Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области двигателестроения. В спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем лопатки, установленные в корпусе компрессора, внутреннее кольцо, выполненное разборным и коническим относительно продольной оси газотурбинного двигателя, в котором по окружности выполнены прорези, в которых установлены хвостовики лопаток, уплотнительное кольцо, выполненное разборным и за одно целое с внутренним кольцом, с образованием между ними кольцевой полости, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных в кольцевой полости, выполнены поперечные прорези, в которых установлен упругий кольцевой элемент, выполненный разборным, причем между лопатками в зазорах между внутренним кольцом и упругим кольцевым элементом установлено по упругому распорному элементу, с контактом по их близлежащим поверхностям, при этом со стороны боковой поверхности каждого из упругих распорных элементов, обращенной к турбине газотурбинного двигателя, выполнено по осевому выступу, концевые участки которых выходят за пределы кольцевой полости через сквозные отверстия, выполненные в ее боковой стенке, причем радиальный размер каждого из сквозных отверстий превышает или равен максимальному радиальному размеру упругого распорного элемента, кроме того, на осевых выступах упругих распорных элементов выполнено по радиальному выступу, торец которого контактирует с внутренней поверхностью боковой стенки кольцевой полости. Достигается повышение ремонтопригодности и технологичности изготовления спрямляющего аппарата, а также повышение надежности его работы посредством регулирования жесткостных характеристик в процессе доводки двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к спрямляющим аппаратам компрессора газотурбинного двигателя.

В качестве наиболее близкого аналога (прототипа) выбран спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя, содержащий лопатки, установленные в корпусе компрессора, внутреннее кольцо, выполненное разборным и коническим относительно продольной оси газотурбинного двигателя, в котором по окружности выполнены прорези, в которых установлены хвостовики лопаток, уплотнительное кольцо, выполненное разборным и за одно целое с внутренним кольцом, с образованием между ними кольцевой полости (см. рис. 3.41. на стр. 81 учебного пособия: Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. - М: Машиностроение, 1974, 520 с.).

Основные недостатки существующего технического решения следующие. Низкая ремонтопригодность и технологичность спрямляющего аппарата, т.е. поврежденные лопатки невозможно заменить из-за паяного соединения с внутренним кольцом и поэтому меняется сектор или половина аппарата. Также пайка при изготовлении может приводить к поводкам и изменению геометрии лопатки, поэтому требуется сложный технологический процесс. Паянный спрямляющий аппарат обладает единственной жесткостной характеристикой, поэтому его сложно в процессе доводки двигателя отстроить от резонансных колебаний лопаток, приводящих к преждевременному их разрушению и снижению надежности его работы.

Техническими результатами, достигаемыми при использовании настоящего изобретения, является повышение ремонтопригодности и технологичности изготовления спрямляющего аппарата, а также повышение надежности его работы посредством регулирования жесткостных характеристик в процессе доводки двигателя.

Указанные технические результаты достигаются тем, что в известном спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем лопатки, установленные в корпусе компрессора, внутреннее кольцо, выполненное разборным и коническим относительно продольной оси газотурбинного двигателя, в котором по окружности выполнены прорези, в которых установлены хвостовики лопаток, уплотнительное кольцо, выполненное разборным и за одно целое с внутренним кольцом, с образованием между ними кольцевой полости, согласно настоящему изобретению, на участках лопаток, расположенных в кольцевой полости, выполнены поперечные прорези, в которых установлен упругий кольцевой элемент, выполненный разборным, причем между лопатками, в зазорах между внутренним кольцом и упругим кольцевым элементом установлено по упругому распорному элементу, с контактом по их близлежащим поверхностям, при этом со стороны боковой поверхности каждого из упругих распорных элементов, обращенной к турбине газотурбинного двигателя, выполнено по осевому выступу, концевые участки которых выходят за пределы кольцевой полости через сквозные отверстия, выполненные в ее боковой стенке, причем радиальный размер каждого из сквозных отверстий превышает или равен максимальному радиальному размеру упругого распорного элемента, кроме того на осевых выступах упругих распорных элементов выполнено по радиальному выступу, торец которого контактирует с внутренней поверхностью боковой стенки кольцевой полости.

Такое выполнение устройства позволяет повысить ремонтопригодность за счет того, что поврежденные лопатки можно менять по отдельности, а не заменять сектор, либо половину аппарата, который может содержать неповрежденные лопатки. При сборке спрямляющего аппарата не требуются паяные соединения, что упрощает технологический процесс. Простота доводки такого спрямляющего аппарата от разрушения по резонансным колебаниям лопаток обеспечивается регулированием усилия упругого кольцевого элемента, что повышает в целом его надежность при работе.

Преимущественно выполнение упругого кольцевого элемента из двух полуколец, соединенных по торцам посредством соединения шип-паз. Это позволяет придать дополнительную жесткость соединения полуколец спрямляющего аппарата.

Преимущественно на концевых участках осевых выступов упругих распорных элементов, выходящих за пределы кольцевой полости выполнить по дополнительному радиальному выступу, перекрывающему сквозное отверстие в боковой стенке кольцевой полости. Это позволяет минимизировать перетечки воздуха из полости высокого давления в полость низкого давления, что повышает эффективность работы спрямляющего аппарата.

На фигуре чертежа изображен продольный разрез заявленного спрямляющего аппарата компрессора газотурбинного двигателя.

Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя, содержит лопатки 1, установленные в корпусе 2 компрессора, внутреннее кольцо 3, выполненное разборным и коническим относительно продольной оси газотурбинного двигателя, в котором по окружности выполнены прорези 4, в которых установлены хвостовики 5 лопаток 1, уплотнительное кольцо 6, выполненное разборным и за одно целое с внутренним кольцом 3 (посредством радиальных выступов, соединенных по торцам, например методом сварки), с образованием между ними кольцевой полости.

На участках лопаток 1, расположенных в кольцевой полости, выполнены поперечные прорези 7, в которых установлен упругий кольцевой элемент 8, выполненный разборным (в частности из двух полуколец, соединенных по торцам посредством соединения шип-паз).

Между лопатками 1, в зазорах между внутренним кольцом 3 и упругим кольцевым элементом 8 установлено по упругому распорному элементу 9, с контактом по их близлежащим поверхностям. Со стороны боковой поверхности каждого из упругих распорных элементов 9, обращенной к турбине (в правую сторону) газотурбинного двигателя, выполнено по осевому выступу 10, концевые участки 11 которых выходят за пределы кольцевой полости через сквозные отверстия 12, выполненные в ее боковой стенке (т.е. в радиальном выступе внутреннего кольца 3), причем радиальный размер каждого из сквозных отверстий 12 превышает или равен максимальному радиальному размеру упругого распорного элемента 9 (для монтажа/демонтажа последнего).

На осевых выступах 10 упругих распорных элементов 9 выполнено по радиальному выступу 13, торец которого контактирует с внутренней поверхностью боковой стенки кольцевой полости (т.е. с внутренней поверхностью радиального выступа внутреннего кольца 3).

На концевых участках 11 осевых выступов 10 упругих распорных элементов 9, выходящих за пределы кольцевой полости выполнено по дополнительному радиальному выступу 14, перекрывающему сквозное отверстие 12 в боковой стенке кольцевой полости.

Замена поврежденной(ных) лопатки(ток) 1 осуществляется следующим образом. Вынимаются упругие распорные элементы 9 путем приложения усилия (в сторону продольной оси газотурбинного двигателя в случае выполнения радиальных выступов 13 со стороны наружной поверхности осевых выступов 10) на концевые участки 11 до вывода радиальных выступов 13 из зацепа с боковой стенкой кольцевой полости. Далее извлекается сам упругий распорный элемент 9 через сквозное отверстие 12. Затем вынимаются полукольца упругого кольцевого элемента 8 из поперечных прорезей 7 хвостовиков 5 лопаток 1. После чего вынимаются лопатка(ки) 1 из внутреннего кольца 3. Происходит замена поврежденной(ных) лопатки(ток) 1. Сборка осуществляется в обратном порядке.

1. Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя, содержащий лопатки, установленные в корпусе компрессора, внутреннее кольцо, выполненное разборным и коническим относительно продольной оси газотурбинного двигателя, в котором по окружности выполнены прорези, в которых установлены хвостовики лопаток, уплотнительное кольцо, выполненное разборным и за одно целое с внутренним кольцом, с образованием между ними кольцевой полости, отличающийся тем, что на участках лопаток, расположенных в кольцевой полости, выполнены поперечные прорези, в которых установлен упругий кольцевой элемент, выполненный разборным, причем между лопатками в зазорах между внутренним кольцом и упругим кольцевым элементом установлено по упругому распорному элементу, с контактом по их близлежащим поверхностям, при этом со стороны боковой поверхности каждого из упругих распорных элементов, обращенной к турбине газотурбинного двигателя, выполнено по осевому выступу, концевые участки которых выходят за пределы кольцевой полости через сквозные отверстия, выполненные в ее боковой стенке, причем радиальный размер каждого из сквозных отверстий превышает или равен максимальному радиальному размеру упругого распорного элемента, кроме того, на осевых выступах упругих распорных элементов выполнено по радиальному выступу, торец которого контактирует с внутренней поверхностью боковой стенки кольцевой полости.

2. Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что упругий кольцевой элемент выполнен из двух полуколец, соединенных по торцам посредством соединения шип-паз.

3. Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что на концевых участках осевых выступов упругих распорных элементов, выходящих за пределы кольцевой полости, выполнено по дополнительному радиальному выступу, перекрывающему сквозное отверстие в боковой стенке кольцевой полости.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям входных устройств, и может быть использовано в прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ПВРД). Разработано входное устройство для подвода воздуха в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, состоящее из прямоугольного корпуса, в головной части которого на верхней и нижней образующих его гранях шарнирно установлены две обечайки, внутри корпуса установлен пространственный клин, равный по ширине корпусу воздухозаборника и состоящий из граней, образующих две поверхности сжатия, две поверхности, регулирующие сечение горла, и две замыкающие поверхности, при этом каждая грань, образующая поверхность сжатия пространственного клина, состоит из (N-1) сегментов, соединенных между собой шарнирно, где N - число скачков уплотнения, при этом первые сегменты двух поверхностей сжатия пространственного клина соединены между собой шарнирно, каждый сегмент состоит из двух частей: ответной, выполненной в виде пластины с направляющим пазом, и основной, выполненной в виде пластины и телескопически входящей в ответную часть с возможностью перемещения относительно друг друга, при этом длинасегмента, основной и ответной частей выбираются из условия , где - длина основной и ответной частей, L - длина сегмента, грани поверхностей регулирования сечения горла входного устройства с одной стороны соединены шарнирно с (N-1)-м сегментом каждой поверхности сжатия, а с другой стороны соединены шарнирно с гранями замыкающих поверхностей, при этом грани замыкающих поверхностей соединены между собой шарнирно, каждый из (N-1) сегментов поверхности сжатия, а также грани замыкающих поверхностей соединены с центральной консольной балкой с помощью системы тяг управляемой длины: одна из частей первой и (N-1)-й сегментов поверхностей сжатия соединены с центральной балкой тягами управляемой длины, ответные части и основные части остальных 2…(N-2) сегментов поверхностей сжатия соединены с центральной консольной балкой тягами управляемой длины, грани замыкающих поверхностей пространственного клина соединены с центральной балкой посредством тяг управляемой длины.

иможет быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Воздушный охладитель наддувочного воздуха в двигателе внутреннего сгорания (1) содержит теплообменник (5), вентилятор (7), подводящий (11) и отводящий (13) трубопроводы и впускной коллектор (3).

Лопаточный узел компрессора осевой турбомашины включает стенку, ограничивающую кольцевой поток турбомашины в радиальном направлении и содержащую скрепляющее гнездо, лопатку и скрепляющий слой. Лопатка закреплена в скрепляющем гнезде и проходит радиально, а скрепляющий слой, окружает лопатку и расположен между лопаткой и гнездом.

Лопаточный узел компрессора осевой турбомашины включает стенку, ограничивающую кольцевой поток турбомашины в радиальном направлении и содержащую скрепляющее гнездо, лопатку и скрепляющий слой. Лопатка закреплена в скрепляющем гнезде и проходит радиально, а скрепляющий слой, окружает лопатку и расположен между лопаткой и гнездом.

Композиционная лопатка компрессора осевой турбомашины содержит лопасть, проходящую в радиальном направлении в потоке турбомашины и включающую переднюю и заднюю кромки, а также основную часть между ними и усилительный элемент с расположенной выше по потоку частью, имеющей постоянную толщину и C-образное радиальное сечение и образующей переднюю кромку лопасти.

Композиционная лопатка компрессора осевой турбомашины содержит лопасть, проходящую в радиальном направлении в потоке турбомашины и включающую переднюю и заднюю кромки, а также основную часть между ними и усилительный элемент с расположенной выше по потоку частью, имеющей постоянную толщину и C-образное радиальное сечение и образующей переднюю кромку лопасти.

Статор авиационного газотурбинного двигателя содержит кольцевой ряд неподвижных лопаток и кольцевой ряд стоек, а также кольцевой ряд лопаток с изменяющимся углом установки. Задние кромки неподвижных лопаток находятся в первой плоскости, поперечной к оси статора и находящейся ниже по потоку от второй плоскости, поперечной к оси статора и проходящей через передние кромки стоек.

Статор авиационного газотурбинного двигателя содержит кольцевой ряд неподвижных лопаток и кольцевой ряд стоек, а также кольцевой ряд лопаток с изменяющимся углом установки. Задние кромки неподвижных лопаток находятся в первой плоскости, поперечной к оси статора и находящейся ниже по потоку от второй плоскости, поперечной к оси статора и проходящей через передние кромки стоек.

Предложены нагнетательное устройство, способное подавлять возникновение шума в статоре, при этом существенно повышая эффективность нагнетания, и наружный блок, использующий его. Настоящее изобретение содержит: раструбную часть (11), расположенную на предварительно определенном расстоянии в радиальном направлении относительно внешнего окружного конца пропеллерного вентилятора (FN); и диффузорную часть (12), установленную на стороне дальше по ходу раструбной части (11) и имеющую площадь пути протекания, которая увеличивается от стороны ближе по ходу по направлению к стороне дальше по ходу с повышенным коэффициентом увеличения, чем коэффициент увеличения площади пути протекания в расположенном дальше по ходу конце раструбной части (11); и статорную часть (2F), имеющую множество статоров (22), причем статорная часть (2F) размещена в диффузорной части (12).

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 двигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям и может быть использовано на современных самолетах, морских судах и танках. К техническому результату относится повышение износоустойчивости элементов двигателя при сохранении высокого КПД газотурбинного двигателя внутреннего сгорания с воспламенением от сжатия.
Наркология
Наверх