RU2145391C1 - Stator blade turning mechanism of axial-flow turbo-machine - Google Patents

Stator blade turning mechanism of axial-flow turbo-machine Download PDF

Info

Publication number
RU2145391C1
RU2145391C1 RU96106279A RU96106279A RU2145391C1 RU 2145391 C1 RU2145391 C1 RU 2145391C1 RU 96106279 A RU96106279 A RU 96106279A RU 96106279 A RU96106279 A RU 96106279A RU 2145391 C1 RU2145391 C1 RU 2145391C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blades
levers
synchronizing ring
ring
longitudinal
Prior art date
Application number
RU96106279A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU96106279A (en
Inventor
Юрий Васильевич Модзелевский
Original Assignee
Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" им.акад.А.Г.Ивченко
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" им.акад.А.Г.Ивченко filed Critical Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" им.акад.А.Г.Ивченко
Publication of RU96106279A publication Critical patent/RU96106279A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2145391C1 publication Critical patent/RU2145391C1/en

Links

Images

Classifications

    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/20—Hydro energy

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: mechanical engineering; turbines and compressors. SUBSTANCE: proposed mechanism has one synchronizing ring and levers. One end of each lever is connected to blade, and other end is hinge-connected with synchronizing ring. Novelty is that hinge joints of levers for separate blades are secured on synchronizing ring with displacement relative to each other along longitudinal axis of machine. At least one of hinge joints is arranged on longitudinal projection additionally secured on synchronizing ring. Longitudinal slot open towards lever is made on end of projection. Hinge joint is driven into slot. EFFECT: provision of preset turning angle for separate blades with resulting enhanced reliability and increased service life of turbo-machine working wheel blading located below in direction of flow. 3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к турбомашинам, в частности к устройствам регулирования положения лопаток и лопастей турбомашины, и особенно к механизмам поворота лопаток статора как турбины, так и компрессора. The invention relates to turbomachines, in particular to devices for regulating the position of the blades and blades of a turbomachine, and especially to mechanisms for turning the stator vanes of both the turbine and the compressor.

В газодинамическом тракте турбомашин неизбежно присутствие силовых стоек, которые вызывают неравномерность потока, что в конечном счете может сказаться на надежности размещенных по потоку за стойками узлов. Это обстоятельство на заданных режимах вызывает необходимость изменения угла установки отдельных лопаток или групп лопаток в венце, установленном за упомянутыми стойками. In the gas-dynamic path of turbomachines, the presence of power racks is inevitable, which cause uneven flow, which ultimately can affect the reliability of the nodes located downstream of the racks. This circumstance at predetermined modes causes the need to change the installation angle of individual blades or groups of blades in the crown installed behind the mentioned racks.

Такое изменение производится посредством механизмов поворота лопаток. Such a change is made by means of the rotation mechanisms of the blades.

Известен механизм поворота рабочих лопаток осевой турбомашины (см. описание к а.с. СССР N 1208279, кл. F 01 D 7/00, F 04 D 29/36). Этот механизм содержит на один лопаточный венец два выполненных в виде гаек синхронизирующих кольца размещенных последовательно одно за другим вдоль оси с поворотом в противоположных направлениях. При этом лопатки поворачиваются в одном направлении на заданный угол посредством двух двухзвенных рычагов по одному на каждое кольцо. The known rotation mechanism of the working blades of an axial turbomachine (see the description to the AS of the USSR N 1208279, class F 01 D 7/00, F 04 D 29/36). This mechanism contains on one blade ring two synchronizing rings made in the form of nuts, arranged sequentially one after the other along the axis with rotation in opposite directions. In this case, the blades rotate in one direction at a predetermined angle by means of two two-link levers, one for each ring.

Для компенсации возможного их неопределенного положения пары рычагов имеют противоположный излом в зависимости от того, с каким кольцом пара связана. To compensate for their possible uncertain position, the pairs of levers have an opposite kink depending on which ring the couple is connected to.

Сами рычаги соединены с синхронизирующими кольцами поочередно: один комплект с первым кольцом, другой комплект со вторым кольцом посредством продольных штоков разной длины. The levers themselves are connected to the synchronizing rings in turn: one set with the first ring, another set with the second ring by means of longitudinal rods of different lengths.

В конкретном случае угол установки один для всех лопаток, хотя устройство позволяет иметь разные углы установки для отдельных лопаток или их групп. In a specific case, the installation angle is the same for all blades, although the device allows you to have different installation angles for individual blades or their groups.

Тот факт, что на один лопаточный венец приходится два синхронизирующих кольца, делает конструкцию громоздкой. The fact that there are two synchronizing rings on one blade ring makes the structure cumbersome.

Известно устройство механизма поворота лопаток статора осевой турбомашины (см. описание к патенту Франции N 2393812, кл. F 04 D, опубликованное 15.02.65). Оно содержит приводимое силовым цилиндром синхронизирующее кольцо, с которым поворотные лопатки статора взаимосвязаны шарнирами с двухзвенными рычагами. Особенность этого механизма состоит в том, что величина угла установки отдельных лопаток или групп лопаток венца статора турбомашины зависит от конструктивно заданных длин звеньев рычагов. Устройство позволяет при повороте синхронизирующего кольца получить различные углы установки для отдельных лопаток в венце, благодаря чему смягчить неравномерность газодинамического потока. A device is known for the rotation mechanism of the stator vanes of an axial turbomachine (see the description of French patent N 2393812, class F 04 D, published 02.15.65). It contains a synchronization ring driven by the power cylinder, with which the rotor blades of the stator are interconnected by hinges with two-link levers. A feature of this mechanism is that the angle of installation of individual blades or groups of blades of the crown of the stator of the turbomachine depends on the structurally specified lengths of the link arms. The device allows you to get different installation angles for individual blades in the crown when turning the synchronizing ring, thereby mitigating the unevenness of the gas-dynamic flow.

Следует отметить возможность неопределенного положения рычагов в процессе перекладки углов установки лопаток. It should be noted the possibility of an indefinite position of the levers in the process of shifting the angles of installation of the blades.

Известен также (см. а.с. N 1337530, кл. F 01 D 9/04) механизм поворота лопаток соплового аппарата для осуществления способа регулирования расхода пара турбины путем изменения угла их установки, увеличивая или уменьшая его для отдельных лопаток венца, вплоть до контактирования одних лопаток венца с соседними и запирания отдельных газодинамических каналов. Механизм по а.с. N 1337530 содержит два одинаковых синхронизирующих кольца, как и в описанном выше. Одно из колец связано с одной частью лопаток венца, а другое - с другой частью того же венца, чередующихся между собой. Also known (see AS N 1337530, class F 01 D 9/04) is the rotation mechanism of the blades of the nozzle apparatus for implementing a method of controlling the flow rate of a turbine steam by changing the angle of their installation, increasing or decreasing it for individual crown blades, up to contacting one of the blades of the crown with the neighboring ones and locking individual gas-dynamic channels. Mechanism by A.S. N 1337530 contains two identical synchronization rings, as described above. One of the rings is connected with one part of the shoulder blades of the crown, and the other with the other part of the same crown, alternating between themselves.

Каждая лопатка связана со своим кольцом посредством одного рычага, одним своим концом жестко соединенного с лопаткой. Другим своим концом рычаг посредством цилиндрического пальца взаимосвязан для одной части лопаток с пазом одного синхронизирующего кольца. Для другой части лопаток такой же рычаг своим пазом взаимосвязан со штифтом или пальцем, жестко закрепленным на другом синхронизирующем кольце. Механизм громоздкий, но может обеспечить поворот одной группы лопаток на угол одной заданной величины, а другой группы на угол другой заданной величины. Each blade is connected to its ring by means of one lever, one of its ends rigidly connected to the blade. At its other end, the lever by means of a cylindrical finger is interconnected for one part of the blades with the groove of one synchronizing ring. For the other part of the blades, the same lever with its groove is interconnected with a pin or finger rigidly mounted on another synchronizing ring. The mechanism is cumbersome, but can provide the rotation of one group of blades at an angle of one given value, and the other group at an angle of another given value.

Благодаря общности решаемой задачи и наличию общих существенных признаков описанное устройство по авторскому свидетельству N 1337530 нами выбрано в качестве прототипа. Due to the generality of the problem being solved and the presence of common essential features, we selected the described device according to the copyright certificate N 1337530 as a prototype.

В основу изобретения поставлена задача создать механизм поворота лопаток осевой турбомашины, который при использовании единственного синхронизирующего кольца и известных признаков: поворотных рычагов и шарниров, содержало бы средство, позволяющее получить технический результат, заключающийся в том, что в одной ступени для отдельных лопаток или групп лопаток, угол их установки на определенных режимах работы отличен от остальных. Не исключено, что начальный угол установки для всех лопаток ступени одинаков. The basis of the invention is the task to create a mechanism for turning the blades of an axial turbomachine, which, using a single synchronizing ring and known signs: rotary levers and hinges, would contain a means that allows to obtain a technical result, namely, that in one step for individual blades or groups of blades , the angle of their installation in certain operating modes is different from the rest. It is possible that the initial installation angle for all stage blades is the same.

Задача решается тем, что в известном механизме поворота лопаток статора осевой турбомашины, содержащем синхронизирующее кольцо, рычаги, каждый из которых одним своим концом жестко закреплен на лопатке, а другим посредством шарнира соединен с синхронизирующим кольцом, произведено усовершенствование. The problem is solved in that in the known mechanism of rotation of the stator vanes of an axial turbomachine containing a synchronizing ring, levers, each of which is rigidly fixed to one blade at one end and connected to the synchronization ring by a hinge, is improved.

Усовершенствование заключается в том, что для отдельных лопаток шарниры рычагов закреплены на синхронизирующем кольце со смещением друг относительно друга вдоль продольной оси турбомашины. The improvement lies in the fact that for individual blades, the hinges of the levers are mounted on a synchronizing ring with offset relative to each other along the longitudinal axis of the turbomachine.

Этим достигается технический результат получения для отдельных лопаток своего заданного угла поворота в зависимости от величины указанного продольного смещения. This achieves the technical result of obtaining for individual blades its predetermined rotation angle depending on the magnitude of the specified longitudinal displacement.

Указанный технический результат приводит к повышению надежности и долговечности располагающегося далее по потоку лопаточного венца рабочего колеса турбомашины, поскольку предотвращается появление трещин в местах крепления рабочих лопаток в диске благодаря смягчению неравномерности потока за силовыми стойками. The specified technical result leads to increased reliability and durability of the impeller rim of the turbomachine located further downstream of the blade, since the occurrence of cracks in the attachment points of the blades in the disk is prevented by mitigating the uneven flow behind the power racks.

Задача решается более полно, если в механизме поворота лопаток осевой турбомашины по меньшей мере один из указанных шарниров взаимосвязан с продольным выступом, дополнительно закрепленным на синхронизирующем кольце. The problem is solved more fully if in the mechanism of rotation of the blades of the axial turbomachine at least one of these hinges is interconnected with a longitudinal protrusion, additionally mounted on a synchronizing ring.

Продольный выступ может быть выполнен из более прочного и твердого материала, что одновременно повышает его долговечность и дает возможность использовать более дорогие материалы только на продольных выступах. При этом достигается технический результат возможности изготовить кольцо более узким, чем снизить вес механизма. The longitudinal protrusion can be made of a stronger and harder material, which at the same time increases its durability and makes it possible to use more expensive materials only on the longitudinal protrusions. This achieves the technical result of the ability to make the ring narrower than to reduce the weight of the mechanism.

Чтобы получить дополнительный технический результат компенсации термических и технологических погрешностей изготовления и сборки, в предлагаемом механизме поворота лопаток-осевой турбомашины на конце указанного выступа выполнен продольный паз, открытый навстречу рычагу, в который введен указанный шарнир. Одновременно достигается и технический результат, заключающийся в повышении технологичности и облегчении изготовления и сборки-разборки устройства. In order to obtain an additional technical result of compensating thermal and technological errors in manufacturing and assembly, a longitudinal groove is made in the proposed mechanism for rotating the blades-axial turbomachines at the end of said protrusion, which is open towards the lever into which the specified hinge is inserted. At the same time, a technical result is achieved, consisting in improving manufacturability and facilitating the manufacture and assembly-disassembly of the device.

Предлагаемое техническое решение иллюстрируется соответствующими фигурами, где на фиг. 1 представлен общий вид части турбомашины, содержащей силовые стойки, венец поворотных лопаток статора турбомашины и рабочее колесо за указанным венцом; на фиг. 2 показано исходное положение лопаток венца поворотных лопаток статора турбомашины в случае, когда при установке всех рычагов механизма поворота лопаток параллельно продольной оси двигателя, лопатки установлены под одним, одинаковым для всех лопаток, начальным углом установки (R), в том числе для лопаток "затененных" силовыми стойками и взаимосвязанных с продольными выступами, закрепленными на синхронизирующем кольце; на фиг. 3 представлено положение лопаток венца на заданном режиме работы турбомашины, в котором под воздействием силового цилиндра и в зависимости от размещения лопаток относительно силовых стоек величина угла (α1, α2, α3, α4) их установки различна.The proposed technical solution is illustrated by the corresponding figures, where in FIG. 1 shows a general view of a part of a turbomachine containing power racks, a crown of rotary blades of a stator of a turbomachine and an impeller behind said crown; in FIG. 2 shows the initial position of the blades of the crown of the rotor blades of the stator of the turbomachine in the case when, when installing all the levers of the mechanism for turning the blades parallel to the longitudinal axis of the engine, the blades are installed under the same initial installation angle (R), including for the shaded blades "power struts and interconnected with longitudinal protrusions mounted on a synchronizing ring; in FIG. 3 shows the position of the crown blades at a given operating mode of the turbomachine, in which the angle (α 1 , α 2 , α 3 , α 4 ) of their installation is different under the influence of the power cylinder and depending on the placement of the blades relative to the power struts.

В конкретном варианте выполнения предлагаемый механизм поворота лопаток статора турбомашины содержит лопаточный венец 1 статора турбомашины, размещенный за силовыми стойками 2, синхронизирующее кольцо 3, взаимосвязанное с лопаточным венцом 1. Лопатки венца 1 условно можно разделить на по меньшей мере две части. Одна часть этих лопаток 4 установлена вне расположения силовых стоек 2, а другая часть лопаток 5 венца 1 находится в "затенении" стоек 2. При этом упомянутые лопатки 4 взаимосвязаны рычагами 6 непосредственно с синхронизирующим кольцом 3. In a specific embodiment, the proposed rotation mechanism of the blades of the stator of the turbomachine comprises a blade rim 1 of the stator of the turbomachine located behind the power struts 2, a synchronizing ring 3, interconnected with the blade rim 1. The blades of the crown 1 can conditionally be divided into at least two parts. One part of these blades 4 is installed outside the location of the power struts 2, and the other part of the blades 5 of the crown 1 is in the "shading" of the racks 2. Moreover, the said blades 4 are interconnected by levers 6 directly with the synchronizing ring 3.

Каждый из рычагов 6 одним своим концом жестко соединен с цапфами 7 лопаток 4, а другим своим концом посредством шарнира 8 соединен с синхронизирующим кольцом 1. Each of the levers 6 with one end rigidly connected to the trunnions 7 of the blades 4, and the other with its end through a hinge 8 connected to the synchronization ring 1.

Расстояние между осями цапф 7 и шарнира 8 условно обозначено (R). The distance between the axles of the trunnions 7 and the hinge 8 is conventionally marked (R).

Лопатки 5 другой части жестко соединены цапфами 9 с одними концами рычагов 10. Другие концы рычагов 10 посредством шарниров 11 взаимосвязаны с выступами 12, благодаря чему радиальные оси шарниров 11 продольно смещены относительно радиальных осей шарниров 8 вдоль продольной оси турбомашины. Вылет выступов 12 зависит от степени "затенения" лопаток 5. От вылета выступов 12 зависит расстояние между осями шарниров 11 и цапф 9 (R1, R2, R3).The blades 5 of the other part are rigidly connected by trunnions 9 to one ends of the levers 10. The other ends of the levers 10 are interconnected with the protrusions 12 through the hinges 12, so that the radial axes of the hinges 11 are longitudinally offset from the radial axes of the hinges 8 along the longitudinal axis of the turbomachine. The departure of the protrusions 12 depends on the degree of “shading” of the blades 5. The distance between the axes of the hinges 11 and the pins 9 (R 1 , R 2 , R 3 ) depends on the departure of the protrusions 12.

Эти выступы 12 жестко закреплены на указанном синхронизирующем кольце 1. Количество лопаток 4 зависит от требований конструкции и газодинамики конкретной турбомашины. Шарниры 11 могут быть введены в продольные пазы 13, выполненные в продольных выступах 12. Продольные пазы 13 открыты в направлении навстречу рычагам 10. Это обеспечивает устройству компенсацию технологических погрешностей и термических перемещений. These protrusions 12 are rigidly fixed to the specified synchronizing ring 1. The number of blades 4 depends on the design and gas dynamics of a particular turbomachine. The hinges 11 can be introduced into the longitudinal grooves 13 made in the longitudinal protrusions 12. The longitudinal grooves 13 are open towards the levers 10. This provides the device with compensation for technological errors and thermal displacements.

Синхронизирующее кольцо 3 описанного механизма поворота лопаток взаимосвязано со штоком 14 силового цилиндра 15. The synchronizing ring 3 of the described rotation mechanism of the blades is interconnected with the rod 14 of the actuator 15.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

В начальном положении, например на режиме запуска, предложенный механизм поворота лопаток статора турбомашины находится в положении как на фиг. 2, т. е. угол установки (α) всех лопаток 4 и 5 одинаков. In the initial position, for example, in the starting mode, the proposed rotation mechanism of the stator vanes of the turbomachine is in the position as in FIG. 2, i.e., the installation angle (α) of all blades 4 and 5 is the same.

На заданном режиме работы турбомашины на силовой цилиндр 15 поступает команда включения. Шток 14 силового цилиндра 15 поворачивает на заданный расчетный угол синхронизирующее кольцо 3. Синхронизирующее кольцо 3 поворачивается совместно с шарнирами 8 рычагов 6 и продольными выступами 12 с установленными в их продольных пазах 13 шарнирами 11 рычагов 10. При этом рычаги 6 за цапфы 7 поворачивают лопатки 4, а рычаги 10 - за аналогичные цапфы 9 - лопатки 5. In a given mode of operation of the turbomachine, a power command is received to the power cylinder 15. The rod 14 of the actuator cylinder 15 rotates the synchronization ring 3. The synchronization ring 3 rotates together with the hinges 8 of the levers 6 and the longitudinal projections 12 with the hinges 11 of the levers 10 installed in their longitudinal grooves 13. The levers 6 rotate the blades 4 by the pins 7. and the levers 10 - for the same pins 9 - blades 5.

Благодаря разнице в продольном размещении осей шарниров 8 и 11 лопатки 4 поворачиваются на один расчетный угол установки, а лопатки 5 - на другие углы установки в соответствии с вылетом каждого выступа 12. Due to the difference in the longitudinal placement of the axes of the hinges 8 and 11, the blades 4 are rotated by one calculated installation angle, and the blades 5 are rotated to other installation angles in accordance with the outreach of each protrusion 12.

Предлагаемый механизм поворота лопаток статора осевой турбины облегчает и упрощает конструкцию механизма поворота лопаток статора турбомашины, который осуществляет установку на разные углы лопаток разных групп в одном венце, размещенном за силовыми стойками. При этом надежность диска рабочего колеса, например компрессора, повышается благодаря выравниванию газового потока за упомянутым венцом. Это особенно важно ввиду того, что предложенный механизм создан для использования преимущественно в авиационных газотурбинных двигателях. The proposed rotation mechanism of the stator vanes of the axial turbine facilitates and simplifies the design of the rotation mechanism of the stator vanes of the turbomachine, which installs at different angles of the vanes of different groups in one crown located behind the power racks. At the same time, the reliability of the impeller disk, such as a compressor, is improved due to the equalization of the gas flow behind the said crown. This is especially important in view of the fact that the proposed mechanism is designed for use mainly in aircraft gas turbine engines.

Claims (3)

1. Механизм поворота лопаток статора осевой турбомашины, содержащий синхронизирующее кольцо, рычаги, каждый из которых одним своим концом скреплен с лопаткой, а другим концом шарниром соединен с синхронизирующим кольцом, отличающийся тем, что для отдельных лопаток шарниры рычагов закреплены на синхронизирующем кольце со смещением друг относительно друга вдоль продольной оси турбомашины. 1. The rotation mechanism of the stator vanes of the axial turbomachine, containing a synchronizing ring, levers, each of which is attached at one end to the blade, and connected to the synchronization ring at the other end, characterized in that for individual vanes, the hinges of the levers are mounted on the synchronization ring with offset each other relative to each other along the longitudinal axis of the turbomachine. 2. Механизм поворота лопаток статора осевой турбомашины по п.1, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один из указанных шарниров взаимосвязан с продольным выступом, дополнительно закрепленным на синхронизирующем кольце. 2. The rotation mechanism of the stator vanes of the axial turbomachine according to claim 1, characterized in that at least one of these hinges is interconnected with a longitudinal protrusion, additionally mounted on a synchronizing ring. 3. Механизм поворота лопаток статора осевой турбомашины по п.2, отличающийся тем, что на конце указанного выступа выполнен открытый навстречу рычагу продольный паз, в который введен указанный шарнир. 3. The rotation mechanism of the stator vanes of the axial turbomachine according to claim 2, characterized in that at the end of said protrusion a longitudinal groove is opened towards the lever, into which said hinge is inserted.
RU96106279A 1995-09-04 1996-04-01 Stator blade turning mechanism of axial-flow turbo-machine RU2145391C1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
UA95094015 1995-09-04
UA95094015 1995-09-04

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU96106279A RU96106279A (en) 1998-07-10
RU2145391C1 true RU2145391C1 (en) 2000-02-10

Family

ID=21689072

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU96106279A RU2145391C1 (en) 1995-09-04 1996-04-01 Stator blade turning mechanism of axial-flow turbo-machine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2145391C1 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2509897C2 (en) * 2008-09-18 2014-03-20 Сименс Акциенгезелльшафт Adjustment device of guide blades of axial compressor, system of rotating guide blades of axial compressor, and control method of guide blades of axial compressor
RU2562895C2 (en) * 2009-11-20 2015-09-10 Снекма Gas turbine engine having stator stage of blades with adjustable setting angle with independent control
CN105909453A (en) * 2016-04-26 2016-08-31 刘湘静 Efficient cross-flow type water turbine generator set with cleaning function
RU169404U1 (en) * 2016-09-05 2017-03-16 Юрий Арсентьевич Чашков REGULATING VANE FOR AXIAL HYDROTURBINE
FR3041714A1 (en) * 2015-09-30 2017-03-31 Snecma TURBOMACHINE COMPRESSOR, ESPECIALLY AIRCRAFT TURBOPROPULSER OR AIRCRAFT TURBINEACTOR
EP3269941A1 (en) * 2016-07-13 2018-01-17 MTU Aero Engines GmbH Adjustable cascade for turbomachine

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2509897C2 (en) * 2008-09-18 2014-03-20 Сименс Акциенгезелльшафт Adjustment device of guide blades of axial compressor, system of rotating guide blades of axial compressor, and control method of guide blades of axial compressor
US9890655B2 (en) 2008-09-18 2018-02-13 Siemens Aktiengesellschaft Adjusting device for variable guide vanes and method of operation
RU2562895C2 (en) * 2009-11-20 2015-09-10 Снекма Gas turbine engine having stator stage of blades with adjustable setting angle with independent control
FR3041714A1 (en) * 2015-09-30 2017-03-31 Snecma TURBOMACHINE COMPRESSOR, ESPECIALLY AIRCRAFT TURBOPROPULSER OR AIRCRAFT TURBINEACTOR
US20170241436A1 (en) * 2015-09-30 2017-08-24 Safran Aircraft Engines Turbine engine compressor, in particular for an aircraft turboprop engine or turbojet engine
US10590957B2 (en) 2015-09-30 2020-03-17 Safran Aircraft Engines Turbine engine compressor, in particular for an aircraft turboprop engine or turbojet engine
CN105909453A (en) * 2016-04-26 2016-08-31 刘湘静 Efficient cross-flow type water turbine generator set with cleaning function
CN105909453B (en) * 2016-04-26 2018-09-18 河南利水工程咨询有限公司 A kind of efficient bulb-type hydraulic generating set with cleaning function
EP3269941A1 (en) * 2016-07-13 2018-01-17 MTU Aero Engines GmbH Adjustable cascade for turbomachine
US10711798B2 (en) 2016-07-13 2020-07-14 MTU Aero Engines AG Variable turbomachine vane cascade
RU169404U1 (en) * 2016-09-05 2017-03-16 Юрий Арсентьевич Чашков REGULATING VANE FOR AXIAL HYDROTURBINE

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5228828A (en) Gas turbine engine clearance control apparatus
US3558237A (en) Variable turbine nozzles
US5636968A (en) Device for assembling a circular stage of pivoting vanes
US7824152B2 (en) Multivane segment mounting arrangement for a gas turbine
EP0462735B1 (en) Improvements in shroud assemblies for turbine rotors
EP3653843B1 (en) Air seal interface with forward engagement features and active clearance control for a gas turbine engine
CN109519224B (en) Gas turbine engine including turbine rotor assembly
US10273976B2 (en) Actively morphable vane
US6174129B1 (en) Turbine vane clocking mechanism and method of assembling a turbine having such a mechanism
EP3380704B1 (en) Flexible damper for turbine blades
US10724540B2 (en) Stator for a gas turbine engine fan
SE500743C2 (en) Method and apparatus for mounting axial flow machine
US20200158023A1 (en) Air seal interface with aft engagement features and active clearance control for a gas turbine engine
US4373859A (en) Unison ring support system
US20190078457A1 (en) Gas turbine engine blade outer air seal
RU2490476C2 (en) Guide stage of compressor of gas-turbine engine with blades with variable setting angle, and gas-turbine engine
RU2145391C1 (en) Stator blade turning mechanism of axial-flow turbo-machine
EP3513040B1 (en) A technique for balancing of a rotor of a compressor for a gas turbine
JP2014506972A (en) Method for determining the diameter of a rotor with rotor blades in a turbomachine
JPH01159422A (en) Gas turbine
EP3730745B1 (en) Rotating leaf spring seal
WO2017162365A1 (en) Damping vibrations in a gas turbine
WO2017184138A1 (en) Preloaded snubber assembly for turbine blades
EP3213155B1 (en) Method for the prediction of turbomachine performances
JPH04269303A (en) Steam turbine