RU2211381C2 - Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя - Google Patents
Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2211381C2 RU2211381C2 RU2001131062/06A RU2001131062A RU2211381C2 RU 2211381 C2 RU2211381 C2 RU 2211381C2 RU 2001131062/06 A RU2001131062/06 A RU 2001131062/06A RU 2001131062 A RU2001131062 A RU 2001131062A RU 2211381 C2 RU2211381 C2 RU 2211381C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- gas
- axial
- impeller
- blade
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в конструктивных элементах роторов компрессоров газотурбинных двигателей для газов, а именно в креплении лопастей. Ступень осевого компрессора ГТД имеет лопаточные венцы рабочего колеса и кольцевой бандаж, выполненный в виде опорного силового кольца, наружная часть которого изготовлена из композиционного материала, а внутренняя - из металла, причем внутреннее металлическое кольцо имеет пазы для крепления в них хвостовиков концевой части лопатки. 1 ил.
Description
Изобретение относится к машиностроению, а именно к турбомашинам, например к осевым компрессорам газотурбинных двигателей (ГТД).
В современных ГТД при скорости вращения ротора двигателя более 10000 об/мин на лопатки рабочего колеса действует целый ряд сил и наиболее существенной из них является сила растяжения от центробежных сил при вращении ротора двигателя. Очевидно, что при попадании в компрессор посторонних предметов (птиц, камней, болтов, гаек, осколков от средств поражения и т.д.) лопатки подвергаются большим ударным воздействиям, которые приводят к их разрушению. Известно, что в 14-24% случаев выход из строя дорогостоящих двигателей происходит именно по этой причине. При этом опасен обрыв лопатки осевого компрессора, части которой могут пробить корпус двигателя, топливные и масляные баки, систему управления и другие жизненно важные элементы самолета. Оборванная лопатка, двигаясь по компрессору, может разрушить лопатки последующих ступеней компрессора.
В этих условиях необходимо повысить ударостойкость лопаточных венцов и свести к минимуму вероятность обрыва лопатки, т.е. обеспечить высокую надежность и живучесть осевого компрессора.
Известна ступень турбомашины, описанная в А.С. СССР 274300, кл. F 04 D 29/34, опубл. 24.06.70 г., бюл. 21, принятая за прототип, содержащая лопаточные венцы рабочего колеса и кольцевой бандаж.
Недостатком такой конструкции турбомашины является низкая надежность при больших нагрузках и плохая ремонтопригодность (технологичность).
Технической задачей изобретения является повышение надежности, ударной стойкости и ремонтопригодности рабочего колеса осевого компрессора.
Сущность изобретения заключается в том, что в ступени осевого компрессора ГТД, содержащей лопаточные венцы рабочего колеса и кольцевой бандаж, последний представляет собой внешнее силовое кольцо рабочего колеса, причем его наружная часть выполнена из композиционного материала, а внутренняя - из металла с пазами, в которых посредством замков, например трапециевидных, крепятся концы пера лопатки.
Такая конструкция кольцевого бандажа позволяет повысить жесткость лопаточных венцов и в случае обрыва лопатки исключить выход обломка из зоны рабочего колеса, избежать его дисбаланса, а также обеспечить хорошую ремонтопригодность за счет простоты процесса замены лопатки, что обеспечивает технический результат изобретения.
Существенным отличительным признаком изобретения является конструкция бандажа в виде внешнего опорного силового кольца, выполненного из композиционного материала и металла, причем для крепления лопаток на внутренней металлической части кольца имеются пазы.
На чертеже приведена ступень турбокомпрессора ГТД.
Описание устройства и его работы.
Ступень осевого компрессора ГТД состоит из диска 1, на котором крепятся корневые хвостовики 2 пера лопаток 3 с помощью трапециевидного замка 4. В периферийной части рабочего колеса имеется кольцевой бандаж в виде внешнего силового кольца 5, наружная часть которого выполнена из композиционного материала, а внутренняя из металла с пазами 6 для крепления в них хвостовиков 7 концевых сечений лопаток.
Внешняя часть диска и внутренняя часть опорного кольца образуют проточную часть осевого компрессора, где отсутствует радиальный зазор, что позволит увеличить коэффициент полезного действия, а значит и напорность ступени компрессора.
Во время работы осевого компрессора, в случае разрушения пера лопатки, части последней останутся в пазах трапециевидных замков, что исключит накопление ущерба и выход компрессора из строя.
Применение композиционных материалов в опорном кольце обеспечивает прочность при высоких скоростях вращения рабочего колеса.
Источники информации:
1. Аверичкин П.А. Композиционные материалы в авиационных силовых установках. - Ярославль: Изд. ЯГТУ, 1997, с. 93 и 94.
1. Аверичкин П.А. Композиционные материалы в авиационных силовых установках. - Ярославль: Изд. ЯГТУ, 1997, с. 93 и 94.
Claims (1)
- Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя, содержащая лопаточные венцы рабочего колеса и кольцевой бандаж, отличающаяся тем, что кольцевой бандаж представляет собой внешнее силовое кольцо рабочего колеса, причем его наружная часть выполнена из композиционного материала, а внутренняя - из металла с пазами, в которых посредством замков, например трапециевидных, крепятся концы пера лопатки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001131062/06A RU2211381C2 (ru) | 2001-11-19 | 2001-11-19 | Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001131062/06A RU2211381C2 (ru) | 2001-11-19 | 2001-11-19 | Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2001131062A RU2001131062A (ru) | 2003-06-27 |
RU2211381C2 true RU2211381C2 (ru) | 2003-08-27 |
Family
ID=29246041
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001131062/06A RU2211381C2 (ru) | 2001-11-19 | 2001-11-19 | Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2211381C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2483495A (en) * | 2010-09-10 | 2012-03-14 | Magna Parva Ltd | Rotor blade disc, eg for a turbofan engine, having blades supported by an outer ring |
CN106761943A (zh) * | 2017-03-27 | 2017-05-31 | 上海理工大学 | 带叶顶轴承的离心式径向透平机 |
RU2634812C2 (ru) * | 2011-10-26 | 2017-11-03 | Снекма | Способ изготовления металлической детали для турбореактивного двигателя летательного аппарата |
-
2001
- 2001-11-19 RU RU2001131062/06A patent/RU2211381C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2483495A (en) * | 2010-09-10 | 2012-03-14 | Magna Parva Ltd | Rotor blade disc, eg for a turbofan engine, having blades supported by an outer ring |
GB2483495B (en) * | 2010-09-10 | 2013-02-13 | Magnaparva Space Ltd | Mounting of rotor blades |
RU2634812C2 (ru) * | 2011-10-26 | 2017-11-03 | Снекма | Способ изготовления металлической детали для турбореактивного двигателя летательного аппарата |
CN106761943A (zh) * | 2017-03-27 | 2017-05-31 | 上海理工大学 | 带叶顶轴承的离心式径向透平机 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2313672C2 (ru) | Устройство для ограничения превышения числа оборотов турбины в турбомашине | |
EP0751280B1 (en) | Flow aligned plenum endwall treatment for compressor blades | |
US7448845B2 (en) | Gas turbine engine | |
US8777576B2 (en) | Metallic fan blade platform | |
US6371721B1 (en) | Gas turbine engine blade containment assembly | |
US20060193721A1 (en) | Turbomachine inner casing fitted with a heat shield | |
EP2613000B1 (en) | System for axial retention of rotating segments of a turbine and corresponding method | |
EP0475771B1 (en) | Compressor case construction | |
US20160177965A1 (en) | Compressor assembly for turbocharger burst containment | |
JP2002531760A (ja) | インペラ封じ込め装置 | |
US9169737B2 (en) | Gas turbine engine rotor seal | |
US3490748A (en) | Fragmentation brake for turbines | |
US20080031724A1 (en) | Turbo Machine With A Rotor Which Has At Least One Rotor Disk With A Bore | |
RU2211381C2 (ru) | Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя | |
EP2977547A1 (en) | Rotor blade dovetail with rounded bearing surfaces | |
US9234435B2 (en) | Tip-controlled integrally bladed rotor for gas turbine | |
CN110778367B (zh) | 带有肋的叶片节段 | |
EP3222811A1 (en) | Damping vibrations in a gas turbine | |
RU2264561C1 (ru) | Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя | |
GB2472621A (en) | Impeller hub | |
RU2296864C1 (ru) | Рабочее колесо осевой турбомашины | |
RU2033525C1 (ru) | Сварной барабанный ротор турбомашины | |
US11629722B2 (en) | Impeller shroud frequency tuning rib | |
US11982188B2 (en) | Turbomachine rotary assembly comprising an annular clamping part | |
RU2267030C1 (ru) | Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20051120 |