4. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что первый конец (60) указанного продолговатого отверстия (58) в регулировочном кольце (38) расположен на стороне первой боковой кромки (62) регулировочного кольца (38), а его второй конец (64) расположен на стороне второй боковой кромки (66) регулировочного кольца (38), причем оба указанных конца (60, 64) соединены изогнутым соединительным участком (68), имеющим точку перегиба.

5. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что указанное продолговатое отверстие (58) в регулировочном кольце (38) проходит исключительно в окружном направлении (С).

6. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что указанное продолговатое отверстие (58) в регулировочном кольце (38) проходит наклонно относительно осевого направления (А) и окружного направления (С).

7. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что указанное продолговатое отверстие (58) в регулировочном кольце (38) имеет дугообразную форму.

8. Компрессор (10) по п. 1, отличающийся тем, что первый конец (74) указанного продолговатого отверстия (58) в регулировочном кольце (38) проходит исключительно в окружном направлении и расположен на стороне первой боковой кромки (62) регулировочного кольца (38), а его второй конец (76) проходит исключительно в окружном направлении и расположен на стороне другой боковой кромки (66) регулировочного кольца (38), причем указанные концы (74, 76) соединены соединительным участком (78), проходящим наклонно относительно окружного направления (С) и осевого направления (А).

9. Газотурбинный двигатель, такой как, например, турбовинтовой или турбовентиляторный двигатель самолета, содержащий по меньшей мере один компрессор (10) по п. 1.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к машиностроению, в частности к турбостроению, и может быть использована в паротурбинных приводах, транспортных газотурбинных двигателях, а также в турбокомпрессорах двигателей внутреннего сгорания.

Группа изобретений относится к машиностроению, в частности к турбостроению, и может быть использована в паротурбинных приводах, транспортных газотурбинных двигателях, а также в турбокомпрессорах двигателей внутреннего сгорания.

Компрессорный узел турбомашины включает воздухозаборный канал, ступень сжатия воздуха, содержащую подвижное колесо компрессора и решетку предварительной закрутки, расположенную выше по потоку от подвижного колеса компрессора для регулирования скорости воздуха в воздушном потоке на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток с регулируемым углом установки.

Компрессорный узел турбомашины включает воздухозаборный канал, ступень сжатия воздуха, содержащую подвижное колесо компрессора и решетку предварительной закрутки, расположенную выше по потоку от подвижного колеса компрессора для регулирования скорости воздуха в воздушном потоке на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток с регулируемым углом установки.

Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса, внутреннего кольца и расположенных между ними направляющих лопаток, состоящих из неподвижных стоек и поворотных закрылков.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13).

Изобретение может быть использовано для конструирования узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки 1 с внутренними цапфами 4, размещенными между наружным корпусом 2 и разъемным кольцом 3, и фторопластовые втулки 6, каждая из которых контактирует с поверхностью внутренней цапфы 4 поворотной лопатки и ответным радиальным отверстием разъемного кольца 3.

Компрессор содержит поворотные статорные лопатки. Лопатка компрессора имеет аэродинамическую часть заданного профиля по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, приведенными в масштабируемой таблице, которая выбрана из группы таблиц, состоящей из Таблиц 1-2, и в которой значения X, Y и Z декартовой системы координат являются безразмерными значениями, преобразуемыми в размерные расстояния путем умножения значений X, Y и Z декартовой системы координат на некоторое число, причем координаты X и Y представляют собой координаты, которые, будучи соединенными непрерывными дугами, определяют сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z, при этом сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z плавно соединены друг с другом с формированием полной формы аэродинамической части.

Изобретение относится к конструированию узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки, размещенные между наружным корпусом и внутренним разъемным кольцом, а также фторопластовые втулки.

Изобретение относится к высоконапорным компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высоконапорный компрессор включает в себя консольные лопатки поворотного направляющего аппарата, установленные внешними цапфами в Г-образном кольцевом ребре наружного корпуса.

Изобретение относится к турбомашинам, в частности к устройствам регулирования направляющих лопаток турбомашины. Предложено устройство для поворачивания множества направляющих лопаток, сгруппированных в кольцо, вокруг осей поворота направляющих лопаток, продолжающихся в радиальном направлении.

Изобретение относится к турбомашинам, в частности к устройствам регулирования направляющих лопаток турбомашины. Предложено устройство для поворачивания множества направляющих лопаток, сгруппированных в кольцо, вокруг осей поворота направляющих лопаток, продолжающихся в радиальном направлении.

Группа изобретений относится к машиностроению, в частности к турбостроению, и может быть использована в паротурбинных приводах, транспортных газотурбинных двигателях, а также в турбокомпрессорах двигателей внутреннего сгорания.

Группа изобретений относится к машиностроению, в частности к турбостроению, и может быть использована в паротурбинных приводах, транспортных газотурбинных двигателях, а также в турбокомпрессорах двигателей внутреннего сгорания.

Изобретение относится к установкам, содержащим турбодетандеры и приводные турбомашины, а также к способам управления такими установками. Технический результат заключается в обеспечении эффективности установки.

Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса, внутреннего кольца и расположенных между ними направляющих лопаток, состоящих из неподвижных стоек и поворотных закрылков.

Направляющий сопловый аппарат радиальной турбины турбомашины содержит первую кольцевую решетку с лопастями с фиксированным углом установки и вторую кольцевую решетку с тем же количеством лопастей с изменяемым углом установки.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13).

Предложены исполнительные устройства (300), предназначенные для изменения ориентации одной или более лопаток, и соответствующие способы разделения первой текучей среды у одного конца исполнительного стержня (310) и второй текучей среды у противоположного конца исполнительного стержня.

Группа изобретений относится к устройству регулирования газового потока при его прохождении через канал. Устройство регулирования газового потока в канале содержит множество поворотных лопаток (27, 28).

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей. Новизной изобретения является то, что по меньшей мере одно из отверстий в регулировочном кольце, предназначенное для введения штифтов соединительных элементов, имеет продолговатую форму и проходит в окружном направлении для обеспечения возможности перемещения штифта в отверстии во время поворота регулировочного кольца. Технический результат заключается в повышении надежности работы компрессора. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 13 ил.

Наверх