RU155599U1 - GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE - Google Patents
GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE Download PDFInfo
- Publication number
- RU155599U1 RU155599U1 RU2015110850/05U RU2015110850U RU155599U1 RU 155599 U1 RU155599 U1 RU 155599U1 RU 2015110850/05 U RU2015110850/05 U RU 2015110850/05U RU 2015110850 U RU2015110850 U RU 2015110850U RU 155599 U1 RU155599 U1 RU 155599U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- rotor
- pen
- axis
- profile
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
1. Лопатка имеющего диск с пазами рабочего колеса четвёртой ступени ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя, содержащего проточную часть, имеющего турбину низкого давления, турбину высокого давления и силовую турбину, характеризующаяся тем, что лопатка содержит перо, которое выполнено с осью, выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными по направлению потока рабочего тела входной и выходной кромками, и со спиральной закруткой профиля по высоте пера, а также хвостовик с продольной осью, предназначенный для установки в любой из пазов диска рабочего колеса четвёртой ступени с обеспечением угла αустановки профиля пера к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, имеющего в корневом сечении пера значение α=(19,7÷32,3)°, a в периферийном сечении пера значение α=(52÷62)°, причем в качестве оси пера лопатки принята продольная ось профиля пера, совпадающая с осью закрутки профиля, а лопатка выполнена с углом установки профиля пера относительно оси ротора, нарастающим по высоте лопатки с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gизменения угла установки профиля, имеющим в проекции на условную осевую плоскость ротора значения в диапазонеG=(α-α)/Н=(151,7÷274,0) [град/м],где α- проекция угла установки профиля пера в корневом сечении лопатки относительно оси ротора на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки; α- проекция угла установки профиля пера в периферийном сечении лопатки относительно оси ротора на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки; Н- средняя высота п�1. The blade of the disk having grooves of the impeller of the fourth stage of the rotor of the low pressure compressor (KND) of the gas turbine engine, comprising a flow part, having a low pressure turbine, a high pressure turbine and a power turbine, characterized in that the blade contains a feather, which is made with an axis, a convex-concave profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated in the direction of flow of the working fluid by the input and output edges, and with a spiral twist of the profile along the height of the feather and also the tails k with a longitudinal axis, designed to be installed in any of the grooves of the fourth-stage impeller disk, ensuring the angle α of setting the profile of the pen to the rotor axis in the projection onto the conditional axial plane of the rotor, normal to the axis of the blade’s pen having α = in the root section of the pen (19 , 7 ÷ 32.3) °, and in the peripheral section of the pen, the value α = (52 ÷ 62) °, and the longitudinal axis of the profile of the pen, which coincides with the axis of twist of the profile, is adopted as the axis of the pen blade, and the blade is made with the angle of installation of the profile of the pen relative to the axis of the rotor, increasing along the height of the blade with a radial distance from the rotor axis with a gradient G of a change in the angle of installation of the profile, which in the projection onto the conditional axial plane of the rotor has values in the range G = (α-α) / Н = (151.7 ÷ 274.0) [deg / m], where α is the projection of the angle of the profile of the pen in the root section of the blade relative to the axis of the rotor on the conditional axial plane of the rotor, normal to the axis of the pen blade; α is the projection of the angle of installation of the profile of the pen in the peripheral section of the blade relative to the axis of the rotor on the conditional axial plane of the rotor, normal to the axis of the pen blade; H - average height p�
Description
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно, к осевым компрессорам низкого давления авиационных газотурбинных двигателей.The utility model relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to low-pressure axial compressors of aircraft gas turbine engines.
Известна профилированная лопатка компрессора для диска рабочего колеса, имеющего аксиальную, тангенциальную и радиальную ортогональные оси, содержащая стороны повышенного и низкого давления, простирающиеся в радиальном направлении от хвостовика к вершине и в аксиальном направлении между передней и задней кромками, поперечные сечения, имеющие соответствующие хорды и линии изгиба, проходящие между передней и задней кромками, и центры тяжести, выровненные по оси укладки, имеющей двойной изгиб. Сторона низкого давления изогнута вдоль задней кромки вблизи хвостовика для уменьшения разделения потока на нем (RU 2000130594 A, опубл. 32, 3.01.2003).Known profiled compressor blade for the impeller disk having axial, tangential and radial orthogonal axes, containing high and low pressure sides, extending in the radial direction from the shank to the apex and in the axial direction between the front and rear edges, cross sections having corresponding chords and bending lines extending between the leading and trailing edges, and centers of gravity aligned along a pivot axis having a double bend. The low pressure side is curved along the trailing edge near the liner to reduce the separation of the flow on it (RU 2000130594 A, publ. 32, 3.01.2003).
Известна рабочая лопатка компрессора, включающая перо и хвостовик. Хвостовик лопатки расположен горизонтально, а перо соединено с хвостовиком через промежуточный элемент - ножку. Между ножкой и пером размещена полка, формирующая проточную часть двигателя (Н.Н. Сиротин, А.С. Новиков, А.Г. Пайкин, А.Н. Сиротин. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва. Наука 2011. стр. 257-263).Known compressor blades, including a feather and a shank. The shank of the blade is located horizontally, and the feather is connected to the shank through an intermediate element - the leg. Between the leg and the feather there is a shelf forming the engine flow part (NN Sirotin, AS Novikov, AG Paykin, AN Sirotin. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS system technologies.
К недостаткам известных решений относятся неопределенность достижения эффективного взаимодействия лопаток с потоком рабочего тела вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации пера и угловой установки лопатки в рабочем колесе четвертой ступени ротора, а также сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД, газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и как следствие сложность обеспечения оптимальной динамической прочности и повышенного ресурса лопатки.The disadvantages of the known solutions include the uncertainty of achieving effective interaction of the blades with the flow of the working fluid due to the lack of specification of the ranges of geometric and aerodynamic parameters of the spatial configuration of the pen and the angular installation of the blades in the impeller of the fourth stage of the rotor, as well as the difficulty of obtaining a compromise combination of increased values of efficiency, gas-dynamic stability (GDU ) compressor and, as a consequence, the difficulty of ensuring optimal dynamic strength and Vyshen blade resource.
Задача полезной модели состоит в разработке лопатки рабочего колеса четвертой ступени ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД) с улучшенными конструктивными и аэродинамическими параметрами пространственной конфигурации и жесткостью пера лопатки, обеспечивающими возможность увеличения расхода сжимаемого рабочего тела - воздуха в четвертой ступени на всех режимах работы двигателя, а также увеличение газодинамической устойчивости и ресурса без увеличения материалоемкости лопатки.The objective of the utility model is to develop the blades of the impeller of the fourth stage of the rotor of the low pressure compressor (KND) of the gas turbine engine (GTE) with improved structural and aerodynamic parameters of the spatial configuration and the stiffness of the feather blade, providing the possibility of increasing the flow rate of the compressible working fluid - air in the fourth stage at all engine operating modes, as well as an increase in gas-dynamic stability and resource without increasing the material consumption of the blade.
