Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащий такой узел



Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащий такой узел
Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащий такой узел

Владельцы патента RU 2711204:

САФРАН ЭРКРАФТ ЭНДЖИНЗ (FR)

Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя содержит конструктивную стойку и спрямляющую лопатку, находящуюся со стороны корытца конструктивной стойки и содержащую переднюю кромку, заднюю кромку и среднюю линию, проходящую между передней кромкой и задней кромкой. Лопатка и стойка распложены радиально вокруг оси газотурбинного двигателя и образуют между собой канал прохождения воздуха. Конструктивная стойка содержит входной конец относительно направления прохождения воздуха в канале, имеющий профиль спрямляющей лопатки и содержащий переднюю кромку, выровненную с передней кромкой лопатки, и выступ, находящийся в корытце стойки и образующий в канале горло, на входе в которое канал сходится и на выходе из которого канал расходится. Площадь сечения канала на уровне горла составляет от 0,7 до 0,9 площади сечения канала на уровне передних кромок лопатки и стойки. Другое изобретение группы относится к двухконтурному газотурбинному двигателю, включающему указанный выше узел спрямления воздушного потока. Группа изобретений позволяет исключить появление скачка уплотнения и срыва пограничного слоя воздушного потока в канале между конструктивной стойкой и спрямляющей лопаткой. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к узлу спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя, содержащему спрямляющие лопатки и одну или несколько конструктивных стоек. Изобретение находит свое применение, в частности, для двухконтурных газотурбинных двигателей.

Уровень техники

Двухконтурный газотурбинный двигатель, используемый в качестве силовой установки в области авиации, показан на фиг. 1а. Он содержит вентилятор 10, выдающий воздушный поток, центральная часть которого, называемая потоком FP первого контура, поступает на компрессор 12, который питает турбину 14, вращающую вентилятор.

Периферическая часть воздушного потока, называемая потоком FS второго контура, выбрасывается в атмосферу, создавая основную часть тяги газотурбинного двигателя 1, пройдя перед этим через венец 20 с неподвижными лопатками 21, расположенный на выходе вентилятора. Этот венец, называемый спрямляющей решеткой 20 (известной также под английским сокращением OGV от “Outlet Guide Vane”), позволяет спрямлять воздушный поток второго контура на выходе вентилятора, максимально ограничивая при этом потери.

На этой же фигуре показана конструктивная стойка 30, которая соединяет обечайку 16 промежуточного корпуса со ступицей 17 промежуточного корпуса, обеспечивая, таким образом, поддержание и удержание в положении приводного(ых) вала(ов) 18 и конструктивную прочность всего узла. Функцией конструктивной стойки является также обеспечение передачи движения или текучих сред между газотурбинным двигателем и остальной частью летательного аппарата, на котором он установлен. Для этого конструктивная стойка является полой и позволяет прокладывать в ней трубопроводы, трансмиссионные валы и т.д.

Существуют несколько типов конструктивных стоек в зависимости от их роли и от их положения в газотурбинном двигателе.

Например, так называемые «главные» конструктивные стойки, основной функцией которых является крепление газотурбинного двигателя под крылом самолета, расположены на «6 часов» и на «12 часов», то есть вертикально относительно самолета, находящегося на горизонтальной площадке (терминология использована по аналогии с положением стрелок часов).

Основной функцией так называемых «вспомогательных» конструктивных стоек является не крепление газотурбинного двигателя, а передача мощности, и они являются полыми для прохождения трансмиссионного вала. Эти стойки расположены, например, на «8 часов», то есть под углом относительно вертикали.

Все типы конструктивных стоек служат также для прокладки вспомогательного оборудования от газотурбинного двигателя к остальной части самолета, то есть, например, масляных трубопроводов, топливных трубопроводов и т.д.

Чтобы уменьшить массу газотурбинного двигателя и улучшить его характеристики, было предложено объединить функции решетки спрямления потока второго контура и конструктивной стойки в одной детали, причем для всех типов конструктивных стоек.

Как показано на фиг. 1b, были предложены так называемые «интегрированные» спрямляющие лопатки, образованные конструктивной стойкой в данном случае вышеупомянутого вспомогательного типа, входная часть которой выполнена обтекаемой, чтобы иметь аэродинамический профиль спрямляющей лопатки.

Такая конструктивная стойка имеет части, которые обусловлены геометрической формой и которыми являются:

- входная концевая часть 31, геометрия которой должна быть геометрией спрямляющей лопатки, и

- полая зона 34 для прокладки вспомогательного оборудования, в которой расположены трубопроводы, трансмиссионные валы и т.д. Эта зона должна быть рассчитана с учетом большого числа условий, таких как габариты вспомогательного оборудования, функциональные и монтажные зазоры, толщина материала и т.д., и ее называют не подлежащей изменениям (или в английской терминологии: “keep-out zone”), то есть она должна оставаться без изменений в случае изменения геометрии конструктивной стойки.

Соблюдение этих условий заставляет предусматривать для конструктивной стойки геометрию, существенно загромождающую каналы прохождения воздуха, образованные спрямляющими лопатками, находящимися с двух сторон от стойки.

В частности, присутствие не подлежащей изменению зоны на выходе обтекаемой части стойки образует выступ 35 со стороны корытца стойки, который перекрывает канал прохождения воздуха, находящийся между корытцем стойки и лопаткой 21.

Как показано на фиг. 1с, воздушный поток в этом канале сильно ускоряется и достигает сверхзвуковой скорости на уровне горла. Резкий переход между дозвуковой скоростью в канале и сверхзвуковой скоростью в воздушном кармане может привести к образованию скачка уплотнения О, приводящего к большой потере напора.

Кроме того, в этой геометрии можно также наблюдать срыв D пограничного слоя воздушного потока на выходе из горла, что тоже приводит к потерям напора и, следовательно, к снижению характеристик спрямляющей решетки.

Следовательно, существует потребность в преодолении проблем, создаваемых этой геометрией.

Раскрытие сущности изобретения

Задача изобретения состоит в устранении вышеуказанных недостатков, присущих известным техническим решениям, за счет создания узла для спрямления воздушного потока, имеющего улучшенные аэродинамические характеристики по сравнению с известными решениями.

Задача изобретения состоит в создании узла, спрямляющего воздушный поток, геометрия которого позволяет устранить риски появления скачка уплотнения и срыва пограничного слоя воздушного потока.

В связи с этим объектом изобретения является узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя, содержащий:

- конструктивную стойку, и

- по меньшей мере одну спрямляющую лопатку, находящуюся со стороны корытца конструктивной стойки и содержащую переднюю кромку, заднюю кромку и среднюю линию, проходящую между передней кромкой и задней кромкой,

при этом лопатка и стойка распложены радиально вокруг оси газотурбинного двигателя и образуют между собой канал прохождения воздуха,

при этом конструктивная стойка содержит:

- входной конец относительно направления прохождения воздуха в канале, имеющий профиль спрямляющей лопатки и содержащий переднюю кромку, выравненную с передней кромкой лопатки, и

- выступ, находящийся в корытце стойки и образующий в канале горло, на входе в которое канал сходится и на выходе из которого канал расходится,

причем площадь сечения канала на уровне горла составляет от 0,7 до 0,9 площади сечения канала на уровне передних кромок лопатки и стойки.

Предпочтительно, но факультативно заявленный спрямляющий узел дополнительно имеет по меньшей мере один из следующих отличительных признаков:

- площадь сечения канала на уровне горла составляет от 0,75 до 0,85 площади сечения канала на уровне передних кромок лопатки и стойки.

- площадь сечения канала на уровне горла составляет от 0,79 до 0,81 площади сечения канала на уровне передних кромок лопатки и стойки.

- горло канала имеет осевое положение xгорла, определяемое как:

x горла = x 1/2emaх ±0.05c

где x1/2emax является осевым положением сечения максимальной толщины стойки со стороны корытца, и с является длиной осевой хорды спрямляющей лопатки,

а осевое положение сечения максимальной толщины стойки со стороны корытца заключено между осевым положением передней кромки и осевым положением задней кромки лопатки.

Объектом изобретения является также двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий решетку спрямления потока второго контура, содержащую множество лопаток, расположенных радиально вокруг оси газотурбинного двигателя, и по меньшей мере одну конструктивную стойку, при этом по меньшей мере одна конструктивная стойка и одна лопатка спрямляющей решетки образуют описанный выше узел спрямления воздушного потока.

Предложенный узел спрямления воздушного потока имеет улучшенные аэродинамические характеристики.

Предложенное соотношение между сечением воздушного канала между конструктивной стойкой и спрямляющей лопаткой на уровне горла и сечением на уровне передних кромок стойки и лопатки задает для лопатки оптимальную среднюю линию.

Действительно, при большем соотношении спрямляющая лопатка будет слишком изогнутой. В результате получают канал большого сечения на уровне горла и после него, что, как было указано выше, приводит к ускорению воздушного потока при прохождении через горло и к возможности созданию ударной волны и появления срыва пограничного слоя воздушного потока на выходе из горла.

При меньшем соотношении спрямляющая лопатка является менее изогнутой. В результате получают меньшее сечение канала на уровне горла с меньшим расходом воздуха. Хотя это и препятствует образованию ударной волны, уменьшение расхода воздуха в этом канале приводит к перераспределению общего расхода воздуха потока второго контура в спрямляющей решетке, что создает нарушения статического давления на входе спрямляющей решетки, которые могут отрицательно повлиять на аэродинамические и аэроакустические характеристики вентилятора.

Определенное таким образом соотношение является оптимизированным, чтобы избегать явления ударной волны и срыва пограничного слоя и чтобы минимизировать уменьшение расхода в канале между стойкой и спрямляющей лопаткой.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки, задачи и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве иллюстративного и неограничивающего примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1а (уже описана) схематично показан двухконтурный газотурбинный двигатель;

на фиг. 1b (уже описана) показан развернутый схематичный вид узла, содержащего конструктивную стойку между двумя лопатками решетки спрямления потока второго контура;

на фиг. 1с (уже описана) представлены аэродинамические последствия выполнения слишком изогнутой спрямляющей лопатки со стороны корытца конструктивной стойки;

на фиг. 2а показан узел спрямления воздушного потока согласно варианту осуществления изобретения;

на фиг. 2b схематично показан газотурбинный двигатель согласно варианту осуществления изобретения.

Осуществление изобретения

На фиг. 2b показан двухконтурный газотурбинный двигатель 1, содержащий, как было указано выше, вентилятор 10 и спрямляющую решетку 20 типа OGV для спрямления потока второго контура FS, поступающего из вентилятора 10.

Спрямляющая решетка содержит множество лопаток 21, равномерно распределенных вокруг кольца (не показано) с центром на оси Х-Х газотурбинного двигателя, соответствующей оси приводного вала.

Кроме того, газотурбинный двигатель 1 содержит по меньшей мере одну конструктивную стойку 30, более подробно описанную ниже.

Каждый узел, содержащий конструктивную стойку 30 и спрямляющую лопатку 21, смежную с указанной стойкой со стороны ее корытца, называется узлом спрямления воздушного потока и более детально показан на фиг. 2а.

Лопатка 21 и конструктивная стойка 30 расположены вокруг оси Х-Х газотурбинного двигателя, при этом на фиг. 2а представлен развернутый вид углового сектора вокруг оси Х-Х, занимаемого лопаткой 21 и стойкой 30. Лопатка 21 и конструктивная стойка 30 образуют между собой канал прохождения воздушного потока второго контура.

Классически, лопатка 21 содержит переднюю кромку 22, заднюю кромку 23 и среднюю линию 24, проходящую от передней кромки к задней кромке, при этом средняя линия является линией на половине расстояния между поверхностью корытца и поверхностью спинки лопатки.

Отмечается также угол α изгиба, определяемый в каждой точке средней линии как угол между касательной к средней линии в этой точке и осью Х-Х газотурбинного двигателя.

Предпочтительно лопатка 21 выполнена таким образом, чтобы иметь не равный нулю угол α на уровне ее передней кромки.

Конструктивная стойка 30 представляет собой тип «интегрированной спрямляющей лопатки», то есть содержит входную концевую часть 31, имеющую профиль спрямляющей лопатки.

В частности, входная концевая часть 31 имеет переднюю кромку 31, выравненную с передними кромками лопаток 21 спрямляющей решетки 20, то есть находящуюся на одном уровне с ними относительно оси Х-Х, и имеет по меньшей мере на уровне своей передней кромки такую же толщину и такой же угол изгиба, что и лопатка 21 спрямляющей решетки 20.

Кроме того, конструктивная стойка 30 содержит выходную часть 33, выполненную за одно целое с входной концевой частью 31 и непосредственно смежную с ней.

Предпочтительно конструктивная стойка 30 является стойкой вспомогательного типа, то есть ее основной функцией является передача движущей силы от газотурбинного двигателя на остальную часть самолета.

В связи с этим, чтобы выдерживать усилия, порождаемые при этой передаче движущей силы, стенки выходной части 33, смежной с частью 31, предпочтительно выполнены литыми. Кроме того, выходная часть 33 содержит полую зону 34, называемую не подлежащей изменению зоной, предназначенной для прокладки вспомогательного оборудования и, в частности, одного или нескольких трансмиссионных валов и, в случае необходимости, трубопроводов, соединений и т.д.

Таким образом, входная часть 31 конструктивной стойки образует одну из лопаток 21 спрямляющей решетки 20 газотурбинного двигателя. Если газотурбинный двигатель содержит несколько идентичных конструктивных стоек 30, распределенных вокруг оси Х-Х, предпочтительно он содержит столько же спрямляющих узлов, таких, как показанный на фиг. 2а, каждый из которых содержит конструктивную стойку и смежную с ней спрямляющую лопатку со стороны корытца стойки.

Как показано на фиг. 2а, соединение между профилированной входной концевой частью 31 и полой зоной 34 образует на стороне корытца конструктивной стойки 30 выступ 35, который сужает сечение канала, расположенного между стойкой 30 и лопаткой 21. Рассматриваемое сечение является сечением в развернутом виде углового сектора вокруг оси Х-Х, занимаемого лопаткой 21 и стойкой 30, то есть двухмерной зоной, образованной пересечением между каналом, проходящим между лопаткой 21 и стойкой 30, и цилиндром с осью Х-Х, имеющим радиус, равный значению между радиусом ножки лопатки и радиусом вершины лопатки, предпочтительно находящийся в пределах от 5 до 95% радиальной высоты лопатки и стойки, при этом указанное пересечение было затем развернуто.

Обозначим x1/2emax осевое положение сечения стойки 30, поперечного к оси Х-Х, имеющего максимальную толщину со стороны корытца стойки, причем эта толщина измерена между средней линией и поверхностью со стороны корытца. Поскольку это сечение стойки с максимальной толщиной является результатом выполнения выступа 35 и полой зоны 34, оно находится в осевом положении, заключенном между осевыми положениями передней кромки 22 и задней кромки 23 лопатки 21.

Если начало оси, относительно которой измеряют осевое положение x1/2emax, приведено к передней кромке лопатки, то математически можно записать:

0.0< x 1/2emaх 1.0c

где с является осевой хордой лопатки, то есть расстоянием, измеренным в направлении оси Х-Х между передней кромкой и задней кромкой лопатки.

Эта геометрия стойки 30 образует в канале, проходящем между стойкой 30 и лопаткой 21, горло, то есть зону минимального сечения канала, на входе в которую канал является сходящимся и имеет сечение, уменьшающееся в направлении от входа к выходу относительно направления прохождения воздушного потока, и на выходе из которой канал является расходящимся и имеет сечение, увеличивающееся в направлении от входа к выходу.

Обозначим xгорла осевое положение горла канала, Агорла - площадь сечения канала на уровне горла, и Авхода - площадь входного сечения, находящегося на уровне передних кромок 22 и 32.

Площадь сечения канала вычисляют как интеграл, - на высоте канала, измеренной в радиальном направлении вокруг оси Х-Х, - расстояния между корытцем стойки и спинкой лопатки в рассматриваемом сечении.

Авторы изобретения определили, что аэродинамические характеристики узла спрямления воздушного потока зависят от степени сужения канала между входным сечением и сечением горла.

В частности, чтобы избежать скачка уплотнения и срыва пограничного слоя, соотношение между площадью Агорла сечения канала на уровне горла и площадью Авхода сечения канала на входе должно быть меньше 0,9.

Кроме того, чтобы избежать нарушений статического давления в спрямляющей решетке 20, связанных со слишком слабым расходом в канале, находящемся между стойкой 30 и лопаткой 21, это соотношение должно превышать 0,7.

Таким образом, можно записать:

0.7 A горла A входа 0.9

Предпочтительно

0.75 A горла A входа 0.85

Еще предпочтительнее

0.79 A горла A входа 0.81

Действительно, авторы изобретения установили, что для некоторых двигателей оптимальное значение этого соотношения может быть равно 0.8.

Кроме того, положение горла должно быть близким к осевому положению сечения максимальной толщины со стороны корытца стойки 30, в частности:

x горла = x 1/2emaх ±0.05c

При фиксированной геометрии спрямляющей стойки 30 положение горла и площадь сечения канала в горле позволяют определить среднюю линию лопатки 21 и, следовательно, определить также геометрию лопатки.

Таким образом, изобретением предложено определение параметров спрямляющего узла, позволяющее оптимизировать аэродинамические характеристики этого узла.

1. Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя, содержащий:

- конструктивную стойку (30) и

- по меньшей мере одну спрямляющую лопатку (21), находящуюся со стороны корытца конструктивной стойки (30) и содержащую переднюю кромку (22), заднюю кромку (23) и среднюю линию (24), проходящую между передней кромкой и задней кромкой,

при этом лопатка и стойка распложены радиально вокруг оси (Х-Х) газотурбинного двигателя и образуют между собой канал прохождения воздуха,

при этом конструктивная стойка (30) содержит:

- входной конец (31) относительно направления прохождения воздуха в канале, имеющий профиль спрямляющей лопатки (21) и содержащий переднюю кромку (32), выровненную с передней кромкой (22) лопатки, и

- выступ (35), находящийся в корытце стойки (30) и образующий в канале горло, на входе в которое канал сходится и на выходе из которого канал расходится,

отличающийся тем, что площадь (Агорла) сечения канала на уровне горла составляет от 0,7 до 0,9 площади (Авхода) сечения канала на уровне передних кромок (22, 32) лопатки (21) и стойки (30).

2. Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя по п. 1, в котором площадь (Агорла) сечения канала на уровне горла составляет от 0,75 до 0,85 площади (Авхода) сечения канала на уровне передних кромок (22, 32) лопатки (21) и стойки (30).

3. Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя по п. 2, в котором площадь (Агорла) сечения канала на уровне горла составляет от 0,79 до 0,81 площади (Авхода) сечения канала на уровне передних кромок (22, 32) лопатки (21) и стойки (30).

4. Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя по одному из пп. 1-3, в котором горло канала имеет осевое положение xгорла, определяемое как

x горла = x 1/2emaх ±0.05c ,

где x1/2emax является осевым положением сечения максимальной толщины стойки со стороны корытца, и с является длиной осевой хорды спрямляющей лопатки,

а осевое положение сечения максимальной толщины стойки со стороны корытца заключено между осевым положением передней кромки и осевым положением задней кромки лопатки.

5. Двухконтурный газотурбинный двигатель (1), содержащий решетку (20) спрямления потока второго контура, содержащую множество лопаток (21), расположенных радиально вокруг оси (Х-Х) газотурбинного двигателя, и по меньшей мере одну конструктивную стойку (30), отличающийся тем, что по меньшей мере одна конструктивная стойка (30) и одна лопатка (21) спрямляющей решетки образуют узел спрямления воздушного потока по одному из пп. 1-4.



 

Похожие патенты:

Сопловой аппарат турбины содержит лопатки статора турбины и уплотнительный элемент. Каждая лопатка содержит аэродинамический участок, загнутый участок и бандажный участок, соединенный с аэродинамическим участком через загнутый участок, и образована путем соединения керамического материала с волокнистой тканью.

Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит расположенные последовательно первый лопаточный ротор, лопаточный статор и второй лопаточный ротор.

Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД) наземного и авиационного применения. В узле промежуточного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного между компрессором и турбиной, содержащего два кольцевых канала для подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания и от выносной камеры сгорания к турбине через соответствующие патрубки, в отличие от известного кольцевой канал подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания расположен внутри кольцевого канала подвода газа от выносной камеры сгорания к турбине и снабжен наклонной торцевой стенкой, а в диффузоре канала расположены разделитель потока и направляющие пластины.

Осевая турбомашина содержит компрессор со статором, включающий стенку, а также круглый или полукруглый ряд лопаток статора. Стенка выполнена круглой или в виде дуги окружности и содержит направляющую поверхность, предназначенную для направления потока турбомашины.

Угловой сектор статора с лопатками газотурбинного двигателя с осевым компрессором содержит сектор наружного кольца, предназначенный для установки на кожухе газотурбинного двигателя, сектор внутреннего кольца и венец лопаток статора.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами.

Газовая турбина включает уплотнительный элемент для уплотнения зазора между переходной частью и торцевой стенкой сопел в сопловой решетке первой ступени турбины, причем торцевая стенка сопел имеет уплотнительную канавку.

Сектор статора турбины содержит множество лопаток из композитного материала, содержащего волоконное армирование, уплотненное матрицей, первую и вторую платформы. Каждая лопатка имеет аэродинамический профиль, а платформы имеют вид дуг окружностей и изготовлены из композитного материала, содержащего волоконное армирование, уплотненное матрицей.

Спрямляющий аппарат вентилятора содержит множество лопаток статора, которые прикреплены к корпусу турбовентиляторного двигателя. Если комбинация типа лопатки статора и типа лопатки статора для одной ограничивающей проточный канал пластины является такой же, как комбинация типа лопатки первой лопатки статора и типа лопатки статора для другой ограничивающей проточный канал пластины, положения первых боковых соединительных участков ограничивающей проточный канал пластины и вторых боковых соединительных участков ограничивающей проточный канал пластины указанных одной ограничивающей проточный канал пластины и другой ограничивающей проточный канал пластины совпадают друг с другом.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к кольцевому элементу (13) корпуса газотурбинного двигателя. Внутренняя сторона (14) ограничивает проточный тракт для рабочей текучей среды газотурбинного двигателя.

Сопловой аппарат турбины содержит лопатки статора турбины и уплотнительный элемент. Каждая лопатка содержит аэродинамический участок, загнутый участок и бандажный участок, соединенный с аэродинамическим участком через загнутый участок, и образована путем соединения керамического материала с волокнистой тканью.

