лопаточный венец статора осевого компрессора газотурбинного двигателя

Формула изобретения

1. Лопаточный венец статора осевого компрессора газотурбинного двигателя, содержащий двухопорные лопатки спрямляющего аппарата, закрепленные своими концами в посадочных пазах внешней и внутренней концентрических обечайках корпуса компрессора, отличающийся тем, что на верхнем и нижнем концах каждой лопатки со стороны входной и выходной кромок пера выполнены заплечики и хвостовик, представляющий собой продолжение центральной части поперечного сечения профиля пера лопатки, нижний конец лопатки хвостовиком входит в посадочный паз внутренней обечайки с контактом заплечиками по наружному диаметру обечайки, верхний конец лопатки своим профилем пера входит в посадочный паз внешней обечайки с контактом между торцами хвостовика и подпружиненного упора, размещенного во втулке, установленной на выступах наружного диаметра внешней обечайки против каждого посадочного паза, с обеспечением перемещения лопатки в радиальном направлении.

2. Лопаточный венец по п.1, отличающийся тем, что заплечики и хвостовик на верхнем и нижнем концах каждой лопатки облицованы демпфирующим материалом, например, слоями силиконовой резины.

3. Лопаточный венец по п.1, отличающийся тем, что посадочные пазы крепления концов лопаток на внешней и внутренней обечайках корпуса компрессора выполнены со смещением относительно друг друга в окружном направлении на постоянную величину угла .

4. Лопаточный венец по п.1 - 3, отличающийся тем, что посадочные пазы крепления концов лопаток на внешней и внутренней обечайках корпуса компрессора выполнены со смещением относительно друг друга в осевом направлении параллельно продольной оси на постоянную величину расстояния l.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к компрессорам газотурбинного двигателя (ГТД).

Известны лопаточные венцы статора осевого компрессора ГТД, содержащие двухопорные лопатки, закрепленные своими концами в посадочных пазах верхней и нижней обечаек корпуса компрессора (см. книгу Г.С. Скубачевский "Авиационные газотурбинные двигатели", Москва, Машиностроение, 1969 г., стр. 84; Патент Англии N 1263639, кл. FIT, F 01 D 9/02, заявл. 20.07.70, опубл. 16.02.72; Патент США N 4005574, кл. 60-226A, F 02 K 3/06, заявл. 21.04.75, опубл. 01.02.77).

В известных устройствах крепление лопаток в посадочных пазах верхней и нижней обечаек корпуса компрессора не позволяет производить замену поврежденных или вышедших из строя отдельных лопаток без разборки двигателя, что приводит к досрочному возврату двигателя из эксплуатации и дополнительным дорогостоящим работам по его восстановлению.

Наиболее близким по своей технической сущности является лопаточный венец статора осевого компрессора, описанный в патенте ФРГ N 1476924, кл. 14 с, 9/04, F 01 D 9/04, заявл. 29.04.66, опубл. 25.03.71.

Указанный лопаточный венец статора осевого компрессора ГТД, принятый за ближайший аналог, содержит двухопорные лопатки спрямляющего аппарата, закрепленные своими концами в посадочных пазах внешней и внутренней концентрических обечаек корпуса компрессора с возможностью перемещения в окружном направлении внешней обечайки и, как следствие, возможностью замены лопаток. Однако конструкция такого лопаточного венца сложна в изготовлении и требует в эксплуатации наличия специальных приспособлений, обеспечивающих смещение внешней обечайки относительно внутренней.

Технический результат изобретения заключается в ремонтопригодности компрессора в эксплуатационных условиях с минимальной затратой времени на замену вышедших из строя лопаток направляющего аппарат из-за забоин, трещин, погнутостей и др., образующихся в результате, например, попадания посторонних предметов на вход двигателя.

Технический результат достигается за счет упрощенной конструкции крепления концов лопаток и посадочных пазов в обечайках корпуса компрессора и введения подпружиненных упоров. На верхнем и нижнем концах каждой лопатки со стороны входной и выходной кромок пера выполнены заплечики и хвостовик, представляющий собой продолжение центральной части поперечного сечения профиля пера лопатки, нижний конец лопатки хвостовиком входит в посадочный паз внутренней обечайки с контактом заплечиками по наружному диаметру внутренней обечайки, верхний конец лопатки своим профилем пера входит в посадочный паз внешней обечайки с контактом между торцами хвостовика и подпружиненного упора, размещенного во втулке, установленной на выступах наружного диаметра внешней обечайки против каждого посадочного паза, с обеспечением перемещения лопатки в радиальном направлении. Заплечики и хвостовик на верхнем и нижнем концах каждой лопатки облицованы демпфирующим материалом, например слоями силиконовой резины.

Посадочные пазы крепления концов лопаток на внешней и внутренней обечайках корпуса компрессора выполнены со смещением относительно друг друга в окружном направлении на постоянную величину угла , а в осевом направлении параллельно продольной оси компрессора на постоянную величину расстояния l.

Такое выполнение концов лопаток и их посадочных пазов на внешней и внутренней обечайках корпуса компрессора позволяет производить замену поврежденных лопаток без полной разборки двигателя, а также и без съема двигателя с самолета в условиях эксплуатации, даже послевентиляторного спрямляющего аппарата, если имеется возможность обеспечить доступ к поврежденным лопаткам (если есть возможность снять несколько лопаток с ротора вентилятора), оставаясь при этом простой конструкцией, не требующей специальных приспособлений.

Сущность изобретения поясняется чертежами. На фиг. 1 показана часть продольного разреза газотурбинного двигателя с послевентиляторным спрямляющим аппаратом. На фиг. 2 представлены элемент А продольного разреза ГТД с посадочными пазами внешней и внутренней обечаек и крепление в них лопаток спрямляющего аппарата со смещением относительно друг друга в направлении параллельно продольной оси на постоянную величину расстояния l. На фиг. 3 представлен вид по стрелке Б продольного разреза ГТД на лопаточный венец спрямляющего аппарата со смещением концов лопаток в посадочных пазах относительно друг друга в окружном направлении на постоянную величину угла .

Лопаточный венец 1 статора осевого компрессора газотурбинного двигателя 2 содержит двухопорные лопатки 3 спрямляющего аппарата, расположенного за вентилятором 4. Каждая лопатка имеет перо 5 с входной и выходной кромками 6 и 7 соответственно. На верхнем опорном конце 8 пера лопатки со стороны входной и выходной кромок выполнены заплечики 9 и 10 и хвостовик 11. На нижнем опорном конце 12 пера лопатки со стороны входной и выходной кромок выполнены заплечики 13 и 14 и хвостовик 15. Корпус 16 компрессора содержит внешнюю и внутреннюю концентрические обечайки 17 и 18 с посадочными пазами 19 и 20 соответственно. На внешней обечайке против каждого посадочного паза имеются выступы 21, на каждом из которых установлена пустотелая втулка 22, внутри которой размещены упор 23 и пружина 24. Заплечики и хвостовик каждой лопатки облицованы демпфирующим материалом 25, например слоями силиконовой резины.

Посадочные пазы крепления концов лопаток на внешней и внутренней обечайках выполнены со смещением относительно друг друга в окружном направлении на постоянную величину угла , а в осевом направлении параллельно продольной оси на постоянную величину расстояния l.

При работе газотурбинного двигателя на его вход попадают посторонние предметы (камни, песок, лед и др.), которые, перемещаясь вместе с воздушным потоком по тракту, наносят различные повреждения стоящим на пути лопаткам компрессора. При превышении повреждений (забоин, трещин и т.д.) выше допустимых норм поврежденные лопатки вынимаются из своих гнезд и заменяются на новые. Снятие лопаток 1 спрямляющего аппарата производится приложением усилия вверх по оси лопатки с утоплением ее верхнего конца 8 в посадочном пазу 19 обечайки 17 за счет деформации пружины 24 и отжатия упора 23 хвостовиком 11. Одновременно, прикладывая к перу 5 лопатки усилия вдоль продольной оси компрессора, выводим хвостовик 15 нижнего конца 12 лопатки 3 из его посадочного паза 20. После вывода из зацепления хвостовика 15 лопатке 3 сообщается плавное движение вперед и последующим движением хвостовик 11 выводится из посадочного паза 19 верхнего конца 8 лопатки.

Постановка другой лопатки вместо дефектной в свои посадочные пазы производится в обратном порядке ее снятию, а именно лопатка 3 своим верхним концом 8 вставляется хвостовиком 11 в паз 19, прикладывается усилие вверх по оси лопатки и после отжатия упора 23 хвостовиком 11 плавным движением хвостовик 15 вводится в посадочный паз 20 нижнего конца 12. После установки хвостовика 15 в посадочном пазу 20 приложенное усилие в лопатке 3 плавно снимается и лопатка под действием усилия от упора 23 и пружины 24 самоустанавливается в посадочных пазах 19 и 20.

Для облегчения и удобства работ по замене лопаток заплечики 9, 10, 13, 14 и хвостовики 11 и 15 облицованы демпфирующим материалом, а посадочные пазы 19 и 20 крепления концов 8 и 12 лопаток на внешней и внутренней обечайках 17 и 18 выполнены со смещением относительно друг друга в окружном направлении на постоянную величину угла , а в осевом направлении параллельно продольной оси компрессора на постоянную величину расстояния l. Величины и расстояния l смещения посадочных пазов как в окружном, так и в осевом направлениях определяются расчетным или экспериментальным путем в зависимости от геометрических размеров компрессора ГТД.

Устройство позволяет производить замену поврежденных лопаток статора осевого компрессора с минимальной затратой времени на ремонт. В случаях, когда имеется возможность предварительно снять несколько лопаток вентилятора и тем самым обеспечить доступ к поврежденным лопаткам послевентиляторного спрямляющего аппарата, замену лопаток производят без съема двигателя с самолета, сокращая при этом вынужденные простои дорогостоящего оборудования в эксплуатации.