RU2014121911A - ROTOR SHAFT PRODUCING METHOD low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS) ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet made by this method (), sets of handles SECTIONS ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS) - Google Patents

ROTOR SHAFT PRODUCING METHOD low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS) ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet made by this method (), sets of handles SECTIONS ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS) Download PDF

Info

Publication number
RU2014121911A
RU2014121911A RU2014121911/06A RU2014121911A RU2014121911A RU 2014121911 A RU2014121911 A RU 2014121911A RU 2014121911/06 A RU2014121911/06 A RU 2014121911/06A RU 2014121911 A RU2014121911 A RU 2014121911A RU 2014121911 A RU2014121911 A RU 2014121911A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
stage
rim
rotor shaft
section
Prior art date
Application number
RU2014121911/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2573419C2 (en
Inventor
Александр Викторович Артюхов
Дмитрий Юрьевич Еричев
Евгений Ювенальевич Марчуков
Сергей Анатольевич Симонов
Николай Павлович Селиванов
Original Assignee
Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") filed Critical Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority to RU2014121911/06A priority Critical patent/RU2573419C2/en
Publication of RU2014121911A publication Critical patent/RU2014121911A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2573419C2 publication Critical patent/RU2573419C2/en

Links

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Способ изготовления вала ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), характеризующийся тем, что вал ротора выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию, а изготовление вала выполняют в три стадии; на первой стадии изготавливают сборочные единицы, включая цапфы передней и задней опоры вала, диски и цилиндрические проставки; на второй стадии сборочные единицы собирают в три монтажные секции, каждую из которых выполняют неразборной, при этом в первую от входа в двигатель секцию монтируют, последовательно соединяя в направлении потока рабочего тела цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и снабженную фланцем цилиндрическую проставку, в состав второй секции включают диск третьей ступени, к которому неразъемно присоединяют цапфу задней опоры вала ротора и цилиндрическую проставку, снабженную с противоположного торца фланцем, а третью секцию выполняют в виде диска четвертой ступени; на третьей стадии указанные монтажные секции последовательно разъемно соединяют через цилиндрические проставки и завершают монтаж конструкции вала ротора, разъемно соединяя цилиндрическую проставку второй секции с образующим третью секцию диском четвертой ступени; причем диски всех ступеней вала ротора КНД изготавливают из штампованных заготовок в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно со ступицей, которую выполняют с центральным отверстием, а обод выполняют вписанным в условную поверхность усеченного конуса, расширяющегося в направлении потока рабочего тела, с промежуточным радиусом 1. A method of manufacturing a rotor shaft of a low pressure compressor (KND) of a turbojet engine (TRD), characterized in that the rotor shaft is made drum-disk, assembling a four-stage design in terms of the number of disks, and the shaft is manufactured in three stages; at the first stage, assembly units are made, including trunnions of the front and rear shaft bearings, discs and cylindrical spacers; at the second stage, the assembly units are assembled into three mounting sections, each of which is non-separable, while the first section is assembled from the engine entrance, sequentially connecting the axle of the front support of the rotor shaft, the disk of the first stage, the disk of the second stage and equipped with a cylindrical spacer, the second section includes a disk of the third stage, to which the axle of the rear support of the rotor shaft and the cylindrical spacer equipped with a flange from the opposite end are inseparably attached, and the third section is performed in the form of a disk of the fourth stage; at the third stage, these mounting sections are sequentially detachably connected through cylindrical spacers and complete the installation of the rotor shaft structure by releasably connecting the cylindrical spacer of the second section with the fourth-stage disk forming the third section; moreover, the disks of all steps of the rotor shaft of the low pressure rotor are made of stamped blanks in the form of a single element, including a rim turning into an annular web with a hub, which is made with a central hole, and the rim is inscribed in a conditional surface of a truncated cone, expanding in the direction of flow of the working fluid, with an intermediate radius

Claims (13)

1. Способ изготовления вала ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), характеризующийся тем, что вал ротора выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию, а изготовление вала выполняют в три стадии; на первой стадии изготавливают сборочные единицы, включая цапфы передней и задней опоры вала, диски и цилиндрические проставки; на второй стадии сборочные единицы собирают в три монтажные секции, каждую из которых выполняют неразборной, при этом в первую от входа в двигатель секцию монтируют, последовательно соединяя в направлении потока рабочего тела цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и снабженную фланцем цилиндрическую проставку, в состав второй секции включают диск третьей ступени, к которому неразъемно присоединяют цапфу задней опоры вала ротора и цилиндрическую проставку, снабженную с противоположного торца фланцем, а третью секцию выполняют в виде диска четвертой ступени; на третьей стадии указанные монтажные секции последовательно разъемно соединяют через цилиндрические проставки и завершают монтаж конструкции вала ротора, разъемно соединяя цилиндрическую проставку второй секции с образующим третью секцию диском четвертой ступени; причем диски всех ступеней вала ротора КНД изготавливают из штампованных заготовок в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно со ступицей, которую выполняют с центральным отверстием, а обод выполняют вписанным в условную поверхность усеченного конуса, расширяющегося в направлении потока рабочего тела, с промежуточным радиусом в средней условной плоскости полотна диска, равным проектному радиусу внутреннего контура проточной части двигателя в указанном сечении, считая от оси вала до внешней поверхности обода, и с градиентом G2об конического расширения обода, который в процессе изготовления диска второй ступени принимают в диапазоне
Figure 00000001
1. A method of manufacturing a rotor shaft of a low pressure compressor (KND) of a turbojet engine (TRD), characterized in that the rotor shaft is made drum-disk, assembling a four-stage design in terms of the number of disks, and the shaft is manufactured in three stages; at the first stage, assembly units are made, including trunnions of the front and rear shaft bearings, discs and cylindrical spacers; at the second stage, the assembly units are assembled into three mounting sections, each of which is non-separable, while the first section is assembled from the engine entrance, sequentially connecting the axle of the front support of the rotor shaft, the disk of the first stage, the disk of the second stage and equipped with a cylindrical spacer, the second section includes a disk of the third stage, to which the axle of the rear support of the rotor shaft and the cylindrical spacer equipped with a flange from the opposite end are inseparably attached, and the third section is performed in the form of a disk of the fourth stage; at the third stage, these mounting sections are sequentially detachably connected through cylindrical spacers and complete the installation of the rotor shaft structure by releasably connecting the cylindrical spacer of the second section with the fourth-stage disk forming the third section; moreover, the disks of all steps of the rotor shaft of the low pressure rotor are made of stamped blanks in the form of a single element, including a rim turning into an annular web with a hub, which is made with a central hole, and the rim is inscribed in a conditional surface of a truncated cone, expanding in the direction of flow of the working fluid, with an intermediate radius in the average conditional plane of the blade web, equal to the design radius of the inner contour of the engine duct in the specified section, counting from the shaft axis to the outer surface of a, and the gradient G 2ob conical extension of the rim, which in the process of manufacturing the disc in the second stage receiving range
Figure 00000001
 где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска второй ступени, а Bоб - осевая ширина обода диска второй ступени; при этом обод каждого диска снабжают пазами, предназначенными для лопаток ротора, которые равномерно распределяют по периметру и выполняют наклонными к оси вала, а количество и частоту размещения пазов увеличивают в направлении потока рабочего тела от диска к диску от первой к третьей секции, в том числе, размещая продольные оси пазов в ободе диска второй ступени с угловой частотой Y=(5,9÷8,0) [ед/рад] и наклоном к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза, под углом α, который принимают в диапазоне значений α=(21÷27)°.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the second stage, and B about - the axial width of the rim of the disk of the second stage; the rim of each disk is provided with grooves designed for rotor blades, which are evenly distributed around the perimeter and are inclined to the axis of the shaft, and the number and frequency of the grooves are increased in the direction of flow of the working fluid from the disk to the disk from the first to the third section, including placing the longitudinal axis of the grooves in the rim of the disk of the second stage with an angular frequency of Y = (5.9 ÷ 8.0) [units / rad] and an inclination to the axis of the rotor in the projection onto the conditional axial plane normal to the radius drawn through the center point of the axis groove, at an angle α, which is taken in the range of values α = (21 ÷ 27) °. 2. Способ изготовления вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что в процессе механической обработки диска первой ступени с фронтальной стороны полотна вытачивают с доводкой до проектных размеров, располагая под ободом диска консольный кольцевой конический элемент для последующего соединения при сборке секции с конической диафрагмой цапфы передней опоры вала, при этом длину образующей указанного конического элемента выполняют невыходящей за фронтальный габарит передней полки диска, а упомянутое соединение конического кольцевого элемента диска и диафрагмы цапфы выполняют неразъемным; аналогично неразъемно соединяют полками ободов диски первой и второй ступеней, также прикрепляют к тыльной полке диска второй ступени первую межсекционную кольцевую цилиндрическую проставку с фланцем, в котором в процессе изготовления выполняют (36÷44) отверстий для последующего разъемного соединения с полотном диска третьей ступени в составе второй секции на третьей завершающей стадии изготовления вала ротора.2. A method of manufacturing a rotor shaft of a low-pressure compressor of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that during the machining of the disk of the first stage from the front side of the blade, it is machined to the design dimensions, placing a cantilever ring conical element under the rim of the disk for subsequent connection with the assembly section with a conical diaphragm trunnion of the front shaft support, while the length of the generatrix of the specified conical element is performed absent for the front dimension of the front shelf dis ka, and the aforementioned connection of the conical annular element of the disk and the diaphragm of the journal make one-piece; disks of the first and second steps are similarly indivisibly connected by the shelves of the rims, they also attach the first intersection annular cylindrical spacer with a flange to the rear shelf of the second-stage disk, in which, during the manufacturing process, (36 ÷ 44) holes are made for subsequent detachable connection to the third-stage disk blade as part the second section in the third final stage of manufacture of the rotor shaft. 3. Вал ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, характеризующийся тем, что выполнен барабанно-дисковым, четырехступенчатым по числу дисков и изготовлен способом по любому из пп. 1 или 2.3. The rotor shaft of a low-pressure compressor of a turbojet engine, characterized in that it is made of a drum-disk, four-stage in the number of disks and made by the method according to any one of paragraphs. 1 or 2. 4. Вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, характеризующийся тем, что содержит предназначенные для последовательного соединения с образованием вала ротора, снабженного рабочими лопатками, три монтажные секции, две из которых первая и вторая выполнены неразборными, при этом первая от входа в двигатель монтажная секция включает последовательно соединенные цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и цилиндрическую проставку, снабженную фланцем, вторая секция включает диск третьей ступени, сообщенный с цапфой задней опоры и цилиндрической проставкой, снабженной фланцем, а третья монтажная секция состоит из диска четвертой ступени, причем каждый диск всех ступеней каждой из монтажной секций выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, при этом обод каждого диска снабжают пазами, предназначенными для рабочих лопаток ротора, которые равномерно распределены по периметру и выполнены наклонными к оси вала, причем продольная ось каждого из пазов диска второй ступени в составе первой монтажной секции образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза, угол α, определенный в диапазоне значений α=(21÷27)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(5,9÷8,0) [ед/рад], при этом обод диска второй ступени в составе первой монтажной секции выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения G2об, определенным в диапазоне4. The rotor shaft of a low-pressure compressor of a turbojet engine, comprising a housing with a flowing part, characterized in that it contains three mounting sections, two of which the first and second are non-separable, designed for serial connection with the formation of the rotor shaft equipped with working blades from the engine entrance, the mounting section includes a series-connected pin on the front support of the rotor shaft, a first-stage disk, a second-stage disk and a cylindrical spacer equipped with with a lance, the second section includes a third-stage disk in communication with a rear axle pin and a cylindrical spacer provided with a flange, and the third mounting section consists of a fourth-stage disk, each disk of all stages of each of the mounting sections being made as a single element, including a rim that goes into an annular web reinforced with a hub provided with a central hole, the rim of each disk being provided with grooves for rotor blades that are evenly distributed around the perimeter and are made inclined to the axis of the shaft, and the longitudinal axis of each of the grooves of the disk of the second stage as part of the first mounting section forms with the axis of the rotor in the projection onto the conditional axial plane normal to the radius drawn through the center point of the groove axis, the angle α defined in the range of α = (21 ÷ 27) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (5.9 ÷ 8.0) [units / rad], while the rim of the second-stage disk as part of the first mounting section is made increasing from the entrance to the exit of the section with a radius with a gradient of radial expansion niya G 2ob defined in the range
Figure 00000002
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска второй ступени, а Bоб - осевая ширина обода диска второй ступени.
Figure 00000002
where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the second stage, and B about - the axial width of the rim of the disk of the second stage. 5. Вала ротора компрессора низкого давления по п. 4, отличающийся тем, что в составе первой монтажной секции обод диска второй ступени асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, фронтальная из которых превышает ширину тыльной не менее, чем в 1,1 раза, при этом радиус диска от оси вала ротора до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,45÷0,70) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.5. The shaft of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 4, characterized in that, as part of the first mounting section, the rim of the second-stage disk is asymmetrically connected to the disk sheet with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves, the front of which exceeds the rear width by at least 1 , 1 time, while the radius of the disk from the axis of the rotor shaft to the outer surface of the rim in the middle plane of the blade web is (0.45 ÷ 0.70) from the radius of the peripheral contour of the engine duct. 6. Вала ротора компрессора низкого давления по п. 4, отличающийся тем, что конфигурация поперечного сечения пазов обода каждого из дисков секций выполнена по типу «ласточкин хвост», при этом диск второй ступени в составе первой монтажной секции выполнен с радиальным расстоянием от нижней точки ступицы до внешней поверхности обода не менее чем в 1,15 раза меньшим пролонгированного радиального расстояния в свету между внутренним и периферийным контурами просвета проточной части двигателя, а участки внешней поверхности между пазами обода дисков всех секций выполнены образующими внутреннюю поверхность проточной части двигателя в зоне расположения дисков указанных секций вала ротора КНД; кроме того фронтальная полка обода диска первой ступени и тыльная полка второй ступени в составе первой монтажной секции снабжены в каждом пазу не менее чем одним сквозным отверстием, предназначенным для возможного пропуска фиксатора хвостовика лопатки и установки на ободе диска балансировочных грузов, при этом тыльная полка обода диска второй ступени развита на ширину, достаточную для обеспечения контакта через кольцевую проставку с полотном диска третьей ступени, входящего во вторую секцию с возможностью силового соединения с последним и передачи крутящего момента от турбины низкого давления (ТНД) ТРД.6. The rotor shaft of the low-pressure compressor according to claim 4, characterized in that the cross-sectional configuration of the grooves of the rim of each of the section disks is made according to the dovetail type, while the second-stage disk as part of the first mounting section is made with a radial distance from the lower point the hub to the outer surface of the rim is not less than 1.15 times smaller than the prolonged radial distance in the light between the inner and peripheral contours of the lumen of the engine duct, and the sections of the outer surface between the grooves of the rim forks of all sections are made forming the inner surface of the engine duct in the area of the disks of the indicated sections of the rotor shaft of the CPV; in addition, the front shelf of the rim of the first stage disk and the rear shelf of the second stage as part of the first mounting section are provided in each groove with at least one through hole designed for the possible passage of the blade shank lock and the installation of balancing weights on the disk rim, while the rear shelf of the disk rim the second stage is developed to a width sufficient to ensure contact through the annular spacer with the canvas of the disk of the third stage, which is included in the second section with the possibility of power connection with after days and transmission of torque from a low-pressure turbine (ТНД) ТРД. 7. Способ изготовления вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, характеризующийся тем, что вал ротора выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию, а изготовление вала выполняют в три стадии; на первой стадии изготавливают сборочные единицы, включая цапфы передней и задней опоры вала, диски и кольцевые проставки, которые выполняют цилиндрическими; на второй стадии сборочные единицы собирают в три монтажные секции, каждую из которых выполняют неразборной, при этом в первую от входа в двигатель секцию монтируют, последовательно соединяя в направлении потока рабочего тела цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и снабженную фланцем цилиндрическую проставку, в состав второй секции включают диск третьей ступени, к которому неразъемно присоединяют коническую диафрагму цапфы задней опоры вала ротора и цилиндрическую проставку, снабженную с противоположного торца фланцем, а третью секцию выполняют в виде диска четвертой ступени; на третьей стадии указанные монтажные секции последовательно разъемно соединяют через кольцевые проставки и завершают монтаж конструкции вала ротора, разъемно соединяя выходную проставку второй монтажной секции с диском четвертой ступени, образующим третью секцию вала; причем диски всех ступеней вала ротора КНД изготавливают из штампованных заготовок в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно со ступицей, которую выполняют с центральным отверстием, а обод выполняют вписанным в условную поверхность усеченного конуса, расширяющегося в направлении потока рабочего тела, с промежуточным радиусом в средней условной плоскости полотна диска, равным проектному радиусу внутреннего контура проточной части двигателя в указанном сечении, считая от оси вала до внешней поверхности обода, при этом обод каждого диска снабжают пазами, которые равномерно распределяют по периметру и выполняют наклонными к оси вала, причем количество и частоту размещения пазов увеличивают в направлении потока рабочего тела от диска к диску и от первой секции к третьей, в том числе, размещая продольные оси пазов в ободе диска второй ступени с угловой частотой Y=(5,9÷8,0) [ед/рад] и наклоном к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза, под углом α, который принимают в диапазоне значений α=(21÷27)°, кроме того в процессе изготовления диска второй ступени для первой монтажной секции обод выполняют с внешней поверхностью, вписанной в условную усеченную коническую поверхность с наклоном образующей указанной поверхности в осевой плоскости вала ротора под углом α=(10÷20)° к оси последнего.7. A method of manufacturing a rotor shaft of a low-pressure compressor of a turbojet engine, characterized in that the rotor shaft is drum-disk, assembling a four-stage design in terms of the number of disks, and the shaft is manufactured in three stages; at the first stage, assembly units are made, including trunnions of the front and rear shaft bearings, discs and ring spacers, which are cylindrical; at the second stage, the assembly units are assembled into three mounting sections, each of which is non-separable, while the first section is assembled from the engine entrance, sequentially connecting the axle of the front support of the rotor shaft, the disk of the first stage, the disk of the second stage and equipped with a flange cylindrical spacer, the second section includes a disk of the third stage, to which the conical diaphragm of the journal of the rear support of the rotor shaft and the cylindrical spacer equipped with a counter the butt end flange, and the third section is performed in the form of a disk of the fourth stage; in the third stage, said mounting sections are sequentially detachably connected through the annular spacers and complete the installation of the rotor shaft structure, releasably connecting the output spacer of the second mounting section with a fourth-stage disk forming the third shaft section; moreover, the disks of all steps of the rotor shaft of the low pressure rotor are made of stamped blanks in the form of a mono element, including a rim turning into an annular web with a hub, which is made with a central hole, and the rim is inscribed in a conditional surface of a truncated cone, expanding in the direction of flow of the working fluid, with an intermediate radius in the average conditional plane of the blade web, equal to the design radius of the inner contour of the engine duct in the specified section, counting from the shaft axis to the outer surface of and, while the rim of each disk is provided with grooves that are evenly distributed around the perimeter and are inclined to the axis of the shaft, and the number and frequency of placement of the grooves increase in the direction of flow of the working fluid from the disk to the disk and from the first section to the third, including by placing the longitudinal axis of the grooves in the rim of the disk of the second stage with an angular frequency Y = (5.9 ÷ 8.0) [units / rad] and a slope to the axis of the rotor in the projection onto the conditional axial plane normal to the radius drawn through the center point of the groove axis, at an angle α, which is taken in the range no values α = (21 ÷ 27) °, in addition, in the process of manufacturing the second-stage disk for the first mounting section, the rim is made with an external surface inscribed in a conditional truncated conical surface with a slope of the generatrix of the indicated surface in the axial plane of the rotor shaft at an angle α = ( 10 ÷ 20) ° to the axis of the latter. 8. Способ изготовления вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя по п. 7, отличающийся тем, что при изготовлении диска второй ступени первой монтажной секции вала обод диска выполняют вписанным внешней поверхностью в условную поверхность усеченного конуса, радиально возрастающего в направлении потока рабочего тела с градиентом конического расширения обода G2об, который принимают в диапазоне8. A method of manufacturing a rotor shaft of a low-pressure compressor of a turbojet engine according to claim 7, characterized in that in the manufacture of a disk of the second stage of the first mounting section of the shaft, the disk rim is made with an inscribed outer surface in a conditional surface of a truncated cone radially increasing in the direction of flow of the working fluid with a gradient conical expansion of the rim G 2ob , which take in the range
Figure 00000003
Figure 00000003
 где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска второй ступени, а Bоб - осевая ширина обода второй ступени диска в составе первой монтажной секции.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the second stage, and B about - the axial width of the rim of the second stage of the disk as part of the first mounting section. 9. Способ изготовления вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя по п. 7, отличающийся тем, что при изготовлении диска второй ступени первой монтажной секции вала тыльную полку обода снабжают в зоне каждого паза сквозным отверстием, обеспечивающим возможность последующей установки фиксатора хвостовика лопатки.9. A method of manufacturing a rotor shaft of a low-pressure compressor of a turbojet engine according to claim 7, characterized in that in the manufacture of a disk of the second stage of the first mounting section of the shaft, the rear rim shelf is provided with a through hole in the area of each groove, which allows subsequent installation of the blade shank retainer. 10. Вал ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, характеризующийся тем, что выполнен барабанно-дисковым, четырехступенчатым по числу дисков, и изготовлен способом по любому из пп. 7-9.10. The rotor shaft of a low-pressure compressor of a turbojet engine, characterized in that it is made of a drum-disk, four-stage in the number of disks, and is made by the method according to any one of paragraphs. 7-9. 11. Вал ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, характеризующийся тем, что содержит предназначенные для последовательного соединения с образованием вала ротора, снабжаемого лопатками, три секции, две из которых первая и вторая выполнены неразборными, при этом первая от входа в двигатель секция включает последовательно соединенные цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и цилиндрическую проставку, снабженную фланцем, вторая секция включает диск третьей ступени, сообщенный с цапфой задней опоры вала ротора и цилиндрической проставкой, снабженной фланцем, а третья выполнена состоящей из диска четвертой ступени, причем каждый диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, при этом обод каждого из упомянутых дисков снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой расположенных под углом к оси вала ротора пазов для замкового соединения с лопатками ротора, кроме того образующая внешней поверхности обода диска второй ступени в составе первой монтажной секции составляет с осью вала ротора в осевой плоскости последнего угол α=(10÷20)°.11. The rotor shaft of a low-pressure compressor of a turbojet engine, comprising a housing with a flow part, characterized in that it contains three sections intended for series connection with the formation of the rotor shaft supplied with blades, two of which the first and second are non-separable, the first from the entrance in the engine section includes serially connected a pin of the front support of the rotor shaft, a disk of the first stage, a disk of the second stage and a cylindrical spacer equipped with a flange, the second section includes a third-stage disk communicated with an axle of the rear support of the rotor shaft and a cylindrical spacer provided with a flange, and the third is made up of a fourth-stage disk, each disk being a single element comprising a rim turning into an annular web reinforced by a hub equipped with a central hole, the rim of each of the said disks is provided on the side facing the flow part with a system of grooves located at an angle to the axis of the rotor shaft for interlocking with the rotor blades, in addition Single outer surface of the second stage disk rim as a part of the first circuit section is the rotor shaft axis of the latter an angle α = (10 ÷ 20) in an axial plane °. 12. Вал ротора компрессора низкого давления по п. 11, отличающийся тем, что продольная ось каждого из пазов диска второй ступени в составе первой монтажной секции образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза, угол α, определенный в диапазоне значений α=(21÷27)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(5,9÷8,0) [ед/рад], при этом обод диска второй ступени в составе указанной монтажной секции выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом с градиентом G2об радиального расширения, определенным в диапазоне12. The rotor shaft of the low-pressure compressor according to claim 11, characterized in that the longitudinal axis of each of the grooves of the second-stage disk as part of the first mounting section forms with the rotor axis projected onto a conditional axial plane normal to the radius drawn through the center point of the groove axis , the angle α, defined in the range of values α = (21 ÷ 27) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (5.9 ÷ 8.0) [units / rad], while the rim of the disk of the second stage as part of the specified mounting section is made with increasing from entrance to exit from sec radii with a gradient of G 2 about a radial expansion defined in the range
Figure 00000004
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска второй ступени, а Bоб - осевая ширина обода диска второй ступени в составе первой монтажной секции.
Figure 00000004
where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the second stage, and B about - the axial width of the rim of the disk of the second stage as part of the first mounting section. 13. Вал ротора компрессора низкого давления по п. 11, отличающийся тем, что конфигурация поперечного сечения пазов обода каждого из дисков секций выполнена по типу «ласточкин хвост», при этом диск второй ступени в составе первой монтажной секции выполнен с радиальным расстоянием от нижней точки ступицы до внешней поверхности обода не менее чем в 1,15 раза меньшим пролонгированного радиального расстояния в свету между внутренним и периферийным контурами просвета проточной части двигателя, а участки внешней поверхности между пазами обода дисков всех секций выполнены образующими внутреннюю поверхность проточной части двигателя в зоне расположения дисков указанных секций вала ротора КНД; кроме того фронтальная полка обода диска первой ступени и тыльная полка второй ступени в составе первой монтажной секции снабжены в каждом пазу не менее чем одним сквозным отверстием, предназначенным для возможного пропуска фиксатора хвостовика лопатки и установки на ободе диска балансировочных грузов, при этом тыльная полка ободадиска второй ступени развита на ширину, достаточную для обеспечения контакта через кольцевую проставку с полотном диска третьей ступени, входящего во вторую секцию с возможностью силового соединения с последним и передачи крутящего момента от турбины низкого давления ТРД. 13. The rotor shaft of the low-pressure compressor according to claim 11, characterized in that the cross-sectional configuration of the grooves of the rim of each of the section disks is made according to the dovetail type, while the second-stage disk as part of the first mounting section is made with a radial distance from the bottom point the hub to the outer surface of the rim is not less than 1.15 times smaller than the prolonged radial distance in the light between the inner and peripheral contours of the lumen of the engine duct, and the sections of the outer surface between the grooves of the rim forks of all sections are made forming the inner surface of the engine duct in the area of the disks of the indicated sections of the rotor shaft of the CPV; in addition, the front shelf of the rim of the disk of the first stage and the rear shelf of the second stage as part of the first mounting section are provided in each groove with at least one through hole designed for the possible passage of the shank of the shank of the blade and the installation of balancing weights on the disk rim, while the rear shelf of the rim of the second steps developed to a width sufficient to ensure contact through the annular spacer with the canvas of the disk of the third stage included in the second section with the possibility of power connection with after These and torque transmission from the low pressure turbine turbojet.
RU2014121911/06A 2014-05-30 2014-05-30 Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) RU2573419C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014121911/06A RU2573419C2 (en) 2014-05-30 2014-05-30 Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014121911/06A RU2573419C2 (en) 2014-05-30 2014-05-30 Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014121911A true RU2014121911A (en) 2015-12-10
RU2573419C2 RU2573419C2 (en) 2016-01-20

Family

ID=54843118

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014121911/06A RU2573419C2 (en) 2014-05-30 2014-05-30 Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2573419C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2616138C1 (en) * 2016-05-19 2017-04-12 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Method of producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (variants)

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU785529A1 (en) * 1979-02-05 1980-12-07 Предприятие П/Я Р-6838 Axial turbomachine impeller
RU2096666C1 (en) * 1995-06-29 1997-11-20 Акционерное общество "ЭНТЭК" Axial-flow compressor cascade
CN202091251U (en) * 2011-05-31 2011-12-28 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 Intermediate blade of compressor with hub with diameter of phi 940
CN104235062A (en) * 2014-08-28 2014-12-24 孙金福 Adjustable ventilation fan

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2616138C1 (en) * 2016-05-19 2017-04-12 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Method of producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (variants)

Also Published As

Publication number Publication date
RU2573419C2 (en) 2016-01-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2565110C1 (en) Turbojet low-pressure compressor last stage disc
RU2014121913A (en) ROTOR SHAFT PRODUCING METHOD low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS) ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet made by this method (), sets of handles SECTIONS ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS)
RU2014121911A (en) ROTOR SHAFT PRODUCING METHOD low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS) ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet made by this method (), sets of handles SECTIONS ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS)
CN108361348B (en) Arc end tooth structure and power turbine with same
RU2014121909A (en) ROTOR SHAFT PRODUCING METHOD low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS) ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet made by this method (), sets of handles SECTIONS ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS)
RU2014121914A (en) ROTOR SHAFT PRODUCING METHOD low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS) ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet made by this method (), sets of handles SECTIONS ROTOR SHAFT low-pressure compressor of the turbojet (VARIANTS)
RU149739U1 (en) DISC OF THE THIRD STEP OF THE TURBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR
RU144432U1 (en) DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR
RU149750U1 (en) LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR TURNER FOR TURBO-REACTIVE ENGINE, DISC COMPOUNT UNIT FOR THE TURBO-RIVER ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR, DELIVERY OF A VALVE-DRIVER
RU149748U1 (en) DISC OF THE FIRST STAGE OF THE ROTOR COMPRESSOR OF THE LOW PRESSURE OF THE TURBO-REACTIVE ENGINE
RU2014121915A (en) LOW PRESSURE COMPRESSOR SHAFT ROTOR SECTION OF TURBO-REACTIVE ENGINE (OPTIONS)
RU144418U1 (en) LAST-STAGE DISC OF THE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR OF THE TURBOREACTIVE ENGINE
RU2565090C1 (en) Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine
RU2565133C1 (en) Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine
RU2614709C1 (en) Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type
RU2565141C1 (en) Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine
RU2630921C1 (en) Impeller wheel of third stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2615304C1 (en) Method for producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (variants)
RU149747U1 (en) LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR SHAFT TURBOJET ENGINE
RU2616138C1 (en) Method of producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (variants)
RU2614719C1 (en) Method for producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (variants)
RU2565113C1 (en) Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine
RU2614708C1 (en) Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type
RU2014121916A (en) LOW PRESSURE COMPRESSOR SHAFT ROTOR SECTION OF TURBO-REACTIVE ENGINE (OPTIONS)
RU2603217C1 (en) First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner