RU2033566C1 - Ротор многоступенчатого осевого компрессора - Google Patents

Ротор многоступенчатого осевого компрессора Download PDF

Info

Publication number
RU2033566C1
RU2033566C1 SU5019638A RU2033566C1 RU 2033566 C1 RU2033566 C1 RU 2033566C1 SU 5019638 A SU5019638 A SU 5019638A RU 2033566 C1 RU2033566 C1 RU 2033566C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disks
rotor
flange
conical
rear shaft
Prior art date
Application number
Other languages
English (en)
Inventor
В.А. Кузнецов
Н.М. Ошканов
А.И. Тункин
Original Assignee
Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель"
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 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" filed Critical Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель"
Priority to SU5019638 priority Critical patent/RU2033566C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2033566C1 publication Critical patent/RU2033566C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Использование: в авиадвигателестроении, а именно в турбореактивных двухконтурных двигателях, ротор компрессора высокого давления которых установлен в корпусе на опорах, расположенных по концам ротора. Сущность изобретения: ротор содержит передний 1 и задний 2 короткие валы с цапфами, установленными в подшипниках 3 и 4 опор 5 и 6 корпуса, которые снабжены силовыми конусными фланцами 12,13,14 и 18. Между ними закреплен барабанный блок 7 дисков 8 передних ступеней, а диски 15,16,17 и 19 задних ступеней закреплены на конусном фланце 12, 13, 14 и 18 заднего вала 2. Между дисками расположены промежуточные роторные кольца. Конусный фланец заднего вала 2 выполнен составным, его первая по потоку часть 12 выполнена за одно целое с последним диском барабанного блока, средняя часть 13 расположена между следующими по потоку дисками, а последняя часть 14 выполнена за одно целое с задним валом 2. Диски 15 и 16 задних ступеней жестко закреплены между частями 12, 13 и 14 фланца и вместе с диском 19 и частью 18 фланца образуют замкнутую коробчатую конструкцию. 2 ил.

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а точнее к турбореактивным двухконтурным двигателям (ТРДД) с высокой степенью сжатия, ротор компрессора высокого давления которых установлен в корпусе на опорах, расположенных по концам ротора компрессора.
Для улучшения параметров ТРДД необходимо увеличивать степень сжатия воздуха перед камерой сгорания. Это можно получить увеличением числа ступеней компрессора или применением широкохордных лопаток. Но при этом при радиальном направлении фланца заднего вала ротора увеличивается длина ротора между подшипниками, на которых установлен ротор, что уменьшает поперечную (изгибную) жесткость барабана ротора, передающего крутящий момент и осевую силу [1]
Известен ротор барабанно-дискового типа многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного двигателя, у которого поперечная жесткость увеличена путем выполнения силовых фланцев переднего и заднего коротких валов не радиально-направленными, а конусными с углами наклона образующей конуса, равными 45-60о [2] Такое выполнение силовых фланцев валов уменьшает длину барабана ротора между фланцами валов, что увеличивает соответственно его поперечную жесткость. Блок дисков задних ступеней, закрепленных на фланце заднего вала, образует "гладкую" внутреннюю стенку проточной части компрессора. Ступицы задних дисков расположены над конусным фланцем заднего вала. Задние диски жестко закреплены между собой по ободам сваркой, что создает внешнюю силовую связь между дисками ротора и фланцем заднего вала.
Внешняя силовая связь дисков задних ступеней между собой и с фланцем заднего вала является существенным недостатком такого ротора, так как при задевании концов консольных статорных лопаток о поверхность ротора и соответствующем разогреве ротора в месте контакта (от трения металла по металлу) ротор в месте контакта может расплавиться ("прогореть") с нарушением силовой связи за местом "прогара" и появлением аварийной ситуации. Это снижает надежность компрессора и всего двигателя в целом.
Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в создании внутренней силовой связи дисков задних ступеней компрессора с конусным фланцем заднего вала ротора, что позволит избежать аварийных ситуаций и повысит надежность компрессора и двигателя в целом.
Эта техническая задача решается за счет того, что в роторе многоступенчатого осевого компрессора, содержащем передний и задний короткие валы с цапфами, установленными в подшипниках опор корпуса, снабженные силовыми конусными фланцами, между которыми закреплен барабанный блок дисков передних ступеней, причем диски задних ступеней закреплены на конусном фланце заднего вала, и между ними расположены промежуточные роторные кольца, согласно изобретению конусный фланец заднего вала выполнен составным, его первая по потоку часть выполнена за одно целое с последним диском барабанного блока, средняя часть расположена между следующими по потоку дисками, а последняя часть выполнена за одно целое с задним валом, и диски задних ступеней жестко закреплены между частями фланца.
На фиг. 1 изображен ротор многоступенчатого осевого компрессора высокого давления ТРДД, продольный разрез; на фиг. 2 разрез задней части ротора.
Ротор многоступенчатого осевого компрессора, например, высокого давления ТРДД содержит передний 1 и задний 2 короткие валы, установленные цапфами в подшипниках 3 и 4 опор 5 и 6 корпуса компрессора соответственно. Между конусными фланцами переднего вала 1 и заднего вала 2 жестко закреплен (например, болтовым соединением) передний блок дисков в виде барабана 7. Блок состоит из дисков 8, жестко соединенных между собой (например, сваркой), на которых установлены роторные лопатки 9, и образующих "негладкую" стенку проточной части ротора. На поверхности барабана 7 между ободами соседних дисков 8 выполнены кольцевые гребешки, образующие лабиринтное уплотнение с охватывающими их кольцами 10, закрепленными на внутренних концах статорных лопаток 11. Поверхность колец 10 покрыта легкосрабатывающимся слоем мягкого материала.
Конусный фланец заднего вала 2 выполнен составным, т.е. разрезан на кольцевые части 12, 13 и 14, между которыми жестко закреплены, например, болтовым соединением полотна дисков 15 и 16 задних ступеней. Кольцевая часть, последняя по потоку, 14 выполнена за одно целое с цапфой вала 2, первая по потоку часть 12 фланца за одно целое с последним диском 17 барабана 7, а средняя часть 13 установлена между полотнами задних дисков 16 и 15. Кроме того, за одно целое с последней по потоку частью 14 выполнен конусный фланец 18, на котором закреплены диск 19 последней ступени компрессора болтами 20 и диск 21 закомпрессорного лабиринтного уплотнения. Между ободами дисков 15, 16, 17 и 19 установлены промежуточные кольца 22, поверхность которых образует "гладкую" внутреннюю стенку проточной части компрессора. Промежуточные кольца 22 зажаты между ободами дисков при затягивании болтового соединения дисков с кольцевыми частями конусного фланца.
Предпочтительным является исполнение ротора с установкой дисков 15, 16, 17 и 19 враспор с промежуточными кольцами 22, когда элементы дисков 15, 16, 17 и 19, промежуточных колец 22 и заднего вала 2 организованы в замкнутую коробчатую конструкцию. Промежуточные кольца 22 могут быть выполнены за одно целое с дисками 16, 15, 17 и 19, особенно при использовании кольцевого замка крепления рабочих лопаток, как это выполнено в прототипе.
При работе устройства конусный фланец 12, 13, 14 и 18 заднего вала 2 обеспечивает продольную и поперечную жесткости.
В случае задевания концами статорных лопаток поверхности ротора в результате трения ротор в месте контакта нагревается, а при длительном контакте промежуточное кольцо 22 может расплавиться ("прогореть"). Диски 15, 16, 17, 19 и 21, находящиеся за местом разрушения, от ротора не открываются, так как их удерживает внутренняя силовая связь с ротором, находящаяся вне зоны контакта.
Таким образом, "прогары" и перегревы на периферии не могут оказывать существенного влияния на крепление и посадки дисков 15, 16, 17, 19 и 21, внутри ротора.
Кроме того, наличие замкнутой коробчатой конструкции дополнительно повышает жесткость и улучшает демпфирование ротора, что уменьшает вероятность возникновения аварийных ситуаций.

Claims (1)

  1. РОТОР МНОГОСТУПЕНЧАТОГО ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА, содержащий передний и задний короткие валы с цапфами, установленными в подшипниках опор корпуса, снабженные силовыми конусными фланцами, между которыми закреплен барабанный блок дисков передних ступеней, а диски задних ступеней закреплены на конусном фланце заднего вала и между ними расположены промежуточные роторные кольца, отличающийся тем, что конусный фланец заднего вала выполнен составным, его первая по потоку часть выполнена за одно целое с последним диском барабанного блока, средняя часть расположена между следующими по потоку дисками, а последняя часть выполнена за одно целое с задним валом и диски задних ступеней жестко закреплены между частями фланца.
SU5019638 1991-12-17 1991-12-17 Ротор многоступенчатого осевого компрессора RU2033566C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5019638 RU2033566C1 (ru) 1991-12-17 1991-12-17 Ротор многоступенчатого осевого компрессора

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5019638 RU2033566C1 (ru) 1991-12-17 1991-12-17 Ротор многоступенчатого осевого компрессора

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2033566C1 true RU2033566C1 (ru) 1995-04-20

Family

ID=21593106

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU5019638 RU2033566C1 (ru) 1991-12-17 1991-12-17 Ротор многоступенчатого осевого компрессора

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2033566C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2529292C2 (ru) * 2009-06-10 2014-09-27 Снекма Неразрушающий контроль уплотняющего элемента
RU2688073C2 (ru) * 2011-11-23 2019-05-17 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Газотурбинный двигатель (варианты)

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Elight, N 3, may, 1987, N 4063, vol. 131, р.31. *
2. Патент США N 3249293, кл. 416-198, опублик. 1966. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2529292C2 (ru) * 2009-06-10 2014-09-27 Снекма Неразрушающий контроль уплотняющего элемента
US8917090B2 (en) 2009-06-10 2014-12-23 Snecma Nondestructive test of a sealing member
RU2688073C2 (ru) * 2011-11-23 2019-05-17 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Газотурбинный двигатель (варианты)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5215435A (en) Angled cooling air bypass slots in honeycomb seals
JP3529779B2 (ja) タービンディスク用自立型サイドプレートアッセンブリ
CA1225334A (en) Rotor thrust balancing
RU2182974C2 (ru) Газотурбинный двигатель
US5618162A (en) Centrifugal compressor hub containment assembly
EP2474708B1 (en) Air seal assembly and corresponding assembly method
US5332358A (en) Uncoupled seal support assembly
US4218189A (en) Sealing means for bladed rotor for a gas turbine engine
EP1365154A2 (en) Counterrotatable booster compressor assembly for a gas turbine engine
CN107084010A (zh) 具有环阻尼件的燃气涡轮发动机
JPH10110622A (ja) ターボチャージャの半径流タービン用の裂損防止装置
EP0578639A1 (en) TURBINE HOUSING.
US5201845A (en) Low pressure drop radial inflow air-oil separating arrangement and separator employed therein
US5257903A (en) Low pressure drop radial inflow air-oil separating arrangement and separator employed therein
US5941683A (en) Gas turbine engine support structure
KR20200074893A (ko) 팽창 구조를 갖는 배기가스 터보차저
US4197702A (en) Rotor support structure for a gas turbine engine
US4310286A (en) Rotor assembly having a multistage disk
RU2033566C1 (ru) Ротор многоступенчатого осевого компрессора
US20130195640A1 (en) Dual-flow turbomachine for aircraft, including structural means of rigidifying the central casing
CN110344927B (zh) 内燃机
EP3222811A1 (en) Damping vibrations in a gas turbine
CA2845615A1 (en) Tip-controlled integrally bladed rotor for gas turbine engine
US3846044A (en) Turbomachine assembly
US2880574A (en) By-pass turbo jet engine construction