RU2014121916A - LOW PRESSURE COMPRESSOR SHAFT ROTOR SECTION OF TURBO-REACTIVE ENGINE (OPTIONS) - Google Patents

LOW PRESSURE COMPRESSOR SHAFT ROTOR SECTION OF TURBO-REACTIVE ENGINE (OPTIONS) Download PDF

Info

Publication number
RU2014121916A
RU2014121916A RU2014121916/06A RU2014121916A RU2014121916A RU 2014121916 A RU2014121916 A RU 2014121916A RU 2014121916/06 A RU2014121916/06 A RU 2014121916/06A RU 2014121916 A RU2014121916 A RU 2014121916A RU 2014121916 A RU2014121916 A RU 2014121916A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
rim
section
rotor shaft
stage
Prior art date
Application number
RU2014121916/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2573417C2 (en
Inventor
Дмитрий Юрьевич Еричев
Евгений Ювенальевич Марчуков
Андрей Валерьевич Узбеков
Виктор Михайлович Чепкин
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 RU2014121916/06A priority Critical patent/RU2573417C2/en
Publication of RU2014121916A publication Critical patent/RU2014121916A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2573417C2 publication Critical patent/RU2573417C2/en

Links

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Секция вала ротора с лопатками компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего корпус с проточной частью, характеризующаяся тем, что выполнена в качестве второй секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает диск третьей ступени и снабженную фланцем цилиндрическую проставку, при этом секция выполнена неразборной, причем диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, а обод диска снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов для соединения с лопатками ротора, причем продольная ось каждого из пазов указанного диска третьей ступени 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=(19÷28)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(6,7÷11,5) [ед./рад], при этом обод указанного диска выполнен с возрастающим по направлению потока рабочего тела радиусом с градиентом радиального расширения G, определенным в диапазонегде Rи R- максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, а B- осевая ширина обода диска.2. Секция вала ротора по п. 1, отличающаяся тем, что обод диска третьей ступени асимметрично соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, тыльная из которых превышает ширину фронтальной не менее чем в 1,7 раза, при этом радиус диска от оси вала ротора до верха обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,54÷0,77) от радиуса периферийного контура проточн1. Section of the rotor shaft with the blades of the low-pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD), comprising a housing with a flow part, characterized in that it is made as the second section of the rotor shaft along the air flow in the LPC and includes a disk of the third stage and equipped with a flange a cylindrical spacer, while the section is made non-separable, the disk being made in the form of a single element including a rim turning into an annular web reinforced by a hub provided with a central hole, and the disk rim is equipped with a side s, facing the flow part, with a system of grooves for connecting with the rotor blades, and the longitudinal axis of each of the grooves of the specified third stage disk forms with the rotor axis in the projection on the conditional axial plane normal to the radius drawn through the center point of the groove axis, angle α, defined in the range of values α = (19 ÷ 28) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (6.7 ÷ 11.5) [units / rad], while the rim of the specified disk is made with increasing the direction of flow of the working fluid with a radius and gradient radially expansion G, defined in the range where R and R are the maximum and minimum radii of the outer surface of the disk rim, and B is the axial width of the disk rim. 2. The rotor shaft section according to claim 1, characterized in that the rim of the third-stage disk is asymmetrically connected to the web with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves, the back of which exceeds the front width by at least 1.7 times, while the radius of the disk from the shaft axis the rotor to the top of the rim in the middle plane of the blade web is (0.54 ÷ 0.77) from the radius of the peripheral contour flow

Claims (12)

1. Секция вала ротора с лопатками компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего корпус с проточной частью, характеризующаяся тем, что выполнена в качестве второй секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает диск третьей ступени и снабженную фланцем цилиндрическую проставку, при этом секция выполнена неразборной, причем диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, а обод диска снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов для соединения с лопатками ротора, причем продольная ось каждого из пазов указанного диска третьей ступени 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=(19÷28)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(6,7÷11,5) [ед./рад], при этом обод указанного диска выполнен с возрастающим по направлению потока рабочего тела радиусом с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазоне1. Section of the rotor shaft with the blades of the low-pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD), comprising a housing with a flow part, characterized in that it is made as the second section of the rotor shaft along the air flow in the LPC and includes a disk of the third stage and equipped with a flange a cylindrical spacer, while the section is made non-separable, the disk being made in the form of a single element including a rim turning into an annular web reinforced by a hub provided with a central hole, and the disk rim is equipped with a side s, facing the flow part, with a system of grooves for connecting with the rotor blades, and the longitudinal axis of each of the grooves of the specified third stage disk forms with the rotor axis in the projection on the conditional axial plane normal to the radius drawn through the center point of the groove axis, angle α, defined in the range of values α = (19 ÷ 28) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (6.7 ÷ 11.5) [units / rad], while the rim of the specified disk is made with increasing the direction of flow of the working fluid with a radius and gradient radially th expansion of G about , defined in the range
Figure 00000001
Figure 00000001
 где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, а Bоб - осевая ширина обода диска.where R max and R min are the maximum and minimum radii of the outer surface of the disk rim, and B rev is the axial width of the disk rim. 2. Секция вала ротора по п. 1, отличающаяся тем, что обод диска третьей ступени асимметрично соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, тыльная из которых превышает ширину фронтальной не менее чем в 1,7 раза, при этом радиус диска от оси вала ротора до верха обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,54÷0,77) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.2. The rotor shaft section according to claim 1, characterized in that the rim of the third-stage disk is asymmetrically connected to the web with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves, the rear of which exceeds the front width by at least 1.7 times, while the disk radius from the axis of the rotor shaft to the top of the rim in the middle plane of the blade web is (0.54 ÷ 0.77) from the radius of the peripheral contour of the engine flow path. 3. Секция вала ротора по п. 1, отличающаяся тем, что конфигурация поперечного сечения пазов обода диска третьей ступени выполнена по типу «ласточкин хвост».3. The rotor shaft section according to claim 1, characterized in that the configuration of the cross section of the grooves of the rim of the disk of the third stage is made according to the dovetail type. 4. Секция вала ротора по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутый диск третьей ступени выполнен с радиальным расстоянием от нижней точки ступицы до внешней поверхности обода, превышающим в (1,05÷4,45) пролонгированное радиальное расстояние в свету между внутренним и периферийным контурами просвета проточной части двигателя.4. The rotor shaft section according to claim 1, characterized in that said third-stage disk is made with a radial distance from the lower point of the hub to the outer surface of the rim, exceeding (1.05 ÷ 4.45) the prolonged radial distance in the light between the inner and peripheral contours of the lumen of the engine duct. 5. Секция вала ротора по п. 1, отличающаяся тем, что расположенные между пазами участки внешней поверхности обода диска третьей ступени выполнены образующими внутреннюю поверхность проточной части двигателя, по меньшей мере, в зоне расположения диска.5. The rotor shaft section according to claim 1, characterized in that the sections of the outer surface of the rim of the disk of the third stage located between the grooves are made forming the inner surface of the flowing part of the engine, at least in the area where the disk is located. 6. Секция вала ротора по п. 1, отличающаяся тем, что тыльная полка обода упомянутого диска третьей ступени в составе второй секции выполнена развитой на ширину, достаточную для обеспечения контакта через цилиндрическую проставку с полотном входящего в третью секцию диска четвертой ступени с возможностью силового соединения с последним и передачи крутящего момента от ТНД, при этом цилиндрическая проставка развита на ширину, достаточную для размещения на ней элементов лабиринтного уплотнения.6. The rotor shaft section according to claim 1, characterized in that the rear shelf of the rim of the said third-stage disk as part of the second section is developed to a width sufficient to ensure contact through the cylindrical spacer with the web of the fourth stage disk entering the third section with the possibility of power connection with the latter and transmission of torque from the high pressure pump, while the cylindrical spacer is developed to a width sufficient to accommodate the elements of the labyrinth seal. 7. Секция вала ротора с лопатками компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, характеризующаяся тем, что выполнена в качестве второй секции вала ротора КНД ТРД по ходу воздушного потока в КНД и включает последовательно соединенные диск третьей ступени и кольцевую, преимущественно, цилиндрическую проставку, снабженную фланцем для разъемного соединения с последующей секцией вала ротора, при этом вторая секция выполнена неразборной, причем диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, а обод диска снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов, обеспечивающих возможность замкового соединения с лопатками ротора, кроме того, обод указанного диска третьей ступени выполнен с возрастающим к выходу из секции радиусом, а образующая внешней грани обода диска составляет с осью вала в осевой плоскости последнего угол φ=(3÷9)°.7. Section of the rotor shaft with the blades of the low-pressure compressor of a turbojet engine, including a housing with a flow part, characterized in that it is made as the second section of the rotor shaft of the low pressure turbojet engine in the direction of air flow in the low pressure valve and includes a third-stage disk and an annular ring connected in series, mainly a cylindrical spacer provided with a flange for detachable connection with the subsequent section of the rotor shaft, while the second section is non-separable, and the disk is made in the form of a single element, including the rim turning into an annular web reinforced by a hub provided with a central hole, and the rim of the disk is provided on the side facing the flow part with a system of grooves that enable locking connection with the rotor blades, in addition, the rim of the specified disk of the third stage is made with increasing output from the section with a radius, and the generatrix of the outer face of the rim of the disk makes an angle φ = (3 ÷ 9) ° with the shaft axis in the axial plane of the latter. 8. Секция вала ротора по п. 7, отличающаяся тем, что обод диска третьей ступени в составе указанной второй секции вала ротора выполнен с возрастающим к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазоне8. The section of the rotor shaft according to claim 7, characterized in that the rim of the third-stage disk as part of said second section of the rotor shaft is made with a radius increasing to the exit of the section with a gradient of radial expansion G about , defined in the range
Figure 00000002
Figure 00000002
 где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, а Bоб - осевая ширина обода диска.where R max and R min are the maximum and minimum radii of the outer surface of the disk rim, and B rev is the axial width of the disk rim. 9. Секция вала ротора по п. 7, отличающаяся тем, что обод асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, тыльная из которых превышает ширину фронтальной не менее чем в 1,7 раза, при этом радиус диска от оси вала ротора до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,54÷0,77) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.9. The rotor shaft section according to claim 7, characterized in that the rim is asymmetrically connected to the disk web with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves, the rear of which exceeds the front width by at least 1.7 times, while the radius of the disk from the shaft axis of the rotor to the outer surface of the rim in the middle plane of the blade web is (0.54 ÷ 0.77) from the radius of the peripheral contour of the engine duct. 10. Секция вала ротора по п. 7, отличающаяся тем, что в указанной секции обод диска третьей ступени снабжен со стороны, обращенной к проточной части двигателя, системой пазов, предназначенных для последующего размещения лопаток ротора, при этом продольная ось каждого из пазов 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=(19÷28)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(6,7÷11,5) [ед./рад].10. The rotor shaft section according to claim 7, characterized in that in the said section the rim of the third-stage disk is provided on the side facing the engine flow part with a system of grooves intended for subsequent placement of the rotor blades, wherein the longitudinal axis of each of the grooves forms the rotor axis 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 values α = (19 ÷ 28) °, and the grooves are uniformly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (6 , 7 ÷ 11.5) [units / rad]. 11. Секция вала ротора по п. 7, отличающаяся тем, что полотно диска третьей ступени с тыльной стороны снабжено в зоне, примыкающей к ободу, расположенным под ободом дополнительным коническим кольцевым элементом, который выполнен с углом наклона образующей к геометрической оси диска, превышающим угол наклона образующей внешней грани обода, и принятым в диапазоне β=(35÷65)°, а также выполнен с возможностью силового соединения с внешним коническим силовым элементом цапфы задней опоры и передачи через указанный конический элемент диска радиальных, осевых усилий и крутящего момента на элементы опор вала ротора.11. The rotor shaft section according to claim 7, characterized in that the third-stage disk web is provided in the area adjacent to the rim located under the rim with an additional conical ring element, which is made with an inclination angle forming to the disk geometric axis that exceeds the angle the inclination of the generatrix of the outer face of the rim, and adopted in the range β = (35 ÷ 65) °, and is also made with the possibility of power connection with the external conical power element of the axle of the rear support and transmission through the specified conical element of the disk radial x, axial forces and torque on the elements of the bearings of the rotor shaft. 12. Секция вала ротора по п. 7, отличающаяся тем, что тыльная полка обода диска третьей ступени неразъемно соединена с кольцевой проставкой указанной второй секции вала ротора, преимущественно, посредством электронно-лучевой сварки. 12. The rotor shaft section according to claim 7, characterized in that the rear shelf of the rim of the third-stage disk is inseparably connected to the annular spacer of said second section of the rotor shaft, mainly by electron beam welding.
RU2014121916/06A 2014-05-30 2014-05-30 Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) RU2573417C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014121916/06A RU2573417C2 (en) 2014-05-30 2014-05-30 Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014121916/06A RU2573417C2 (en) 2014-05-30 2014-05-30 Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014121916A true RU2014121916A (en) 2015-12-10
RU2573417C2 RU2573417C2 (en) 2016-01-20

Family

ID=54843122

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014121916/06A RU2573417C2 (en) 2014-05-30 2014-05-30 Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2573417C2 (en)

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
SU1348563A1 (en) * 1986-06-30 1987-10-30 И. К. Попов Attachment unit of axial compressor blade
RU2162782C2 (en) * 1996-10-04 2001-02-10 Гололобов Олег Александрович Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment
CN202209313U (en) * 2011-09-19 2012-05-02 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 First-level blade of gas compressor used for high-power gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2573417C2 (en) 2016-01-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9874219B2 (en) Impeller and fluid machine
JP5345896B2 (en) Centrifugal pump
RU2565110C1 (en) Turbojet low-pressure compressor last stage disc
CN107076159A (en) Multistage turbo-compressor or turbo-expander return level with coarse wall surface
US9822792B2 (en) Assembly for a fluid flow machine
RU149739U1 (en) DISC OF THE THIRD STEP OF THE TURBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR
RU2630919C1 (en) Rotor forth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
JP2013199870A (en) Impeller and fluid machine
RU144432U1 (en) DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR
RU2014121915A (en) LOW PRESSURE COMPRESSOR SHAFT ROTOR SECTION OF TURBO-REACTIVE ENGINE (OPTIONS)
RU2014121916A (en) LOW PRESSURE COMPRESSOR SHAFT ROTOR SECTION OF TURBO-REACTIVE ENGINE (OPTIONS)
RU149748U1 (en) DISC OF THE FIRST STAGE OF THE ROTOR COMPRESSOR OF THE LOW PRESSURE OF THE TURBO-REACTIVE ENGINE
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)
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
RU144418U1 (en) LAST-STAGE DISC OF THE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR OF THE TURBOREACTIVE ENGINE
RU2573419C2 (en) Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
JP6053882B2 (en) Impeller and fluid machinery
RU2573413C2 (en) Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2573406C2 (en) Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2565139C1 (en) Turbojet low-pressure compressor second stage disc
RU2614709C1 (en) Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type
RU2565090C1 (en) Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine
RU2565136C1 (en) Turbojet low-pressure compressor first stage disc
JP6200531B2 (en) Impeller and fluid machinery
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

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner