RU2706098C2

RU2706098C2 - Статор авиационного газотурбинного двигателя и авиационный газотурбинный двигатель

Info

Publication number: RU2706098C2
Application number: RU2017111463A
Authority: RU
Inventors: Симон Пьер Клод ШАРБОННЬЕ; Маттье Иоанн ПЕРРЬЕ
Original assignee: Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date: 2014-10-10
Filing date: 2015-09-29
Publication date: 2019-11-13
Also published as: WO2016055715A3; WO2016055715A2; US10458247B2; US20170298741A1; CN107109947B; RU2017111463A; CN107109947A; FR3027053B1; BR112017006884B8; BR112017006884A2; JP2017535707A; JP6625624B2; CA2963487A1; EP3204620B1; BR112017006884B1; RU2017111463A3; EP3204620A2; FR3027053A1; CA2963487C

Abstract

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. Передние кромки неподвижных лопаток находятся в третьей плоскости, поперечной к оси статора и находящейся выше по потоку от второй поперечной плоскости. Кольцевой ряд лопаток с изменяющимся углом установки находится ниже по потоку непосредственно после кольцевого ряда стоек и содержит первые лопатки с изменяющимся углом установки, которые находятся в продолжении стоек, и вторые лопатки с изменяющимся углом установки, которые находятся между первыми лопатками с изменяющимся углом установки. Первые лопатки с изменяющимся углом установки имеют аэродинамические профили, отличающиеся от аэродинамических профилей вторых лопаток с изменяющимся углом установки. Другое изобретение группы относится к авиационному газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше статор. Группа изобретений позволяет снизить осевой габарит статора, а также снизить его массу и потери, возникающие при прохождении газового потока через статор. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение относится к статору авиационного газотурбинного двигателя и, в частности, к статору, содержащему по меньшей мере один кольцевой ряд неподвижных лопаток и по меньшей мере один кольцевой ряд стоек.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Предшествующий уровень техники представлен, в частности, документами WO-А1-2005/1 19028 и ЕР-А2-0 942 150.

Как правило, авиационный газотурбинный двигатель содержит от входа к выходу в направлении потока газов вентилятор, по меньшей мере один компрессор, кольцевую камеру сгорания, по меньшей мере одну турбину и сопло выпуска газообразных продуктов сгорания.

В случае двухконтурного турбореактивного двигателя воздушный поток, который проходит через вентилятор, делится на первичный поток, питающий двигатель, и на вторичный поток, который проходит вокруг двигателя.

Классически, двигатель содержит по меньшей мере один статор и по меньшей мере один ротор. В случае многокорпусного турбореактивного двигателя двигатель может содержать, например, два ротора или корпуса, один низкого давления и другой высокого давления. Так, турбореактивный двигатель может содержать корпус низкого давления, содержащий первый вал, соединяющий компрессор низкого давления с турбиной низкого давления, и корпус высокого давления, содержащий второй вал, соединяющий компрессор высокого давления с турбиной высокого давления.

Воздух, поступающий в двигатель, сжимается последовательно в компрессоре низкого давления и в компрессоре высокого давления, после чего смешивается с топливом, которое сгорает в камере сгорания. Газообразные продукты сгорания расширяются в турбине высокого давления, затем в турбине низкого давления и приводят во вращение вал низкого давления, который, в свою очередь, приводит во вращение вал вентилятора.

Статор газотурбинного двигателя содержит конструктивные кольцевые картеры, то есть картеры, достаточно жесткие, чтобы передавать усилия. В частности, газотурбинный двигатель содержит входной картер, который расположен на выходе вентилятора, и промежуточный картер, который расположен между компрессорами низкого и высокого давления.

Каждый из этих картеров статора обычно содержит конструктивные стойки, которые по существу расположены радиально между двумя кольцевыми стенками, соответственно внутренней и наружной, причем эти стойки выполнены трубчатыми для прокладки магистралей изнутри внутренней стенки наружу наружной стенки.

Чтобы уменьшить расход двигателей, некоторые газотурбинные двигатели содержит редукторы. Как правило, статоры этих газотурбинных двигателей содержат кольцевой ряд неподвижных лопаток на входе конструктивных стоек картера и кольцевой ряд лопаток с изменяющимся углом установки на выходе конструктивных стоек. Промежуточный картер газотурбинного двигателя этого типа, находящийся на выходе компрессора низкого давления, содержит кольцевой ряд конструктивных стоек, называемых также первичными стойками, расположенный между кольцевым рядом неподвижных лопаток (называемых лопатками IGV от английского Inlet Guide Vane) и кольцевым рядом лопаток с изменяющимся углом установки (называемых лопатками от VSV английского Variable Stator Vane). Входной картер, который находится на входе компрессора низкого давления, тоже содержит кольцевой ряд конструктивных стоек, расположенный между кольцевым рядом неподвижных лопаток и кольцевым рядом лопаток с изменяющимся углом установки.

Этот тип статора с тремя последовательными рядами лопаток и стоек (двумя рядами лопаток и одним рядом стоек) имеет недостаток, так как отрицательно влияет на массу и потери напора по причине большого осевого габарита.

Настоящим изобретением предложено простое, эффективное и экономичное решение этой проблемы.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Изобретением предложен статор авиационного газотурбинного двигателя, содержащий кольцевой ряд неподвижных лопаток и кольцевой ряд стоек, например, конструктивных стоек, при этом упомянутый статор имеет ось статора, отличающийся тем, что задние кромки неподвижных лопаток находятся по существу в первой плоскости, поперечной к упомянутой оси статора и находящейся на выходе второй плоскости, поперечной к упомянутой оси статора и проходящей по существу через передние кромки стоек, и передние кромки неподвижных лопаток находятся в третьей плоскости, поперечной к упомянутой оси статора и находящейся на входе второй поперечной плоскости, и тем, что дополнительно содержит кольцевой ряд лопаток с изменяющимся углом установки, находящийся непосредственно на выходе кольцевого ряда стоек, при этом кольцевой ряд лопаток с изменяющимся углом установки содержит первые лопатки с изменяющимся углом установки, которые находятся по существу в продолжении стоек, и вторые лопатки с изменяющимся углом установки, которые находятся между первыми лопатками с изменяющимся углом установки, при этом первые лопатки с изменяющимся углом установки имеют аэродинамические профили, отличающиеся от аэродинамических профилей вторых лопаток с изменяющимся углом установки.

Изобретение позволяет уменьшить осевой габарит статора, содержащего кольцевой ряд неподвижных лопаток и кольцевой ряд стоек, за счет по меньшей мере частичного расположения с чередованием этих рядов внутри друг друга. Таким образом, в отличие от известных решений, в которых неподвижные лопатки находятся на входе стоек, в данном случае неподвижные лопатки расположены по меньшей мере частично между стойками. Это позволяет значительно уменьшить осевой габарит статора по сравнению с известными статорами, что положительно влияет на массу и потери напора при прохождении через статор.

Хотя ряды неподвижных лопаток и стоек расположены особым образом в рамках изобретения, параметры и аэродинамические свойства профилей лопаток и стоек предпочтительно не меняются. Так, предпочтительно стойки сохраняют свою толщину, свою форму и свои вспомогательные функции прокладки магистралей. Неподвижные лопатки могут сохранять свою функцию аппарата, спрямляющего воздушный поток (например, выходящий из вентилятора газотурбинного двигателя). Это позволяет сохранить треугольники скоростей на входе и на выходе статора.

Изобретение позволяет улучшить аэродинамические характеристики статора в различных фазах полета. Действительно, смещение передних кромок неподвижных лопаток в сторону входа относительно передних кромок стоек способствует прохождению потока в неподвижных лопатках. Кроме того, это позволяет скруглить отклонение потока на выходе вентилятора, избегая прямого отклонения стойками. Таким образом, потери напора становятся меньше, и КПД газотурбинного двигателя повышается.

В настоящей заявке под поперечной плоскостью следует понимать плоскость, по существу перпендикулярную к продольной оси или оси статора, которая, как правило, является продольной осью газотурбинного двигателя.

Предпочтительно средние продольные плоскости стоек имеют наклон относительно продольной оси статора. Предпочтительно средние продольные плоскости по меньшей мере некоторых их стоек и по меньшей мере некоторых из неподвижных лопаток являются по существу параллельными или слегка наклонены. Это позволяет облегчить чередующееся расположение ряда лопаток внутри ряда стоек.

Наклон или угол установки стоек позволяет еще уменьшить осевой габарит статора, не уменьшая реальную хорду стоек, то есть не меняя их толщины (это позволяет сохранить соотношение толщина/хорда, а также число и распределение стоек по отношению к известным решениям).

Статор содержит также кольцевой ряд лопаток с изменяющимся углом установки, находящийся непосредственно на выходе кольцевого ряда стоек. Как и вышеупомянутом случае, заявленный статор содержит два ряда лопаток и один ряд стоек.

Кольцевой ряд лопаток с изменяющимся углом установки включает в себя первые лопатки с изменяющимся углом установки, которые находятся по существу в продолжении стоек, и вторые лопатки с изменяющимся углом установки, которые находятся между первыми лопатками с изменяющимся углом установки. Первые лопатки с изменяющимся углом установки имеют аэродинамические профили, отличающиеся от аэродинамических профилей вторых лопаток с изменяющимся углом установки. Предпочтительно первые лопатки с изменяющимся углом установки имеют более ярко выраженные аэродинамические профили или кривизну, чем вторые лопатки с изменяющимся углом установки.

Расположение неподвижных лопаток с чередованием между стойками влияет на аэродинамические характеристики статора, так как треугольник скоростей не является постоянным в азимутальном направлении на выходе стоек. Чтобы преодолеть этот недостаток, лопатки с изменяющимся углом установки, находящиеся на выходе стоек, имеют профили, не все из которых являются идентичными. Можно использовать два разных профиля в зависимости от того, находится ли лопатка непосредственно на выходе стойки или на выходе неподвижной лопатки.

Предпочтительно передние кромки первых лопаток с изменяющимся углом установки находятся как можно ближе к задним кромкам стоек, что позволяет еще уменьшить осевой габарит статора, а также чтобы эти первые лопатки играли роль «щитков», обеспечивающих управляемость компрессоров низкого и высокого давления во всех условиях полета.

Статор может содержать две кольцевые стенки, соответственно внутреннюю и наружную, между которыми проходят ряды неподвижных лопаток и стоек.

Каждая лопатка с изменяющимся углом установки может содержать на своем наружном радиальном конце цилиндрический поворотный палец, который установлен в гнезде наружной стенки.

Наружная стенка может содержать на входе стоек кольцевой ряд сквозных щелей для прохождения разгрузочного воздуха и средства перекрывания, предпочтительно регулируемого перекрывания этих щелей. Щели и средства перекрывания образуют разгрузочный клапан, называемый также клапаном VBV от английского Variable Bleed Valve.

В варианте наружная стенка содержит между стойками по меньшей мере одно сквозное отверстие для прохождения разгрузочного воздуха и по меньшей мере одну крышку для предпочтительно регулируемого перекрывания этого отверстия.

В частном случае выполнения изобретения оценочное уменьшение массы, обеспечиваемое изобретением, составляет от 5 до 10% массы модуля на картер этого типа. Это в основном объясняется уменьшением осевой длины (то есть уменьшением внутренних и наружных стенок картеров в первичном и вторичном потоках), связанным с расположением неподвижных лопаток между стойками, уменьшением осевых зазоров (в частности, между рядами стоек и лопаток с изменяющимся углом установки) и углом установки стоек (который может составлять от 20 до 30°, что позволяет выиграть примерно 10% хорды, по сравнению со значением 0° в известных решениях).

Дополнительным вытекающим и не выраженным в цифрах выигрышем является уменьшение массы трубопроводов и жгутов, которые проходят вокруг картера вентилятора, за счет сокращения расстояний их прокладки.

Объектом настоящего изобретения является также авиационный газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающийся тем, что содержит по меньшей мере один описанный выше статор. В случае, когда газотурбинный двигатель содержит вентилятор и компрессоры низкого и высокого давления, статор может быть установлен между вентилятором и компрессором низкого давления и/или между компрессорами низкого и высокого давления. В альтернативном варианте, если газотурбинный двигатель содержит, например, два внешних воздушных винта противоположного вращения, находящихся вблизи выходного конца турбовинтового двигателя относительно потока газов в двигателе, статор может быть установлен на входе компрессора низкого давления.

ОПИСАНИЕ ФИГУР

Изобретение, его другие детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1- частичный схематичный вид сбоку в осевом разрезе известного авиационного газотурбинного двигателя.

Фиг. 2 - схематичный вид сверху части газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 1.

Фиг. 3 - частичный схематичный вид сбоку в осевом разрезе авиационного газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением.

Фиг. 4 - схематичный вид сверху части газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 3.

Фиг. 5 - вид, соответствующий фиг. 3, варианта выполнения входного картера в соответствии с изобретением.

Фиг. 6 и 7 - виды, соответствующие фиг. 3, вариантов выполнения промежуточного картера в соответствии с изобретением.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

На фиг. 1 показан известный газотурбинный двигатель 10, причем этот газотурбинный двигатель 10 в данном случае является двухконтурным турбореактивным двигателем. Изобретение будет описано со ссылками на этот пример, но понятно, что изобретение можно применять и для других типов газотурбинного двигателя.

От входа к выходу в направлении прохождения газов газотурбинный двигатель 10 содержит вентилятор 12, генерирующий поток, который делится на два коаксиальных потока, при этом первичный поток питает двигатель, который содержит компрессор 14 низкого давления, компрессор высокого давления (не показан), камеру сгорания (не показана), турбины высокого и низкого давления (не показаны) и сопло (не показано) выпуска газообразных продуктов сгорания.

Эти модули двигателя (вентилятор, компрессоры, камера сгорания, турбины) окружены конструктивными кольцевыми картерами статора. Так, газотурбинный двигатель 10 содержит несколько последовательных кольцевых картеров, в том числе входной картер 18 на входе компрессора 14 низкого давления и промежуточный картер 20 между компрессорами низкого и высокого давления.

Входной картер 18 содержит кольцевой ряд конструктивных стоек 24 (или первичных стоек), который вставлен между кольцевым рядом неподвижных лопаток 22 (или лопаток IGV) и кольцевым рядом лопаток 26 с изменяющимся углом установки (или лопаток VSV).

Как показано также на фиг. 2, ряд неподвижных лопаток 22 находится между вентилятором 12 и рядом стоек 24, а ряд лопаток 26 с изменяющимся углом установки находится между рядом стоек 24 и подвижным колесом ротора 28 компрессора 14 низкого давления.

Точно так же, промежуточный картер 20 содержит кольцевой ряд конструктивных стоек (или первичных стоек), который вставлен между кольцевым рядом неподвижных лопаток (или лопаток IGV) и кольцевым рядом лопаток с изменяющимся углом установки (или лопаток VSV). Ряд неподвижных лопаток находится между колесом ротора компрессора низкого давления и рядом стоек, и ряд лопаток с изменяющимся углом установки находится между рядом стоек и колесом ротора компрессора высокого давления.

Позицией 34 на фиг. 2 обозначен треугольник скоростей воздушного потока, поступающего в вентилятор 12, и позициями 36, 38 обозначены треугольники скоростей первичного воздушного потока на входе неподвижных лопаток 22 и на выходе лопаток 26 с изменяющимся углом установки.

Как было указано выше, каждый входной 18 и промежуточный 20 картер образует в осевом направлении вместе с рядами лопаток 22, 26 статор большого габарита.

Изобретение позволяет решить эту проблему, благодаря чередующемуся осевому расположению ряда неподвижных лопаток внутри ряда стоек статора.

На фиг. 3 и 4 представлен пример выполнения статора или входного картера в соответствии с изобретением, причем этот пример можно, естественно, применить для промежуточного картера.

Р1 обозначает поперечную плоскость (перпендикулярную к продольной оси А или оси тела вращения статора 40 и газотурбинного двигателя), проходящую по существу через задние кромки 42 неподвижных лопаток 44, Р2 обозначает поперечную плоскость, проходящую по существу через передние кромки 46 стоек 48, Р3 обозначает поперечную плоскость, проходящую по существу через передние кромки 50 неподвижных лопаток 44, Р4 обозначает поперечную плоскость, проходящую по существу через задние кромки стоек 48, и Р5 обозначает поперечную плоскость, проходящую по существу через передние кромки 54 лопаток 56, 58 с изменяющимся углом установки.

В представленном примере Р1 находится на выходе плоскости Р2, которая находится на выходе Р3. Кроме того, Р5 находится на выходе Р4 и на небольшом от нее осевом расстоянии. Таким образом, лопатки 56, 58 с изменяющимся углом установки находятся непосредственно на выходе стоек 48.

Кроме того, Н1 обозначает среднюю продольную плоскость для каждой стойки 48, и Н2 обозначает продольную плоскость для каждой неподвижной лопатки 44.

В данном случае плоскости Н1 и Н2 наклонены относительно оси А и являются по существу параллельными между собой. В отличие от известных решений стойки 48 имеют не осевую ориентацию, а, наоборот, «повернуты» (например, на угол 20-30°) вокруг оси, по существу радиальной относительно оси А картера.

Каждая стойка 48 имеет симметрию относительно своей плоскости Н1. Каждая стойка 48 является трубчатой для обеспечения прохождения через нее магистралей, кроме того, она может быть конструктивной или нет. Предпочтительно каждая стойка 48 сохраняет свои размеры, такие как ее хорды и ее толщина, по отношению к известному решению, показанному на фиг. 1 и 2.

Неподвижные лопатки 44 могут быть подобны лопаткам из известного решения.

Кольцевой ряд лопаток 56, 58 с изменяющимся углом установки содержит первые лопатки 56, которые находятся в продолжении стоек 48, и вторые лопатки 58, которые находятся между первыми лопатками 56 и на выходе неподвижных лопаток 44 относительно направления потока.

Как схематично показано на чертеже, профили лопаток 56 являются более выраженными, чем профили лопаток 58. Часть воздушного потока, которая проходит через неподвижные лопатки 44, спрямляется в большей степени, чем часть воздушного потока, проходящая вдоль стоек 48, по причине кривизны профиля неподвижных лопаток 44. Чтобы выходящий из статора воздушный поток был однородным по всей его окружности, необходимо спрямлять часть воздушного потока, проходящую от задних кромок стоек 48, в большей степени, чем часть воздушного потока, проходящую от задних кромок неподвижных лопаток 44. Следовательно, профили лопаток 56, 58 рассчитаны таким образом, чтобы часть воздушного потока, проходящая от задних кромок стоек 48, спрямлялась в большей степени, чем часть воздушного поток, проходящая от задних кромок неподвижных лопаток 44, и чтобы выходящий из статора воздушный поток был однородным по всей его окружности. Предпочтительно этот воздушный поток имеет треугольник скоростей 38, по существу одинаковый с известным решением (фиг. 2), чтобы конфигурация статора/входного картера в соответствии с изобретением не влияла на воздушный поток, попадающий на находящееся на выходе колесо ротора 28.

На фиг. 5 представлен более конкретный вариант выполнения заявленного статора 40, который в данном случае является входным картером 18.

Как и в предыдущем примере, статор 40 содержит ряды неподвижных лопаток 44, стоек 48 и лопаток 56, 58 с изменяющимся углом установки, причем последние имеют два разных профиля. Эти ряды лопаток 44, 56, 58 и стоек 48 расположены между коаксиальными кольцевыми стенками, соответственно радиально внутренней 62 и радиально наружной 64.

Каждая лопатка 56, 58 с изменяющимся углом установки содержит на своем наружном радиальном конце цилиндрический поворотный палец 66, который установлен в гнезде 68 наружной стенки 64 и который соединен через тягу 69 с управляющим кольцом (не показано) для позиционирования лопатки 56, 58 вокруг оси, образованной ее поворотным пальцем 66.

На фиг. 6 и 7 представлены версии выполнения статоров 40', 40ʺ в соответствии с изобретением, которые в данном случае являются промежуточными картерами 20.

Как и в предыдущем примере, каждый статор 40', 40ʺ содержит ряды неподвижных лопаток 44, стоек 48 и лопаток 56, 58 с изменяющимся углом установки, причем последние имеют два разных профиля. Эти ряды лопаток 44, 56, 58 и стоек 48 расположены между коаксиальными кольцевыми стенками, соответственно радиально внутренней 62 и радиально наружной 64. Каждая лопатка 56, 58 с изменяющимся углом установки содержит на своем наружном радиальном конце цилиндрический поворотный палец 66, который установлен в гнезде 68 наружной стенки 64 и который соединен через тягу 69 с управляющим кольцом (не показано) для позиционирования лопатки 56, 58 вокруг оси, образованной ее поворотным пальцем 66.

Кроме того, наружная стенка 64 дополнительно содержит средства разгрузки воздуха. В случае, показанном на фиг. 6, наружная стенка 64 содержит на входе стоек 48 кольцевой ряд сквозных щелей 70 для прохождения воздуха разгрузки и средства 72 перекрывания этих щелей 70. В случае, показанном на фиг. 7, наружная стенка 64 содержит между стойками 48 по меньшей мере одно сквозное отверстие 80 для прохождения воздуха разгрузки и по меньшей мере одну крышку 82 для перекрывания этого отверстия 80, при этом в данном случае крышка 82 выполнена с возможностью поворота вокруг шарнирной оси 84. Эта шарнирная ось 84 находится на входном конце крышки 82 и является, например, по существу касательной к окружности с центром на продольной оси статора 40ʺ.

Предпочтительно статор 40, 40', 40ʺ в соответствии с изобретением является моноблочным, то есть выполнен в виде единой детали, за исключением, разумеется, лопаток с изменяющимся углом установки, которые должны оставаться подвижными. Статор можно изготавливать в несколько этапов, например, из литейной заготовки, которую затем подвергают механической обработке и сваривают.

Claims

1. Статор (40, 40', 40ʺ) авиационного газотурбинного двигателя, содержащий кольцевой ряд неподвижных лопаток (44) и кольцевой ряд стоек (48), при этом статор имеет ось (А) статора, отличающийся тем, что:

- задние кромки (42) неподвижных лопаток находятся по существу в первой плоскости (Р1), поперечной к оси статора и находящейся ниже по потоку от второй плоскости (Р2), поперечной к оси статора и проходящей по существу через передние кромки (46) стоек, и

- передние кромки (50) неподвижных лопаток (44) находятся в третьей плоскости (Р3), поперечной к оси статора и находящейся выше по потоку от второй поперечной плоскости (Р2),

причем статор дополнительно содержит кольцевой ряд лопаток (56) с изменяющимся углом установки, находящийся ниже по потоку непосредственно после кольцевого ряда стоек (48), при этом кольцевой ряд лопаток (56, 58) с изменяющимся углом установки содержит первые лопатки (56) с изменяющимся углом установки, которые находятся по существу в продолжении стоек (48), и вторые лопатки (58) с изменяющимся углом установки, которые находятся между первыми лопатками с изменяющимся углом установки, при этом первые лопатки с изменяющимся углом установки имеют аэродинамические профили, отличающиеся от аэродинамических профилей вторых лопаток с изменяющимся углом установки.

2. Статор (40, 40', 40ʺ) по п. 1, отличающийся тем, что средние продольные плоскости (Н1) стоек (48) имеют наклон относительно продольной оси (А) статора.

3. Статор (40, 40', 40ʺ) по п. 2, отличающийся тем, что средние продольные плоскости (Н1, Н2) стоек (48) и неподвижных лопаток (44) являются по существу параллельными.

4. Статор (40, 40', 40ʺ) по п. 1, отличающийся тем, что содержит две кольцевые стенки, соответственно внутреннюю (62) и наружную (64), между которыми проходят ряды неподвижных лопаток (44) и стоек (48).

5. Статор (40, 40', 40ʺ) по п. 4, отличающийся тем, что каждая лопатка (56) с изменяющимся углом установки содержит на своем наружном радиальном конце цилиндрический поворотный палец (86), который установлен в гнезде (68) наружной стенки (64).

6. Статор (40, 40', 40ʺ) по п. 4, отличающийся тем, что наружная стенка (64) содержит:

- выше по потоку от стоек кольцевой ряд сквозных щелей (70) для прохождения воздуха разгрузки и средства (72) перекрывания этих щелей 70, или

- между стойками по меньшей мере одно сквозное отверстие (80) для прохождения воздуха разгрузки и по меньшей мере одну крышку (82) для перекрывания этого отверстия.

7. Статор (40, 40', 40ʺ) по п. 1, отличающийся тем, что первые лопатки (56) с изменяющимся углом установки имеют более выраженные аэродинамические профили или кривизну, чем вторые лопатки (58) с изменяющимся углом установки.

8. Авиационный газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающийся тем, что содержит по меньшей мере один статор (40, 40', 40ʺ) по п. 1.