Поставленная задача решается тем, что лопатка имеющего диск с пазами рабочего колеса четвертой ступени ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего проточную часть, которая ограничена по периферийному контуру корпусом двигателя, имеющего турбину низкого давления (ТНД), турбину высокого давления (ТВД) и силовую турбину (СТ), согласно полезной модели, содержит перо, которое выполнено с осью, выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными по направлению потока рабочего тела входной и выходной кромками, и со спиральной закруткой профиля по высоте пера, а также хвостовик с продольной осью, предназначенный для установки в любой из пазов диска рабочего колеса четвертой ступени с обеспечением угла αк установки профиля пера к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, имеющего в корневом сечении пера значение αк=(19,7÷32,3)°, а в периферийном сечении пера значение αп=(52÷62)°, причем в качестве оси пера лопатки принята продольная ось профиля пера, совпадающая с осью закрутки профиля, а лопатка выполнена с углом установки профиля пера относительно оси ротора, нарастающим по высоте лопатки с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п. изменения угла установки профиля, имеющем в проекции на условную осевую плоскость ротора значения в диапазонеThe problem is solved in that the blade of the low-pressure compressor of the gas turbine engine having a disk with grooves of the fourth stage rotor of the compressor rotor containing a flow part, which is limited along the peripheral contour of the engine casing having a low pressure turbine (HPH), high pressure turbine (HPH) and power a turbine (ST), according to a utility model, contains a feather, which is made with an axis, a convex-concave profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated in the direction of flow of the work about the body with the input and output edges, and with a spiral twist of the profile along the height of the pen, as well as a shank with a longitudinal axis, designed to be installed in any of the grooves of the disk of the fourth stage impeller with an angle α to set the profile of the pen to the rotor axis in the conventional the axial plane of the rotor normal to the axis of the feather of the blade with the value α к = (19.7 ÷ 32.3) ° in the root section of the feather, and the value α п = (52 ÷ 62) ° in the peripheral section of the feather, and as an axis the blade blade adopted the longitudinal axis of the profile of the pen, coinciding with the axis z twist profile and the blade installation angle is formed with the profile of the pen relative to the rotor axis, increasing in height of the blade with the radial distance from the rotor axis gradient G uniformizing parameter changes in the angle of installation of the profile, which in the projection onto the conditional axial plane of the rotor has values in the range
Gу.п.=(αп-αк)/Hср=(151,7÷274,0) [град/м],G U.P. = (α p -α k ) / H cf = (151.7 ÷ 274.0) [deg / m],
где αк - проекция угла установки профиля пера в корневом сечении лопатки относительно оси ротора на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки; αп - проекция угла установки профиля пера в периферийном сечении лопатки относительно оси ротора на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки; Hср - средняя высота пера лопатки; а перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gу.х.,where α to is the projection of the angle of the profile of the pen in the root section of the blade relative to the axis of the rotor on the conditional axial plane of the rotor, normal to the axis of the pen blade; α p - the projection angle of the profile of the pen in the peripheral section of the blade relative to the axis of the rotor on the conditional axial plane of the rotor, normal to the axis of the pen blade; H cf - the average height of the feather blades; and the blade feather is made with inlet and outlet edges diverging to the peripheral end with a gradient of increasing chords G u.x. ,
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hcp=(2,2÷3,2)·10-2 [м/м],G u = (L p.h.- L k.h. ) / H cp = (2.2 ÷ 3.2) · 10 -2 [m / m],
где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lк.х. - длина корневой хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Hср - средняя высота пера лопатки; кроме того перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно условной хорды, соединяющей кромки пера лопатки, при этом максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т., равнымwhere L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L c.h. - the length of the root chord connecting the input and output edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; H cf - the average height of the feather blades; in addition, the feather of the blade is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in cross section as the difference between the heights of the back and trough relative to the conditional chord connecting the edges of the feather of the blade, while the maximum thickness of the profile of the feather of the blade is made the largest in the root section and decreasing in height of the feather to peripheral end with a gradient G of standard fuel equal to
Gу.т.=(Cк-Cп)/Hср=(1,48÷1,76)·10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / H cf = (1.48 ÷ 1.76) · 10 -2 [m / m],
где Cк - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки;where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade;
Cп - максимальная толщина периферийного сечения профиля пера лопатки;C p - the maximum thickness of the peripheral section of the profile of the pen blade;
Hср - средняя высота пера лопатки.H cf - the average height of the feather blades.
Перо лопатки может быть выполнено выпукло-вогнутым профилем с вогнутым корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета) и с выпуклой спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки, при этом хорда, соединяющая входную и выходную кромки пера в корневой зоне, образует с осью ротора в проекции на упомянутую условную плоскость угол αк установки профиля пера не менее угла α0 установки хвостовика лопатки.The blade feather can be made with a convex-concave profile with a concave trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view along the np - direction of flight) and with a convex back of the feather facing in convexity towards the side of rotation of the rotor and in the direction of rotation clockwise, while the chord connecting the input and output edges of the pen in the root zone forms, with the rotor axis, an angle α to the installation of the profile of the pen of at least the angle α 0 of the installation of the shank of the blade in the projection onto the said conventional plane.
Перо лопатки может быть выполнено выпукло-вогнутым с вогнутым корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.) и с выпуклой спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).The blade feather can be made convex-concave with a concave trough facing concave in the direction of rotation of the rotor in a clockwise direction (view in n.p.) and with a convex back of the feather facing in convexity in the direction of rotation of the rotor and counterclockwise rotation direction (view by n.p.).
Периферийный торец пера лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне четвертой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face of the blade pen is beveled with the repetition of the curvature of the inner surface of the engine duct in the zone of the fourth KND with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unobstructed rotation of the impeller blades in the KND rotor of the engine.
Технический результат, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков лопатки рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД ГТД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,2% при повышении ресурса лопатки в 2 раза.The technical result achieved by the above set of essential features of the impeller blades of the fourth stage of the rotor KND GTE rotor consists in increasing the efficiency and expanding the range of compressor gas-dynamic stability modes by 2.2% with a 2-fold increase in the resource of the blade.
Сущность полезной модели поясняется чертежами, где:The essence of the utility model is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображена лопатка рабочего колеса четвертой ступени, вид сбоку;in FIG. 1 shows a blade of the impeller of the fourth stage, side view;
на фиг. 2 - лопатка рабочего колеса четвертой ступени, вид сверху;in FIG. 2 - the blade of the impeller of the fourth stage, top view;
на фиг. 3 - перо лопатки рабочего колеса четвертой ступени, поперечный разрез;in FIG. 3 - feather blades of the impeller of the fourth stage, a cross section;
на фиг. 4 - фрагмент диска рабочего колеса четвертой ступени с пазами для установки хвостовиков лопаток, фронтальная проекция.in FIG. 4 - a fragment of the disk of the impeller of the fourth stage with grooves for installing the shanks of the blades, frontal projection.
Газотурбинный двигатель включает компрессор низкого давления, турбину низкого давления, компрессор высокого давления, турбину высокого давления и силовую турбину. Лопатка рабочего колеса четвертой ступени ротора компрессора низкого давления ГТД, содержащего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо 1 и хвостовик 2. Перо 1 лопатки выполнено с осью, выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом 3 и выпуклой спинкой 4, сопряженными по направлению потока рабочего тела входной и выходной кромками 5 и 6 соответственно, и со спиральной закруткой профиля по высоте пера 1. Хвостовик 2 выполнен с продольной осью и предназначен для установки в любой из пазов 7 диска 8 рабочего колеса четвертой ступени с обеспечением угла αк установки профиля пера 1 к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера 1 лопатки, имеющего в корневом сечении пера 1 значение αк=(19,7÷32,3)°, а в периферийном сечении пера 1 значение αп=(52÷62)°. В качестве оси пера 1 лопатки принята продольная ось профиля пера, совпадающая с осью закрутки профиля. В качестве оси ротора принята ось вращения ротора.The gas turbine engine includes a low pressure compressor, a low pressure turbine, a high pressure compressor, a high pressure turbine and a power turbine. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor of the low-pressure compressor of the gas turbine engine, containing the flow part, limited by the peripheral contour of the engine housing, contains
Перо 1 лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 4 и корыта 3 относительно хорды 9, соединяющей входную и выходную кромки 5 и 6 пера 1 лопатки.The
Максимальная толщина профиля пера 1 лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера 1 к периферийному торцу 10 с градиентом Gу.т., равнымThe maximum thickness of the profile of the
Gу.т.=(Cк-Cп)/Hср=(1,48÷1,76)·10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / H cf = (1.48 ÷ 1.76) · 10 -2 [m / m],
где Cк - максимальная толщина корневого сечения профиля пера 1 лопатки;where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the
Cп - максимальная толщина периферийного сечения профиля пера 1 лопатки;C p - the maximum thickness of the peripheral section of the profile of the
Hср - средняя высота пера 1 лопатки.H cf - the average height of the
Лопатка выполнена с углом установки профиля пера 1 относительно оси ротора, нарастающим по высоте лопатки с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п. изменения угла установки профиля, имеющем в проекции на условную осевую плоскость ротора значения в диапазонеThe blade installation angle is formed with the
Gу.п.=(αп-αк)/Hср=(151,7÷274,0) [град/м],G U.P. = (α p -α k ) / H cf = (151.7 ÷ 274.0) [deg / m],
где αк - проекция угла установки профиля пера 1 в корневом сечении лопатки относительно оси ротора на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки; αп - проекция угла установки профиля пера 1 в периферийном сечении лопатки относительно оси ротора на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки; Hср - средняя высота пера 1 лопатки.where α to is the projection of the angle of installation of the profile of the
Перо 1 лопатки выполнено с входной и выходной кромками 5 и 6 соответственно, расходящимися к периферийному торцу 10 с градиентом увеличения хорды Gу.х.,The
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hcp=(2,2÷3,2)·10-2 [м/м],G u = (L p.h.- L k.h. ) / H cp = (2.2 ÷ 3.2) · 10 -2 [m / m],
где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки 5 и 6 пера 1 лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lк.х. - длина корневой хорды, соединяющей входную и выходную кромки 5 и 6 пера 1 лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Hср - средняя высота пера 1 лопатки.where L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the input and
Перо 1 лопатки выполнено выпукло-вогнутым профилем. Вогнутая поверхность профиля пера в виде корыта 3 выполнена обращенной вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета). Выпуклая поверхность профиля пера 1, образующая спинку 4 пера, выполнена обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки (вид по н.п.). Хорда 9, соединяющая входную и выходную кромки 5 и 6 пера 1 в корневой зоне 11, образует с осью ротора в проекции на упомянутую условную плоскость угол αк установки профиля пера 1 не менее угла α0 установки хвостовика 2 лопатки.The
Вариантно перо 1 лопатки выполнено выпукло-вогнутым профилем с вогнутой поверхностью - корытом 3, обращенной вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.) и с выпуклой поверхностью, образующей спинку 4 пера 1, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).
Периферийный торец 10 пера 1 лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне четвертой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The
Лопатку рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД ГТД поэтапно изготавливают из прутка авиационного сплава. На первом этапе отрезают фрагмент прутка требуемой длины, из которого электровысадкой с последующей механической обработкой выполняют заготовку лопатки с локальными утолщениями на участке расположения хвостовика 2. На следующем этапе заготовку подвергают общему нагреву в электропечи до состояния термопластичности и выполняют горячую объемную штамповку, используя штамп, состоящий из двух ответно профилированных полуматриц. Рабочая поверхность одной из полуматриц штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности спинки 4 пера 1 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 3 пера 1 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 2.The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor KND GTD is stage-by-stage made from the bar of an aircraft alloy. At the first stage, a fragment of the rod of the required length is cut, from which the blade blank with local thickenings is performed by electric upsetting with local thickenings on the location of the
Доводку обтекаемых поверхностей профилей пера 1 производят фрезерованием с последующей полировкой.The refinement of the streamlined surfaces of the profiles of the
Изготовленная таким образом лопатка состоит из объединенных в одно целое пера 1 с хвостовиком 2, выполненная как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД ГТД.The blade made in this way consists of a
Профиль пера 1 лопатки имеет следующие геометрические параметры:The profile of the
- в корневом сечении профиль пера 1 лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Cmax=4,16 мм; длина хорды пера - 49,8 мм; угол αк установки профиля пера 1 к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки, составляет 26,5°;- in the root section, the profile of the
- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Cmax=2,15 мм; длина хорды пера принята 53,5 мм; угол αк установки профиля пера к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки, составляет 56°;- in the peripheral section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness C max = 2.15 mm; pen chord length adopted 53.5 mm; the angle α to the installation of the profile of the pen to the axis of rotation of the rotor in the projection onto the axial plane of the latter, normal to the axis of the pen blade, is 56 °;
- средняя высота Hср профиля пера 1 составляет 125,9 мм.- the average height H cf of the profile of
Лопатка выполнена для фиксации на диске рабочего колеса вала ротора путем установки хвостовика 2 в пазу 7 обода диска 8.The blade is made for fixing on the disk of the impeller of the rotor shaft by installing the
При работе компрессора каждая лопатка рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД взаимодействует с рабочим телом, передавая последнему кинетическую и потенциальную энергию. В результате возникает направленный к выходу из лопаточного венца рабочего колеса поток сжимаемого рабочего тела, который поступает из межлопаточных каналов лопаточного венца рабочего колеса ротора на лопатки и в межлопаточные каналы направляющего аппарата статора четвертой ступени. После выравнивания в направляющем аппарате поток поступает далее во входной направляющий аппарат компрессора высокого давления.When the compressor is operating, each blade of the impeller of the fourth stage of the KND rotor interacts with the working fluid, transferring the kinetic and potential energy to the latter. The result is a flow of a compressible working fluid directed towards the exit from the impeller rim of the impeller, which flows from the interscapular channels of the impeller rim of the rotor impeller to the blades and into the interscapular channels of the stator of the fourth stage stator. After alignment in the guiding apparatus, the flow then enters the inlet guiding apparatus of the high-pressure compressor.
В процессе реализации разработанной в полезной модели конструкции лопатки рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД технический результат достигается только при установке лопатки в рабочем колесе с ориентацией профиля пера 1 в корневом сечении лопатки под углом αк к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера 1, в указанном угловом диапазоне значений αк=(19,7÷32,3)°, в сочетании с одновременным согласованным удовлетворением условий соответствия найденных в полезной модели геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации и градиентов их изменения по высоте лопатки. При назначении угла αк в корневом сечении лопатки, принятом из интервала значений αк=(19,7÷32,3)°, найденного в полезной модели с учетом углов установки профиля пера предыдущих ступеней ротора компрессора, достигают наиболее высокие значения КПД, ГДУ компрессора и ресурса лопатки.In the process of implementation of the design of the impeller blade of the fourth stage of the KND rotor developed in a utility model, the technical result is achieved only when the blade is installed in the impeller with the profile of the
При уменьшении угла αк<19,7° существенно ограничивается диапазон газодинамической устойчивости работы компрессора, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва воздушного потока с выпуклой спинки 4 лопатки с результирующей потерей ГДУ. С увеличением угла αк>32,3° возрастает риск срыва воздушного потока с корыта 3 пера 1 лопатки и снижается КПД. Кроме того при увеличении угла αк>32,3° неоправданно возрастают напряжения в лопатке на всех режимах работы КНД, что приводит к снижению ресурса, увеличению материалоемкости лопаток и в конечном счете к утяжелению компрессора и снижению эксплуатационной экономичности двигателя.With a decrease in the angle α to <19.7 °, the range of gas-dynamic stability of the compressor operation is significantly limited, the efficiency of the stage decreases and the risk of an accidentally dangerous disruption of the air flow from the convex back of the 4 blades with the resulting loss of HLD increases. With an increase in the angle α to > 32.3 °, the risk of disruption of the air flow from the
Аналогичные процессы имеют место с получением положительного результата при соблюдении и отрицательного при выходе за пределы найденных в полезной модели границ диапазонов градиентов Gу.п. по высоте Hср пера 1 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера лопатки со значениями градиента Gу.п.<151,7 [град/м] существенно ограничивается диапазон ГДУ работы КНД, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 4 лопатки с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды 9 пера 1 по высоте лопатки до значений градиента Gу.п., превышающих верхний предел Gу.п.>274,0 [град/М], приводит к недопустимому уменьшению угла раскрытия периферийного участка 12 пера 1 лопатки, что в свою очередь приводит к снижению КПД, негативному уменьшению диапазона ГДУ компрессора и недопустимому рассогласованию работы четвертой ступени ротора с предыдущими ступенями компрессора низкого давления.Similar processes take place with obtaining a positive result when observed and a negative one when going beyond the limits of the gradient ranges G in. Found in the utility model . height H cf pen 1 scapula. When performing three-dimensional profile of the blade with the gradient values G uniformizing parameter <151.7 [deg / m], the range of GDU operation of the low pressure switch is significantly limited, the efficiency of the stage drops and the risk of an accidentally dangerous stall of the air flow from the convex back of the 4 blades with the resulting loss of the GDU increases. Increasing the angle
Градиент Gу.х. увеличения хорды 9 пера 1 лопатки по средней высоте Hср пера 1 лопатки характеризует парусность пера 1, образованную в результате углового расхождения входной и выходной кромок 5 и 6 пера 1 от втулки до периферийного торца 10. Парусность пера 1 по высоте лопатки спрофилирована по упомянутому градиенту Gу.х. углового расширения хорды 9 пера с заявленным диапазоном Gу.х.=(2,2÷3,2)·10-2 [м/м], что обеспечивает получение технического результата полезной модели. Уменьшение отношения разности длин периферийной и корневой хорд пера 1 к средней высоте Hср пера (Gу.х.<2,2·10-2) приводит к образованию недостаточной густоты заполнения периферийного кольцевого участка 12 площади поперечного сечения проточной части лопаточного венца периферийными участками 12 пера 1 лопаток в проекции на условную плоскость, нормальную к оси ротора. Как следствие возникает недопустимое снижение запаса ГДУ, сужение диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора и существенному снижению КПД за счет возможного срыва воздушного потока со спинки 4 лопатки. Увеличение (Gу.х.>3,2·10-2) приводит к неоправданному увеличению потерь от трения потока о профиль пера 1 лопатки и к снижению КПД компрессора.Gradient G WH an increase in the
Технический результат повышения ресурса лопатки в два раза достигается при соблюдении условия соотношения разности толщин к средней высоте пера 1 лопатки, принимаемого в пределах найденного в полезной модели указанного диапазона значений градиента Gу.т.=(1,48÷1,76)·10-2 [м/м] за счет обеспечения требуемой статической и динамической жесткости при оптимальной материалоемкости профиля пера 1 лопатки.The technical result of increasing the resource of the blade by two times is achieved subject to the condition of the ratio of the difference in thickness to the average height of the
При значениях градиента Gу.т.<1,48·10-2 [м/м] возникает излишнее повышение материалоемкости вследствие неоправданного реальными сочетаниями нагрузок увеличения толщины периферийной части лопатки, что приводит к завышению массы компрессора и снижению экономичности двигателя. При значениях градиента Gу.т.>1,76·10-2 [м/м] требуемое повышение ресурса лопатки не достигается из-за снижения динамической прочности в процессе эксплуатации компрессора вследствие неоправданного возрастания параметров изгибных колебаний профиля пера 1 при недопустимом уменьшении максимальной толщины профиля в наиболее нагруженной периферийной части длины пера лопатки.When the gradient values G reference fuel <1.48 · 10 -2 [m / m] an excessive increase in material consumption occurs due to the increase in the thickness of the peripheral part of the blade that is not justified by real load combinations, which leads to an overestimation of the compressor mass and a decrease in engine efficiency. When the gradient values G reference fuel > 1.76 · 10 -2 [m / m] the required increase in the resource of the blade is not achieved due to a decrease in dynamic strength during operation of the compressor due to an unjustified increase in the parameters of bending vibrations of
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса четвертой ступени достигают повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя без увеличения материалоемкости лопатки.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the blades of the impeller of the fourth stage, an increase in efficiency and an expansion of the range of regimes of gas-dynamic stability of the KND of the engine without increasing the material consumption of the blade are achieved.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015110850/05U RU155599U1 (en) | 2015-03-26 | 2015-03-26 | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015110850/05U RU155599U1 (en) | 2015-03-26 | 2015-03-26 | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU155599U1 true RU155599U1 (en) | 2015-10-10 |
Family
ID=54290037
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015110850/05U RU155599U1 (en) | 2015-03-26 | 2015-03-26 | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU155599U1 (en) |
-
2015
- 2015-03-26 RU RU2015110850/05U patent/RU155599U1/en active
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2565138C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade | |
RU2603382C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (versions) | |
RU2565114C1 (en) | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) | |
RU155495U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155599U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155601U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155600U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU2596915C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) | |
RU155496U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155498U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155494U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU2581990C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine engine | |
RU155607U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU149745U1 (en) | TURBOJET ENGINE COMPRESSOR ROTOR ROTOR BLADE | |
RU155492U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155497U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155603U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155493U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155491U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU2612282C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller | |
RU2596916C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) | |
RU155606U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155605U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU2596917C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) | |
RU2565108C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD9K | Change of name of utility model owner |