JP4465769B2

JP4465769B2 - Variable stator vane for axial flow compressor

Info

Publication number: JP4465769B2
Application number: JP2000002638A
Authority: JP
Inventors: 浩介磯村
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2000-01-11
Filing date: 2000-01-11
Publication date: 2010-05-19
Anticipated expiration: 2020-01-11
Also published as: JP2001193696A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、軸流圧縮機静翼の迎え角を不均一に変化させる可変静翼装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ジェットエンジン等の軸流圧縮機における翼列では、図３に模式的に示したように、流れは、翼列を通過する間に、流入速度Ｖ₁から流出速度Ｖ₂まで減速し、その間流入角β₁から流出角β₂まで方向を変える。流入速度が翼弦となす角度αは迎え角と呼ばれる。また、翼列に対する流入速度Ｖ₁は、流入空気の軸方向速度Ｖｚと翼列の周方向速度とのベクトル和であり、周方向速度が同一の場合でも、軸方向速度Ｖｚが小さいほど翼列に対する迎え角αが大きくなる。
【０００３】
航空機用ジェットエンジンでは、飛行状態によって動翼列の周方向速度ばかりでなく、流入空気の軸方向速度Ｖｚも大きく変動する。そのため、迎え角αの増大による流れの剥離やこれに起因するサージングを防ぐために、図４に模式的に示すように、１段目に可変入口静翼（ＶａｒｉａｂｌｅＩｎｌｅｔＧｕｉｄｅＶａｎｅ：ＶＩＧＶ）や、その後方の数段に可変静翼（ＶａｒｉａｂｌｅＳｔａｔｉｃＶａｎｅ：ＶＳＶ）を付けて、空気流の動翼列に対する迎え角αを適正範囲に調節する場合がある。
すなわち、可変入口静翼や可変静翼（以下、可変静翼装置）では、静翼列を構成する各静翼１と、エンジンを囲むリング２が一定の長さのアーム３（取付角可変アーム）で連結されており、リング２を周方向に移動してアーム３を介して各静翼１を揺動させるようになっている。
なお、かかる可変静翼装置は、米国特許第５，３０８，２２６号、同第５，５９３，２７５号等に提案されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
航空機の通常の飛行状態（例えば巡航時）では、可変入口静翼に流入する流入空気の軸方向速度Ｖｚは、周方向に一定である。また、その後方の設けられる可変静翼に流入する流入空気の軸方向速度Ｖｚも、通常の飛行状態では、周方向に一定である。この場合、上述した従来の可変静翼装置により、動翼列に対する空気流の迎え角αを適正範囲に調節して、エンジンの効率を維持し剥離やサージングを抑制することができる。
【０００５】
しかし、離陸時等の特殊な飛行状態においては、機体の上昇角度が大きい場合等に、空気の周方向の流入速度が部分的に相違する場合がある。かかる現象をインレットディストーションと呼ぶ。インレットディストーションは、図５に模式的に示すように、例えば、急上昇時には、下部に位置する翼への流入速度が低く、上部に位置する流入速度が高くなり、周方向に３６０°を周期とする速度変化を一般に示す。
【０００６】
かかるインレットディストーションが発生すると、従来の可変静翼装置では、動翼列に対する空気流の迎え角αを周方向全体にわたり適正範囲に調節することができなくなり、部分的に迎え角αが過大又は過小となり、部分的な剥離や効率低下が避けられない問題点があった。
【０００７】
本発明は、かかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、インレットディストーションが発生しても、これに対応して動翼列に対する空気流の迎え角αを周方向全体にわたり適正範囲に調節することができ、これにより剥離や効率低下を回避することができる軸流圧縮機の可変静翼装置を提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、半径方向に延びる揺動軸（１２ａ）を中心に揺動可能に支持され翼列を構成する複数の静翼（１２）と、該翼列に沿って周方向に延びる円環状のリング部材（１４）と、一端部（１６ａ）がそれぞれの揺動軸に連結され他端部（１６ｂ）がリング部材に連結された複数のアーム部材（１６）と、リング部材を周方向に揺動させる揺動駆動装置（１８）と、を備え、前記アーム部材の一端部（１６ａ）は前記揺動軸と共に回転するように連結され、前記他端部（１６ｂ）はリング部材に回転可能に枢着されており、かつ、アーム部材は揺動軸又はリング部材と軸方向に摺動可能に構成されており、更に、リング部材を軸方向に傾動させる傾動駆動装置（２０）を備える、ことを特徴とする軸流圧縮機の可変静翼装置が提供される。
【０００９】
上記本発明の構成によれば、アーム部材（１６）の一端部（１６ａ）が揺動軸（１２ａ）と共に回転するように連結され、その他端部（１６ｂ）がリング部材（１４）に回転可能に枢着されているので、揺動駆動装置（１８）によりリング部材を周方向に揺動させることにより、これに枢着された複数のアーム部材の他端部（１６ｂ）を連動して周方向に移動し、これにより翼列を構成する複数の静翼（１２）を同時に揺動軸（１２ａ）を中心に揺動させることができる。
【００１０】
また、各アーム部材（１６）は揺動軸又はリング部材と軸方向に摺動可能に構成されているので、傾動駆動装置（２０）により、リング部材を軸方向に傾動させることにより、リング部材から揺動軸までのアーム部材の長さＬを周方向に３６０°を周期で変化させることができる。従って、インレットディストーションが発生し、図５に示したように、流入速度が周方向に３６０°を周期とする速度変化となった場合でも、これに対応させてリング部材を軸方向に傾動させることにより、動翼列に対する空気流の迎え角αを周方向全体にわたり適正範囲に調節することができ、これにより剥離や効率低下を回避することができる。
【００１１】
従って、飛行機の離陸時等に、周方向１サイクルの入口ディストーションが発生したときでも、入口静翼取付角を不均一に変化させて剥離やサージの発生を抑えることが可能となり、エンジン性能を向上させることができる。
【００１２】
本発明の好ましい実施形態によれば、前記揺動軸（１２ａ）は、その軸線に平行な平行外面（１３）を有し、前記アーム部材の一端部（１６ａ）には該平行外面（１３）が摺動可能に嵌合する長溝（１６ｃ）を有する。
この構成により、傾動駆動装置（２０）により、リング部材を軸方向に傾動させると、揺動軸（１２ａ）の平行外面（１３）が長溝（１６ｃ）に嵌合したままで摺動し、リング部材から揺動軸までのアーム部材の長さＬを周方向に３６０°を周期で変化させることができる。
【００１３】
また、前記アーム部材（１６）は、揺動軸に固定された第１部材（１７ａ）とリング部材に枢着された第２部材（１７ｂ）とからなり、第１部材と第２部材の一方が他方を収容して摺動する長穴（１７ｃ）を有する、構成であってもよい。
この構成により、傾動駆動装置（２０）により、リング部材を軸方向に傾動させると、第１部材（１７ａ）と第２部材（１７ｂ）の一方が他方の長穴（１７ｃ）内に収容されながら摺動することにより、同様に、リング部材から揺動軸までのアーム部材の長さＬを周方向に３６０°を周期で変化させることができる。
【００１４】
更に、前記傾動駆動装置（２０）は、一端がエンジン本体に枢着され他端がリング部材に枢着された少なくとも３本の直動アクチュエータからなるのがよい。
この構成により、直動アクチュエータの伸縮長さを調整することにより、簡単な構造で任意にリング部材を軸方向に傾動させることができる。
【００１５】
【発明の実施の形態】
以下本発明の好ましい実施形態について、図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
図１は、本発明の軸流圧縮機の可変静翼装置の全体構成図である。この図において、（Ａ）はジェットエンジンに取付けた状態の側面図であり、（Ｂ）はその主要部の拡大図である。また、図２（Ａ）は図１のＡ−Ａ線における断面図である。
【００１６】
図１及び図２に示すように、本発明の軸流圧縮機の可変静翼装置１０は、翼列を構成する複数の静翼１２、リング部材１４、複数のアーム部材１６、揺動駆動装置１８、及び傾動駆動装置２０からなる。
【００１７】
図２（Ａ）に示すように、複数の静翼１２は、半径方向に延びる揺動軸１２ａを中心に揺動可能に支持されており、全体で翼列を構成している。なお、この例では、１段目の翼列のみを示しているが、図４に示したように、１段目の他、その後方の数段にも、本発明の可変静翼装置を設けてもよい。
【００１８】
また、図１及び図２（Ａ）に示すように、この例では、揺動軸１２ａの端部にその軸線に平行な平行外面１３を有している。この平行外面１３（この例では平行な２面）は、揺動軸１２ａを旋回させるトルクを伝達する役割を有している。
【００１９】
リング部材１４は、この例では、翼列に沿って周方向に円環状に延びている。なお、このリング部材１４は、エンジンを囲むように閉じた円形であるのが好ましいが、必要により一部が開いたＣ型であってもよい。
【００２０】
複数のアーム部材１６は、各静翼１２ごとに１つづつ設けられる。また、アーム部材１６の一端部１６ａ（この図で左端部）がそれぞれの揺動軸１２ａに連結され、他端部１６ｂがリング部材１４に連結されている。
【００２１】
アーム部材１６の一端部１６ａには長溝１６ｃが設けられ、揺動軸１２ａの平行外面１３がこの長溝１６ｃに嵌合し長溝１６ｃに沿って摺動可能に構成されている。すなわち、アーム部材１６の一端部１６ａと揺動軸１２ａとの連結は、アーム部材１６が揺動軸１２ａとアーム部材１６の長手方向（すなわちほぼエンジン１１の軸方向）に摺動可能に構成されている。なお、アーム部材１６をリング部材と軸方向に摺動可能に構成してもよい。
また、アーム部材１６の他端部１６ｂとリング部材１４とは、エンジンの軸線にほぼ直交する半径方向に延びるピン１５で連結され、ピンを中心に回転可能に枢着されている。
【００２２】
揺動駆動装置１８は、この例では、エンジンの周囲に複数配置され、周方向に伸縮する直動アクチュエータ１８ａからなる。直動アクチュエータ１８ａの両端は、ピン又はボールジョイントであり、一端がエンジン１１の周囲に他端がリング部材１４に取付けられ、リング部材１４を周方向に揺動させるようになっている。
【００２３】
傾動駆動装置２０は、この例では、エンジンの周囲に複数（少なくとも３本）配置され、エンジン１１のほぼ軸方向に伸縮する直動アクチュエータ２０ａからなる。この直動アクチュエータ２０ａの両端は、ピン又はボールジョイントであり、一端がエンジン本体に枢着され他端がリング部材１４に枢着され、リング部材を軸方向に傾動させるようになっている。
【００２４】
上述した本発明の構成によれば、アーム部材１６の一端部１６ａが揺動軸１２ａと共に回転するように連結され、その他端部１６ｂがリング部材１４に回転可能に枢着されているので、揺動駆動装置１８によりリング部材を周方向に揺動させることにより、これに枢着された複数のアーム部材の他端部１６ｂを連動して周方向に移動し、これにより翼列を構成する複数の静翼１２を同時に揺動軸１２ａを中心に揺動させることができる。
【００２５】
また、各アーム部材１６は揺動軸又はリング部材と軸方向に摺動可能に構成されているので、傾動駆動装置２０により、リング部材を軸方向に傾動させることにより、リング部材から揺動軸までのアーム部材の長さＬを周方向に３６０°を周期で変化させることができる。従って、インレットディストーションが発生し、図５に示したように、流入速度が周方向に３６０°を周期とする速度変化となった場合でも、これに対応させてリング部材を軸方向に傾動させることにより、動翼列に対する空気流の迎え角αを周方向全体にわたり適正範囲に調節することができ、これにより剥離や効率低下を回避することができる。
【００２６】
従って、飛行機の離陸時等に、周方向１サイクルの入口ディストーションが発生したときでも、入口静翼取付角を不均一に変化させて剥離やサージの発生を抑えることが可能となり、エンジン性能を向上させることができる。
【００２７】
図２（Ｂ）は、本発明の別の実施形態を示す図２（Ａ）と同様の図である。この図において、アーム部材１６は、揺動軸１２ａに固定された第１部材１７ａとリング部材１４に枢着された第２部材１７ｂとからなる。また、この例では第２部材１７ｂは、長穴１７ｃを有し、第１部材１７ａをこの穴内に収容して摺動するようになっている。
この構成によっても、傾動駆動装置２０により、リング部材１４を軸方向に傾動させることにより、リング部材１４から揺動軸１２ａまでのアーム部材の長さＬを周方向に３６０°を周期で変化させることができる。
【００２８】
なお、本発明は上述した実施形態及び実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更できることは勿論である。
【００２９】
【発明の効果】
上述したように、本発明の軸流圧縮機の可変静翼装置は、インレットディストーションが発生しても、これに対応して動翼列に対する空気流の迎え角αを周方向全体にわたり適正範囲に調節することができ、これにより剥離、サージ等の発生や効率低下を回避することができる、等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の軸流圧縮機の可変静翼装置の全体構成図である。
【図２】図１のＡ−Ａ線における断面図である。
【図３】翼列まわりの流れの説明図である。
【図４】従来の軸流圧縮機の可変静翼装置の模式的斜視図である。
【図５】インレットディストーションの説明図である。
【符号の説明】
１静翼、２リング、３アーム、１０可変静翼装置、
１１エンジン本体、１２静翼、１２ａ揺動軸、１３平行外面、
１４リング部材、１５ピン、１６アーム部材、
１６ａ一端部、１６ｂ他端部、１６ｃ長溝、
１７ａ第１部材、１７ｂ第２部材、１７ｃ長穴、
１８揺動駆動装置、２０傾動駆動装置[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a variable vane device that varies the angle of attack of an axial flow compressor vane non-uniformly.
[0002]
[Prior art]
In a blade row in an axial compressor such as a jet engine, as schematically shown in FIG. 3, the flow is decelerated from the inflow velocity V ₁ to the outflow velocity V ₂ while passing through the cascade, and the inflow during that time. Change direction from angle β ₁ to outflow angle β ₂ . The angle α that the inflow velocity forms with the chord is called the angle of attack. The inflow velocity V ₁ for the blade row is a vector sum of the axial velocity Vz of the inflow air and the circumferential velocity of the blade row. Even when the circumferential velocity is the same, the smaller the axial velocity Vz, the smaller the blade row. The angle of attack α with respect to increases.
[0003]
In an aircraft jet engine, not only the circumferential speed of the moving blade row but also the axial speed Vz of the incoming air varies greatly depending on the flight state. Therefore, in order to prevent flow separation due to an increase in the angle of attack α and surging due to this, as shown schematically in FIG. 4, a variable inlet guide vane (VIGV) in the first stage, and thereafter There may be a case where a variable static vane (VSV) is attached to several stages, and the angle of attack α with respect to the moving blade row of the air flow is adjusted to an appropriate range.
That is, in a variable inlet vane and a variable vane (hereinafter referred to as a variable vane device), each vane 1 constituting the vane row and a ring 2 surrounding the engine 3 have a fixed length arm 3 (mounting angle variable arm). ), The ring 2 is moved in the circumferential direction, and each stationary blade 1 is swung through the arm 3.
Such variable vane devices are proposed in US Pat. Nos. 5,308,226 and 5,593,275.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
In a normal flight state of the aircraft (for example, during cruising), the axial velocity Vz of the inflow air flowing into the variable inlet stationary vane is constant in the circumferential direction. In addition, the axial velocity Vz of the inflow air flowing into the variable stationary blade provided behind it is also constant in the circumferential direction in a normal flight state. In this case, the conventional variable stationary blade device described above can adjust the angle of attack α of the air flow with respect to the moving blade row to an appropriate range to maintain engine efficiency and suppress separation and surging.
[0005]
However, in a special flight state such as during takeoff, the inflow speed in the circumferential direction of air may be partially different when the rising angle of the aircraft is large. Such a phenomenon is called inlet distortion. As schematically shown in FIG. 5, for example, in the case of a sudden rise, the inlet distortion has a low inflow speed to the lower wing and a higher inflow speed at the upper part, with a period of 360 ° in the circumferential direction. In general, the change in speed is indicated.
[0006]
When such inlet distortion occurs, in the conventional variable stationary blade device, the angle of attack α of the air flow with respect to the moving blade row cannot be adjusted to an appropriate range over the entire circumferential direction, and the angle of attack α is partially excessive or small. Thus, there has been a problem that partial peeling and efficiency reduction cannot be avoided.
[0007]
The present invention has been developed to solve such problems. That is, the object of the present invention is to adjust the angle of attack α of the air flow with respect to the moving blade row to an appropriate range over the entire circumferential direction in response to the occurrence of the inlet distortion, thereby enabling separation and efficiency. It is an object of the present invention to provide a variable stator vane device for an axial compressor that can avoid a decrease.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
According to the present invention, a plurality of stationary blades (12) which are supported so as to be capable of swinging about a swing shaft (12a) extending in the radial direction and constitute a cascade, and a circle extending in the circumferential direction along the cascade. An annular ring member (14), a plurality of arm members (16) having one end portion (16a) connected to each swing shaft and the other end portion (16b) connected to the ring member, and the ring member in the circumferential direction A swing drive device (18) for swinging, and one end portion (16a) of the arm member is connected to rotate together with the swing shaft, and the other end portion (16b) is rotated to the ring member. The arm member is pivotably mounted, and the arm member is configured to be slidable in the axial direction with the swing shaft or the ring member, and further includes a tilt drive device (20) for tilting the ring member in the axial direction. A variable stator blade device for an axial flow compressor is provided. .
[0009]
According to the configuration of the present invention, one end (16a) of the arm member (16) is connected to rotate together with the swing shaft (12a), and the other end (16b) is rotatable to the ring member (14). Since the ring member is swung in the circumferential direction by the rocking drive device (18), the other end portions (16b) of the plurality of arm members pivoted on the ring member are interlocked. The plurality of stationary blades (12) constituting the blade row can be swung around the rocking shaft (12a) at the same time.
[0010]
Since each arm member (16) is configured to be slidable in the axial direction with the swing shaft or the ring member, the ring member is tilted in the axial direction by the tilt driving device (20). The length L of the arm member from the swing axis to the rocking shaft can be changed in the circumferential direction at a cycle of 360 °. Therefore, even when an inlet distortion occurs and the inflow speed changes in speed with a period of 360 ° in the circumferential direction as shown in FIG. 5, the ring member is tilted in the axial direction in response to this change. As a result, the angle of attack α of the air flow with respect to the moving blade row can be adjusted to an appropriate range over the entire circumferential direction, thereby avoiding separation and a decrease in efficiency.
[0011]
Therefore, even when one-cycle circumferential inlet distortion occurs during takeoff of an airplane, it is possible to suppress the occurrence of separation and surge by changing the inlet vane mounting angle unevenly, improving engine performance. Can be made.
[0012]
According to a preferred embodiment of the present invention, the swing shaft (12a) has a parallel outer surface (13) parallel to the axis thereof, and the parallel outer surface (13) is provided at one end (16a) of the arm member. Has a long groove (16c) to be slidably fitted.
With this configuration, when the ring member is tilted in the axial direction by the tilt drive device (20), the parallel outer surface (13) of the swing shaft (12a) slides while being fitted in the long groove (16c), and the ring The length L of the arm member from the member to the swing shaft can be changed in the circumferential direction by 360 °.
[0013]
The arm member (16) includes a first member (17a) fixed to the swing shaft and a second member (17b) pivotally attached to the ring member, and one of the first member and the second member. May have a long hole (17c) that accommodates and slides the other.
With this configuration, when the ring member is tilted in the axial direction by the tilt driving device (20), one of the first member (17a) and the second member (17b) is accommodated in the other elongated hole (17c). By sliding, similarly, the length L of the arm member from the ring member to the swing shaft can be changed in the circumferential direction by 360 ° in a cycle.
[0014]
Further, the tilt drive device (20) may comprise at least three linear motion actuators having one end pivotally attached to the engine body and the other end pivotally attached to the ring member.
With this configuration, the ring member can be arbitrarily tilted in the axial direction with a simple structure by adjusting the expansion / contraction length of the linear motion actuator.
[0015]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In each figure, common portions are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.
FIG. 1 is an overall configuration diagram of a variable stator blade device for an axial compressor according to the present invention. In this figure, (A) is a side view of the state attached to the jet engine, and (B) is an enlarged view of the main part. 2A is a cross-sectional view taken along line AA in FIG.
[0016]
As shown in FIGS. 1 and 2, the variable stator vane device 10 for an axial compressor according to the present invention includes a plurality of stator blades 12, a ring member 14, a plurality of arm members 16, and a swing drive device that constitute a cascade. 18 and a tilt drive device 20.
[0017]
As shown in FIG. 2A, the plurality of stationary blades 12 are supported so as to be capable of swinging about a swing shaft 12a extending in the radial direction, and constitute a blade row as a whole. In this example, only the first stage blade row is shown. However, as shown in FIG. 4, in addition to the first stage, the variable stator vane device of the present invention is provided in several stages behind the first stage. May be.
[0018]
Further, as shown in FIGS. 1 and 2A, in this example, the end of the swing shaft 12a has a parallel outer surface 13 parallel to the axis. The parallel outer surface 13 (two parallel surfaces in this example) has a role of transmitting torque for turning the swing shaft 12a.
[0019]
In this example, the ring member 14 extends in an annular shape in the circumferential direction along the blade row. The ring member 14 is preferably a circular shape that is closed so as to surround the engine, but may be a C-type that is partially open if necessary.
[0020]
One arm member 16 is provided for each stationary blade 12. Further, one end portion 16 a (left end portion in this figure) of the arm member 16 is connected to each swing shaft 12 a and the other end portion 16 b is connected to the ring member 14.
[0021]
A long groove 16c is provided in one end portion 16a of the arm member 16, and a parallel outer surface 13 of the swing shaft 12a is fitted into the long groove 16c so as to be slidable along the long groove 16c. That is, the connection between the one end portion 16a of the arm member 16 and the swing shaft 12a is configured such that the arm member 16 is slidable in the longitudinal direction of the swing shaft 12a and the arm member 16 (ie, substantially in the axial direction of the engine 11). ing. The arm member 16 may be configured to be slidable in the axial direction with the ring member.
The other end 16b of the arm member 16 and the ring member 14 are connected by a pin 15 extending in a radial direction substantially perpendicular to the axis of the engine, and pivotally mounted around the pin.
[0022]
In this example, the oscillating drive device 18 includes a plurality of linear actuators 18a arranged around the engine and extending and contracting in the circumferential direction. Both ends of the linear actuator 18a are pins or ball joints, one end is attached to the periphery of the engine 11 and the other end is attached to the ring member 14, and the ring member 14 is swung in the circumferential direction.
[0023]
In this example, the tilt drive device 20 includes a plurality of (at least three) tilt actuators that are arranged around the engine, and include a linear actuator 20 a that expands and contracts in the axial direction of the engine 11. Both ends of the linear motion actuator 20a are pins or ball joints, and one end is pivotally attached to the engine body and the other end is pivotally attached to the ring member 14 to tilt the ring member in the axial direction.
[0024]
According to the configuration of the present invention described above, the one end portion 16a of the arm member 16 is connected so as to rotate together with the swing shaft 12a, and the other end portion 16b is pivotally attached to the ring member 14. By swinging the ring member in the circumferential direction by the dynamic drive device 18, the other end portions 16b of the plurality of arm members pivoted on the ring member are moved in the circumferential direction in conjunction with each other, thereby forming a plurality of blade rows. The stationary blades 12 can be simultaneously swung around the swing shaft 12a.
[0025]
Further, since each arm member 16 is configured to be slidable in the axial direction with the swing shaft or the ring member, the tilt drive device 20 tilts the ring member in the axial direction, so that the swing member is pivoted from the ring member. It is possible to change the length L of the arm member up to 360 ° in the circumferential direction with a period. Therefore, even when inlet distortion occurs and the inflow speed changes in a speed having a period of 360 ° in the circumferential direction as shown in FIG. 5, the ring member is tilted in the axial direction in response to this change. As a result, the angle of attack α of the air flow with respect to the moving blade row can be adjusted to an appropriate range over the entire circumferential direction, thereby avoiding separation and a decrease in efficiency.
[0026]
Therefore, even when one-cycle circumferential inlet distortion occurs during takeoff of an airplane, it is possible to suppress the occurrence of separation and surge by changing the inlet vane mounting angle unevenly, improving engine performance. Can be made.
[0027]
FIG. 2 (B) is a view similar to FIG. 2 (A) showing another embodiment of the present invention. In this figure, the arm member 16 includes a first member 17 a fixed to the swing shaft 12 a and a second member 17 b pivotally attached to the ring member 14. Further, in this example, the second member 17b has a long hole 17c, and the first member 17a is accommodated in the hole to slide.
Also with this configuration, the tilt drive device 20 tilts the ring member 14 in the axial direction, thereby changing the length L of the arm member from the ring member 14 to the swing shaft 12a in the circumferential direction by 360 ° in a cycle. be able to.
[0028]
Note that the present invention is not limited to the above-described embodiments and examples, and it is needless to say that various modifications can be made without departing from the gist of the present invention.
[0029]
【The invention's effect】
As described above, the variable stator vane device of the axial flow compressor according to the present invention allows the angle of attack α of the air flow with respect to the moving blade row to be in an appropriate range over the entire circumferential direction in response to the occurrence of inlet distortion. Therefore, it is possible to adjust the thickness, and it is possible to avoid the occurrence of peeling, surge, etc. and the reduction in efficiency.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an overall configuration diagram of a variable stationary blade device of an axial compressor according to the present invention.
FIG. 2 is a cross-sectional view taken along line AA in FIG.
FIG. 3 is an explanatory diagram of a flow around a blade row.
FIG. 4 is a schematic perspective view of a variable stator vane device of a conventional axial compressor.
FIG. 5 is an explanatory diagram of inlet distortion.
[Explanation of symbols]
1 stator vane, 2 rings, 3 arms, 10 variable stator vanes,
11 engine body, 12 stator blade, 12a swing shaft, 13 parallel outer surface,
14 ring member, 15 pin, 16 arm member,
16a one end, 16b other end, 16c long groove,
17a 1st member, 17b 2nd member, 17c long hole,
18 oscillating drive device, 20 tilting drive device

Claims

半径方向に延びる揺動軸（１２ａ）を中心に揺動可能に支持され翼列を構成する複数の静翼（１２）と、該翼列に沿って周方向に延びる円環状のリング部材（１４）と、一端部（１６ａ）がそれぞれの揺動軸に連結され他端部（１６ｂ）がリング部材に連結された複数のアーム部材（１６）と、リング部材を周方向に揺動させる揺動駆動装置（１８）と、を備え、
前記アーム部材の一端部（１６ａ）は前記揺動軸と共に回転するように連結され、前記他端部（１６ｂ）はリング部材に回転可能に枢着されており、かつ、アーム部材は揺動軸又はリング部材と軸方向に摺動可能に構成されており、
更に、リング部材を軸方向に傾動させる傾動駆動装置（２０）を備える、ことを特徴とする軸流圧縮機の可変静翼装置。A plurality of stationary blades (12) which are supported so as to be able to swing about a swing shaft (12a) extending in the radial direction and constitute a blade row, and an annular ring member (14) extending in the circumferential direction along the blade row ), A plurality of arm members (16) whose one end portion (16a) is connected to each swing shaft and the other end portion (16b) is connected to the ring member, and swinging that swings the ring member in the circumferential direction A drive device (18),
One end (16a) of the arm member is connected to rotate together with the swing shaft, the other end (16b) is pivotally attached to a ring member, and the arm member is swing shaft. Or it is configured to be slidable in the axial direction with the ring member,
The variable stator blade device for an axial compressor, further comprising a tilting drive device (20) for tilting the ring member in the axial direction.

前記揺動軸（１２ａ）は、その軸線に平行な平行外面（１３）を有し、前記アーム部材の一端部（１６ａ）には該平行外面（１３）が摺動可能に嵌合する長溝（１６ｃ）を有する、ことを特徴とする請求項１に記載の軸流圧縮機の可変静翼装置。The swing shaft (12a) has a parallel outer surface (13) parallel to the axis thereof, and a long groove (slidably fitted to the one end portion (16a) of the arm member (13). The variable stator vane device for an axial compressor according to claim 1, wherein the variable stator vane device is provided with 16 c).

前記アーム部材（１６）は、揺動軸に固定された第１部材（１７ａ）とリング部材に枢着された第２部材（１７ｂ）とからなり、第１部材と第２部材の一方が他方を収容して摺動する長穴（１７ｃ）を有する、ことを特徴とする請求項１に記載の軸流圧縮機の可変静翼装置。The arm member (16) includes a first member (17a) fixed to the swing shaft and a second member (17b) pivotally attached to the ring member, and one of the first member and the second member is the other. The variable stator blade device for an axial compressor according to claim 1, further comprising a long hole (17c) that accommodates and slides.

前記傾動駆動装置（２０）は、一端がエンジン本体に枢着され他端がリング部材に枢着された少なくとも３本の直動アクチュエータからなる、ことを特徴とする請求項１に記載の軸流圧縮機の可変静翼装置。The axial flow according to claim 1, wherein the tilting drive device (20) comprises at least three linear motion actuators having one end pivotally attached to the engine body and the other end pivotally attached to a ring member. Variable stator vane device for compressor.