Сопловой аппарат турбины содержит лопатки статора турбины и уплотнительный элемент. Каждая лопатка содержит аэродинамический участок, загнутый участок и бандажный участок, соединенный с аэродинамическим участком через загнутый участок, и образована путем соединения керамического материала с волокнистой тканью.

Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит расположенные последовательно первый лопаточный ротор, лопаточный статор и второй лопаточный ротор.

Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит расположенные последовательно первый лопаточный ротор, лопаточный статор и второй лопаточный ротор.

Лопатка (10) соплового аппарата (8) газотурбинного двигателя (1) содержит перо (12), содержащее стенку (16) корытца и стенку (14) спинки, и вставку (20), расположенную между стенкой (16) корытца и стенкой (14) спинки.

Сектор для сборки ступени турбины содержит центральную и периферийную части, лопатки, прикрепленные между ними, а также первую и вторую боковые стороны, противоположные друг другу.

Осевая турбомашина содержит компрессор со статором, включающий стенку, а также круглый или полукруглый ряд лопаток статора. Стенка выполнена круглой или в виде дуги окружности и содержит направляющую поверхность, предназначенную для направления потока турбомашины.

Осевая турбомашина содержит компрессор со статором, включающий стенку, а также круглый или полукруглый ряд лопаток статора. Стенка выполнена круглой или в виде дуги окружности и содержит направляющую поверхность, предназначенную для направления потока турбомашины.

Угловой сектор статора с лопатками газотурбинного двигателя с осевым компрессором содержит сектор наружного кольца, предназначенный для установки на кожухе газотурбинного двигателя, сектор внутреннего кольца и венец лопаток статора.

Угловой сектор статора с лопатками газотурбинного двигателя с осевым компрессором содержит сектор наружного кольца, предназначенный для установки на кожухе газотурбинного двигателя, сектор внутреннего кольца и венец лопаток статора.

Лопатка ротора газотурбинного двигателя, содержащая аэродинамический профиль, определенный плоскими участками аэродинамического профиля, уложенными в радиальном направлении, причем каждый участок аэродинамического профиля располагается радиально на высоте H, где высота H выражается в процентах от полной высоты аэродинамического профиля и идентифицируется своим углом λ стреловидности и своим углом наклона лопатки в тангенциальном направлении ν, где угол λ стреловидности изменяется в зависимости от высоты H таким образом, что угол λ стреловидности достигает максимального значения на высоте HλM, причем значение HλM лежит в диапазоне 5-40%, и угол λ стреловидности увеличивается от 0% до HλM, и где угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν варьируется в зависимости от H таким образом, что указанный угол ν представляет собой убывающую функцию высоты H для высот H, лежащих в диапазоне от 0% до значения Hν1, причем значение Hν1 лежит в диапазоне 10-40%.

Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя содержит конструктивную стойку и спрямляющую лопатку, находящуюся со стороны корытца конструктивной стойки и содержащую переднюю кромку, заднюю кромку и среднюю линию, проходящую между передней кромкой и задней кромкой. Лопатка и стойка распложены радиально вокруг оси газотурбинного двигателя и образуют между собой канал прохождения воздуха. Конструктивная стойка содержит входной конец относительно направления прохождения воздуха в канале, имеющий профиль спрямляющей лопатки и содержащий переднюю кромку, выровненную с передней кромкой лопатки, и выступ, находящийся в корытце стойки и образующий в канале горло, на входе в которое канал сходится и на выходе из которого канал расходится. Площадь сечения канала на уровне горла составляет от 0,7 до 0,9 площади сечения канала на уровне передних кромок лопатки и стойки. Другое изобретение группы относится к двухконтурному газотурбинному двигателю, включающему указанный выше узел спрямления воздушного потока. Группа изобретений позволяет исключить появление скачка уплотнения и срыва пограничного слоя воздушного потока в канале между конструктивной стойкой и спрямляющей лопаткой. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх