RU2235913C2 - Многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя - Google Patents
Многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2235913C2 RU2235913C2 RU2002127567/06A RU2002127567A RU2235913C2 RU 2235913 C2 RU2235913 C2 RU 2235913C2 RU 2002127567/06 A RU2002127567/06 A RU 2002127567/06A RU 2002127567 A RU2002127567 A RU 2002127567A RU 2235913 C2 RU2235913 C2 RU 2235913C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- stages
- groups
- gas
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. Техническая задача, которая решается изобретением, заключается в повышении надежности конструкции при снижении стоимости за счет уменьшения числа типоразмеров замковых соединений и затрат на их проектирование и доводку. Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатом компрессоре газотурбинного двигателя, содержащем ротор, в котором диски и рабочие лопатки выполнены с продольными замковыми соединениями типа "ласточкин хвост", согласно изобретению рабочие лопатки размещены группами с одним типоразмером замкового соединения, при этом первая и последняя группы со стороны входа в компрессор включают по четыре ступени каждая, а отношение числа ступеней z компрессора к числу групп рабочих лопаток k в компрессоре составляет 3-4. 3 ил.
Description
Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.
Известен многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя, в роторе которого рабочие лопатки установлены в дисках на первых двух ступенях с помощью продольных замковых соединений типа “ласточкин хвост”, а на последующих ступенях - с помощью кольцевых замковых соединений типа “ласточкин хвост” /1/.
Недостатком такого компрессора является его низкая надежность и повышенная стоимость из-за необходимости доводки замковых соединений различной конструкции.
Наиболее близким к заявляемому является компрессор газотурбинного двигателя, в роторе которого рабочие лопатки установлены в дисках с помощью продольных замковых соединений “рабочая лопатка - диск” типа “ласточкин хвост”, причем замковые соединения всех ступеней отличны друг от друга по своим размерам в поперечном сечении /2/.
Известно, что при работе двигателя на замковое соединение действуют повышенные нагрузки от действия центробежных сил пера лопатки, а также вибронапряжения от газовых сил, воздействующих на перо лопатки. Компрессор известной конструкции не обеспечивает надежное крепление рабочей лопатки на диске, а также демпфирование колебаний пера лопатки на основных режимах работы двигателя без проведения дорогостоящих мероприятий по проектированию и доводке замкового соединения “рабочая лопатка - диск”.
Техническая задача, которая решается изобретением, заключается в повышении надежности конструкции при снижении стоимости за счет уменьшения числа типоразмеров замковых соединений и затрат на их проектирование и доводку.
Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатом компрессоре газотурбинного двигателя, содержащем ротор, в котором диски и рабочие лопатки выполнены с продольными замковыми соединениями типа “ласточкин хвост”, согласно изобретению рабочие лопатки размещены группами с одним типоразмером замкового соединения, при этом первая и последняя группы со стороны входа в компрессор включают по четыре ступени каждая, а отношение числа ступеней z компрессора к числу групп рабочих лопаток k в компрессоре составляет 3-4.
В высоконапорном многоступенчатом компрессоре газотурбинного двигателя с целью получения высокой степени сжатия и КПД при обеспечении необходимых запасов газодинамической устойчивости первые две ступени со стороны входа в компрессор выполняются со средней степенью сжатия, а две последующие - с повышенной степенью сжатия.
Из-за повышенной степени сжатия и, соответственно, увеличенной аэродинамической нагрузки перо этих ступеней выполняется с увеличенной толщиной и изгибом профиля, особенно в корневых сечениях. Поэтому, несмотря на то, что высота и хорда третьей от входа в компрессор рабочей лопатки существенно меньше первой, максимальная толщина профиля рабочей лопатки третьей ступени в корневом сечении больше, чем у первой и второй рабочих лопаток.
Максимальная толщина профиля в корневом сечении четвертой рабочей лопатки несколько меньше, чем у первой и второй рабочих лопаток. Однако четвертая рабочая лопатка совместно с замковым соединением работает в условиях повышенных температур, вызванных сжатием воздуха в компрессоре, и поэтому по условиям прочности замковое соединение у этой лопатки в поперечном сечении имеет те же размеры, что и у первой, второй и третьей рабочих лопаток.
Пятая рабочая лопатка компрессора выполнена с меньшей напорностью, чем четвертая, а толщина профиля ее корневого сечения существенно меньше, чем у четвертой рабочей лопатки, и поэтому для этой рабочей лопатки замковое соединение выполняется другого типоразмера, что существенно снижает вес компрессора.
На выходе из компрессора с целью получения максимального КПД последние ступени выполняются низконапорными, поэтому геометрические размеры пера рабочих лопаток четырех последних ступеней от входа к выходу компрессора уменьшаются незначительно при одновременном повышении температуры воздуха из-за сжатия. По этой причине рабочие лопатки последних четырех ступеней компрессора выполняются также с одинаковым в поперечном сечении замковым соединением, что повышает надежность компрессора и снижает его стоимость.
В 13-ступенчатом высоконапорном компрессоре двигателя ПС-90А существуют 4 типоразмера замковых соединений “рабочая лопатка-диск”, что позволяет уменьшить затраты на доводку замковых соединений, затраты на технологическое оборудование и оснастку, а также повысить надежность компрессора.
В случае, если z/k<3, стоимость компрессора увеличивается, а также снижается надежность из-за увеличения количества замковых соединений различной геометрии. При z/k>4 увеличивается вес компрессора из-за неоптимального подбора замковых соединений “рабочая лопатка-диск”.
На фиг.1 показан продольный разрез компрессора заявляемой конструкции. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2.
Компрессор газотурбинного двигателя 1 состоит из статора 2 и ротора 3, на шлицевом валу 4 которого установлены диски 5 с рабочими лопатками 6.
Рабочие лопатки 6 крепятся на дисках 5 с помощью продольных замковых соединений 7 типа “ласточкин хвост”, состоящих из паза 8 диска 5 и хвостовика 9 лопатки 6. Хвостовик 9 воспринимает центробежные, газовые и вибрационные нагрузки, воздействующие на перо 10 лопатки 6.
Рабочие лопатки 11, 12, 13 и 14 первой, второй, третьей и четвертой ступеней соответственно со стороны входа 15 в компрессор 1 выполнены с одинаковыми по размерам в поперечном сечении хвостовиками 9.
Рабочие лопатки 16, 17, 18 и 19 последних ступеней 20 компрессора 1 выполнены также с одинаковыми по размерам в поперечном сечении хвостовиками 9.
Рабочие лопатки 21, 22, 23, 24, и 25 средних ступеней компрессора 1 разбиты на две группы с одинаковыми по размерам в поперечном сечении хвостовиками 9.
Отношение числа ступеней z к числу групп рабочих лопаток k в компрессоре составляет 3,25.
В процессе работы газотурбинного двигателя газотурбинной установки в высоконапорном многоступенчатом компрессоре на замковые соединения рабочих лопаток действуют центробежные, газовые и вибрационные нагрузки. Эти нагрузки не нарушают надежность крепления рабочей лопатки на диске, более того, такая конструкция обеспечивает демпфирование колебаний пера лопаток на основных режимах работы газотурбинного двигателя. Общее число групп (типоразмеров) замковых соединений рабочих лопаток составляет 4, а соотношение z/k=3,25. Компрессор такой конструкции работает на газотурбинных установках по 30000 часов без ремонта.
Источники информации
1. Г.С.Скучевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструирование и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1974, с.69, рис.3.18.
2. С.А.Вьюнов и др. Конструкция и проектирование авиационных ГТД, М.: Машиностроение, 1989, с.74, рис.3.15.
Claims (1)
- Многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя, содержащий ротор, в котором диски и рабочие лопатки выполнены с продольными замковыми соединениями типа "ласточкин хвост", отличающийся тем, что рабочие лопатки размещены группами с одним типоразмером замкового соединения, при этом первая и последняя группы со стороны входа в компрессор включают по четыре ступени каждая, а отношение числа ступеней z компрессора к числу групп рабочих лопаток k в компрессоре составляет 3-4.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002127567/06A RU2235913C2 (ru) | 2002-10-14 | 2002-10-14 | Многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002127567/06A RU2235913C2 (ru) | 2002-10-14 | 2002-10-14 | Многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002127567A RU2002127567A (ru) | 2004-04-20 |
RU2235913C2 true RU2235913C2 (ru) | 2004-09-10 |
Family
ID=33433082
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002127567/06A RU2235913C2 (ru) | 2002-10-14 | 2002-10-14 | Многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2235913C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2667532C1 (ru) * | 2014-02-03 | 2018-09-21 | Нуово Пиньоне СРЛ | Многоступенчатая турбомашина со встроенными электродвигателями |
CN115186442A (zh) * | 2022-06-15 | 2022-10-14 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种递减载荷船用发电型燃气轮机多级动力涡轮气动设计方法 |
-
2002
- 2002-10-14 RU RU2002127567/06A patent/RU2235913C2/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ВЬЮНОВ С.А. и др. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. - М.: Машиностроение, 1989, с.74, рис.3.15. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2667532C1 (ru) * | 2014-02-03 | 2018-09-21 | Нуово Пиньоне СРЛ | Многоступенчатая турбомашина со встроенными электродвигателями |
CN115186442A (zh) * | 2022-06-15 | 2022-10-14 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种递减载荷船用发电型燃气轮机多级动力涡轮气动设计方法 |
CN115186442B (zh) * | 2022-06-15 | 2023-08-08 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种递减载荷船用发电型燃气轮机多级动力涡轮气动设计方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10018050B2 (en) | Turbomachine rotor blade | |
CN104956032B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的压缩机叶片 | |
US7255531B2 (en) | Gas turbine tip shroud rails | |
CA2849651C (en) | Axial turbomachine stator with ailerons at the blade roots | |
EP2743453B1 (en) | Tapered part-span shroud | |
EP1555392B1 (en) | Cantilevered stator stage | |
EP1329615A3 (en) | Compressor stator bleed system | |
US7789631B2 (en) | Compressor of a gas turbine and gas turbine | |
EP0942150A3 (en) | A stator vane assembly for a turbomachine | |
US10221858B2 (en) | Impeller blade morphology | |
US20110110785A1 (en) | Rotor for an axial-throughflow turbomachine and moving blade for such a rotor | |
US20220259977A1 (en) | Rotor blade for a turbomachine, associated turbine module, and use thereof | |
WO2014130116A2 (en) | Turbine blade apparatus | |
US9777744B2 (en) | Airfoil shape for a compressor | |
US20200208526A1 (en) | Hybrid rotor blades for turbine engines | |
US20150098832A1 (en) | Method and system for relieving turbine rotor blade dovetail stress | |
US10731471B2 (en) | Hybrid rotor blades for turbine engines | |
EP2549060B1 (en) | Locking of blades in a rotor tangential mounting groove | |
RU2235913C2 (ru) | Многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя | |
EP2738351A1 (en) | Rotor blade with tear-drop shaped part-span shroud | |
Emmert | Current Design Practices for Gas-Turbine Power Elements | |
US10822955B2 (en) | Hybrid rotor blades for turbine engines | |
EP3372786B1 (en) | High-pressure compressor rotor blade with leading edge having indent segment | |
US11946390B2 (en) | Rotor blade and disc of rotating body | |
US20110027091A1 (en) | Axial-flow compressor, more particularly one for an aircraft gas-turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |