RU2211381C2 - Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя - Google Patents

Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя Download PDF

Info

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
Application number
RU2001131062/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2001131062A (ru
Inventor
П.А. Аверичкин
А.А. Пахольченко
И.Г. Зайнулин
И.Н. Зайнулина
Д.Н. Хромцов
А.И. Зароченцев
Original Assignee
Военный авиационный технический университет
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 Военный авиационный технический университет filed Critical Военный авиационный технический университет
Priority to RU2001131062/06A priority Critical patent/RU2211381C2/ru
Publication of RU2001131062A publication Critical patent/RU2001131062A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2211381C2 publication Critical patent/RU2211381C2/ru

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.

Claims (1)

  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.
RU2001131062/06A 2001-11-19 2001-11-19 Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя RU2211381C2 (ru)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
US5607284A (en) Baffled passage casing treatment for compressor blades
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
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