RU2672015C1 - Intermediate housing of compressor of dual-flow turbojet engine - Google Patents
Intermediate housing of compressor of dual-flow turbojet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2672015C1 RU2672015C1 RU2017127921A RU2017127921A RU2672015C1 RU 2672015 C1 RU2672015 C1 RU 2672015C1 RU 2017127921 A RU2017127921 A RU 2017127921A RU 2017127921 A RU2017127921 A RU 2017127921A RU 2672015 C1 RU2672015 C1 RU 2672015C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sectors
- turbomachine
- flow
- movable
- rotary axes
- Prior art date
Links
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 claims description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 4
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно, к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of turbomachinery, namely, to structural elements of the intermediate casings of gas turbine engines.
Известен промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащий силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, выходные кромки которых соединены кольцевым разделителем контуров двигателя.Known intermediate compressor housing of a dual-circuit turbojet engine containing power racks located between the outer and inner circuits, the output edges of which are connected by an annular separator of the engine circuits.
/ RU №2269021, МПК F02K 3/02, опубликовано: 27.01.2006 / -прототип./ RU No. 2269021, IPC
Недостаток известного промежуточного корпуса заключается в том, что положение кольцевого разделителя контуров не позволяет обеспечить его оптимальное обтекание потоком при различных режимах работы двигателя, что приводит к повышению удельного расхода топлива.A disadvantage of the known intermediate casing is that the position of the annular circuit separator does not allow it to be optimally flowed around under various engine operating conditions, which leads to an increase in specific fuel consumption.
Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является снижение удельного расхода топлива.The technical result achieved by using the claimed invention is to reduce specific fuel consumption.
Указанный технический результат достигается тем, что промежуточный корпус турбомашины с разделителем потока, содержащий силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, и соединенные между собой кольцевым коническим разделителем потока турбомашины, согласно изобретению разделитель потока выполнен составным в виде подвижных и неподвижных секторов, причем неподвижные сектора выполнены за одно целое с силовыми стойками, между которыми расположены подвижные сектора, торцевые стенки которых соединены поворотными осями с близлежащими неподвижными секторами, а задние стенки подвижных секторов кинематически соединены с приводом, размещенным на промежуточном корпусе.The specified technical result is achieved in that the intermediate casing of the turbomachine with a flow separator, comprising power racks located between the external and internal circuits, and interconnected by an annular conical separator of the flow of the turbomachine, according to the invention, the flow separator is made integral in the form of movable and fixed sectors, and stationary sectors are made in one piece with power racks, between which are moving sectors, the end walls of which are connected by rotary axes and with nearby fixed sectors, and the rear walls of the moving sectors are kinematically connected to a drive located on the intermediate housing.
При изменении режима работы двигателя расход воздуха через внутренний контур меняется, при его увеличении повышаются потери полного давления при обтекании кольцевого конического разделителя потока, его выполнение в виде подвижных и неподвижных секторов обеспечивает возможность изменения его положения, в зависимости от режима работы двигателя, за счет кинематического соединения с приводом, расположенным на промежуточном корпусе, что позволяет снизить потери полного давления, в результате оптимального обтекания набегающего потока, что приводит к снижению удельного расхода топлива.When the engine operating mode changes, the air flow through the internal circuit changes, when it increases, the total pressure loss increases when flowing around the annular conical flow separator, its execution in the form of movable and fixed sectors makes it possible to change its position, depending on the engine operation mode, due to the kinematic connection with a drive located on the intermediate casing, which allows to reduce the loss of full pressure, as a result of optimal flow around the incoming flow, h leads to a reduction of the specific fuel consumption.
Сущность заявленного изобретения поясняется чертежами, на которых изображена конструкция промежуточного корпуса с регулируемым коническим разделителем потока.The essence of the claimed invention is illustrated by drawings, which depict the design of the intermediate housing with an adjustable conical flow divider.
На фигуре 1 представлена принципиальная схема расположения регулируемого разделителя потока промежуточного корпуса.The figure 1 presents a schematic diagram of the location of the adjustable flow separator of the intermediate housing.
На фигуре 2 представлено взаимное расположение подвижных и неподвижных секторов регулируемого разделителя потока промежуточного корпуса.The figure 2 presents the relative position of the movable and fixed sectors of the adjustable flow separator of the intermediate housing.
На фигуре 3 представлена фиксация подвижного сектора регулируемого разделителя потока промежуточного корпуса.The figure 3 presents the fixation of the movable sector of the adjustable flow separator of the intermediate housing.
На фигуре 4 представлена механизация регулируемого разделителя потока промежуточного корпуса.The figure 4 presents the mechanization of an adjustable flow separator of the intermediate housing.
Промежуточный корпус турбомашины с регулируемым разделителем потока, состоит из силовых стоек (1), размещенных между наружным (2) и внутренним (3) контурами и соединенные подвижными (4) и неподвижными (5) секторами, которые образуют кольцевой разделитель контуров турбомашины. Неподвижные сектора (5) выполнены зацело с силовыми стойками (1). Каждый подвижный сектор (4) состоит из двух пластин (6), торцевых (7) и задней (8) стенок. Каждый подвижный сектор (4) соединен с близлежащими неподвижными секторами (5) с помощью поворотных осей (11), снабженных буртиками (12), в свою очередь в торцевых стенках (7) подвижных секторов (4) выполнены соосные с поворотными осями отверстия (9) и проточки (10) под буртики (12) для фиксации поворотных осей (11) посредством разрезных распорных колец (13), которые размещены в соответствующих канавках (14). Подвижные сектора (4) закреплены на торцевых стенках (15) неподвижных секторов (5) при помощи установки поворотных осей (11) в сферические подшипники (16), запрессованные в отверстия (17).The intermediate body of the turbomachine with an adjustable flow separator consists of power racks (1) located between the outer (2) and inner (3) circuits and connected by the movable (4) and stationary (5) sectors, which form an annular separator of the turbomachine circuits. Fixed sectors (5) are made integrally with power struts (1). Each movable sector (4) consists of two plates (6), end (7) and rear (8) walls. Each movable sector (4) is connected to nearby stationary sectors (5) by means of rotary axes (11) provided with collars (12), in turn, in the end walls (7) of the movable sectors (4), holes (9) coaxial with the rotary axes are made ) and grooves (10) under the shoulders (12) for fixing the rotary axes (11) by means of split spacer rings (13), which are placed in the corresponding grooves (14). The movable sectors (4) are fixed on the end walls (15) of the fixed sectors (5) by installing the rotary axes (11) in the spherical bearings (16), pressed into the holes (17).
Изменение положения подвижных секторов (4) осуществляется посредством гидроцилиндра (18) и приводной механизации (19-25). Механизация передает усилие от гидроцилиндра (18) на подвижные сектора по силовой связи: коромысла (19), наружной тяги (20), поворотного рычага (21), тяги (22), кронштейна (23), кольца привода (24), приводные пальцы (25). Приводные пальцы (25) выполненные с возможностью контактировать с соответствующими задними стенками (8) подвижных секторов (4) по внутренней поверхности косой прорези (26). При повороте кольца привода (24) приводные пальцы (25) воздействуют на соответствующие подвижные сектора (4), обеспечивая их синхронное отклонение.Changing the position of the movable sectors (4) is carried out by means of a hydraulic cylinder (18) and drive mechanization (19-25). The mechanization transmits the force from the hydraulic cylinder (18) to the moving sectors via power communication: rocker arms (19), external link (20), pivot arm (21), link (22), bracket (23), drive ring (24), drive fingers (25). Drive fingers (25) made with the possibility of contact with the corresponding rear walls (8) of the movable sectors (4) along the inner surface of the oblique slot (26). When the drive ring (24) is rotated, the drive fingers (25) act on the corresponding movable sectors (4), ensuring their synchronous deviation.
Claims (5)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017127921A RU2672015C1 (en) | 2017-08-04 | 2017-08-04 | Intermediate housing of compressor of dual-flow turbojet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017127921A RU2672015C1 (en) | 2017-08-04 | 2017-08-04 | Intermediate housing of compressor of dual-flow turbojet engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2672015C1 true RU2672015C1 (en) | 2018-11-08 |
Family
ID=64103331
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017127921A RU2672015C1 (en) | 2017-08-04 | 2017-08-04 | Intermediate housing of compressor of dual-flow turbojet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2672015C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2729558C1 (en) * | 2019-09-16 | 2020-08-07 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Compressor intermediate housing of turbojet |
RU2776003C1 (en) * | 2021-10-06 | 2022-07-12 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Intermediate housing of the compressor of a bypass turbojet engine |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2955414A (en) * | 1957-09-03 | 1960-10-11 | United Aircraft Corp | Combined power plant |
US4132240A (en) * | 1977-03-28 | 1979-01-02 | General Electric Company | Variable double lip quiet inlet |
JPS58107842A (en) * | 1981-12-22 | 1983-06-27 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | Variable splitter device in turbofan engine |
RU2039880C1 (en) * | 1990-03-22 | 1995-07-20 | Мту Моторен-Унд Турбинен-Унион Мюнхен Гмбх | Air intake for turbo-jet aircraft engine |
-
2017
- 2017-08-04 RU RU2017127921A patent/RU2672015C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2955414A (en) * | 1957-09-03 | 1960-10-11 | United Aircraft Corp | Combined power plant |
US4132240A (en) * | 1977-03-28 | 1979-01-02 | General Electric Company | Variable double lip quiet inlet |
JPS58107842A (en) * | 1981-12-22 | 1983-06-27 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | Variable splitter device in turbofan engine |
RU2039880C1 (en) * | 1990-03-22 | 1995-07-20 | Мту Моторен-Унд Турбинен-Унион Мюнхен Гмбх | Air intake for turbo-jet aircraft engine |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2729558C1 (en) * | 2019-09-16 | 2020-08-07 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Compressor intermediate housing of turbojet |
RU2776003C1 (en) * | 2021-10-06 | 2022-07-12 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Intermediate housing of the compressor of a bypass turbojet engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10280941B2 (en) | Guide device for variable pitch stator vanes of a turbine engine, and a method of assembling such a device | |
JP2017527733A (en) | Axial flow-centrifugal compressor with variable output guide vanes | |
US10125781B2 (en) | Systems and methods for a compressor diffusion slot | |
JP4290549B2 (en) | Turbine housing for high exhaust temperatures | |
BR102015020296A2 (en) | compressor apparatus comprising a plurality of axial flow stages | |
CN104114819A (en) | Full hoop casing for midframe of industrial gas turbine engine | |
RU2005129353A (en) | TURBINE MODULE FOR A GAS-TURBINE ENGINE WITH A ROTOR THAT INCLUDES A MONOBLOCK | |
RU2672015C1 (en) | Intermediate housing of compressor of dual-flow turbojet engine | |
US10060286B2 (en) | Geared annular airflow actuation system for variable cycle gas turbine engines | |
JP2017129118A (en) | Casing for use in turbofan engine and method of scavenging fluid therefrom | |
CN104220720B (en) | Exhaust gas turbocharger | |
KR102035667B1 (en) | Exhaust-gas turbocharger | |
US10036263B2 (en) | Stator assembly with pad interface for a gas turbine engine | |
JP2017145829A (en) | Turbine blade centroid shifting method and system | |
BR102016014573A2 (en) | actuation set for a variable clearance fan and gas turbine engine mechanism | |
JP2015086873A (en) | Bucket assembly for use in turbine engine | |
US10822972B2 (en) | Compliant shroud for gas turbine engine clearance control | |
CN106050335A (en) | Gas turbine diffuser and methods of assembling same | |
EP3392468B1 (en) | Exhaust diffuser of a gas turbine engine having variable guide vane rings | |
CN112443364A (en) | Actuation assembly for concentric variable stator vanes | |
JP2017141806A (en) | Casing for use in turbofan engine and method of scavenging fluid therefrom | |
RU2729558C1 (en) | Compressor intermediate housing of turbojet | |
WO2015073214A1 (en) | Vane array with non-integral platforms | |
RU2538985C1 (en) | High-temperature turbine stator | |
CN207454033U (en) | A kind of nozzle assembly synchronization ring location structure |