RU2290544C1

RU2290544C1 - Compresstr of gac-turbine engine

Info

Publication number: RU2290544C1
Application number: RU2005110011/06A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Иванович Тункин (RU); Анатолий Иванович Тункин; Валерий Алексеевич Кузнецов (RU); Валерий Алексеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2005-04-06
Filing date: 2005-04-06
Publication date: 2006-12-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engines.

SUBSTANCE: invention relates to compressors of gas-turbine engines of aircraft and ground application. Proposed compressor of gas-turbine engine has rotor with disks and conical flange of rear shaft. According to invention, conical flange of rear shaft is made integral with disk last in direction of air flow. Last but one disk is made T-shaped in cross section with axial ring ribs which are enclosed by rims of preceding and last disk forming bushing of compressor rotor. Preceding and last disks are made conical, with flanges pointed to rotor axis and connected with body of last but one by fastening members.

EFFECT: increased reliability and efficiency of compressor owing to reduced level of stresses in intermediate working rings and disk rim and reduced number of bolted joints.

2 dwg

Description

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to compressors for gas turbine engines of aviation and ground applications.

Известен компрессор газотурбинного двигателя, в котором барабанная часть ротора выполнена за одно целое с диском и соединена с последующим по потоку воздуха диском с помощью болтового или штифтового соединения [Г.С.Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, Москва, «Машиностроение», 1965, стр.54, фиг.3.08].A known compressor of a gas turbine engine, in which the drum part of the rotor is made integral with the disk and connected to the subsequent disk by air flow using a bolt or pin connection [G.S. Skubachevsky. Aircraft gas turbine engines. Design and calculation of parts, Moscow, "Engineering", 1965, p. 54, Fig.3.08].

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за несимметричности нагрузки барабанной части на обод и полотно диска, что может привести к поломке компрессора.The disadvantage of this design is its low reliability due to the asymmetrical loading of the drum part on the rim and the blade web, which can lead to compressor failure.

Наиболее близким по конструкции к заявляемому является компрессор газотурбинного двигателя, в роторе которого конусный фланец заднего вала выполнен составным, а между дисками расположены промежуточные роторные кольца [Патент РФ №2033566, 1995].The closest in design to the claimed one is a gas turbine engine compressor, in the rotor of which the conical flange of the rear shaft is made integral, and intermediate rotor rings are located between the disks [RF Patent No. 2033566, 1995].

Недостатками известной конструкции являются низкие надежность и к.п.д. компрессора из-за высокого уровня напряжений промежуточных рабочих колес и обода, а также большого количества болтовых соединений.The disadvantages of the known design are low reliability and efficiency compressor due to the high level of stresses of the intermediate impellers and the rim, as well as a large number of bolted joints.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и к.п.д. компрессора газотурбинного двигателя за счет снижения уровня напряжений промежуточных рабочих колец и обода диска, а также уменьшения количества болтовых соединений.The technical problem solved by the invention is to increase reliability and efficiency compressor of a gas turbine engine by reducing the voltage level of the intermediate working rings and the rim of the disk, as well as reducing the number of bolted connections.

Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя, ротор которого выполнен с дисками и с конусным фланцем заднего вала, согласно изобретению конусный фланец заднего вала выполнен за одно целое с последним по потоку воздуха диском, предпоследний диск выполнен Т-образным в поперечном сечении, с осевыми кольцевыми ребрами, которые охвачены ободами предыдущего и последнего дисков и образуют втулку ротора компрессора, причем предыдущий и последний диски выполнены с конусными, направленными к оси ротора фланцами, соединенными с полотном предпоследнего диска крепежными элементами.The essence of the invention lies in the fact that in the compressor of a gas turbine engine, the rotor of which is made with disks and with a conical flange of the rear shaft, according to the invention, the conical flange of the rear shaft is made integrally with the last disk in the air stream, the penultimate disk is made T-shaped in cross section , with axial annular ribs that are surrounded by the rims of the previous and last disks and form the compressor rotor sleeve, the previous and last disks being made with conical directed towards the axis of the flange rotor s connected with the web of the penultimate drive fasteners.

Выполнение конусного фланца заднего вала за одно целое с последним по потоку воздуха диском позволяет исключить дополнительное болтовое соединение, тем самым повысить надежность и снизить вес, так как болтовое соединение дополнительно нагружает центробежными силами диск компрессора и увеличивает его вес.The implementation of the conical flange of the rear shaft in one piece with the last disk in the air stream eliminates the additional bolt connection, thereby increasing reliability and reducing weight, since the bolt connection additionally loads the compressor disk by centrifugal forces and increases its weight.

Выполнение предпоследнего диска Т-образным в поперечном сечении и с осевыми кольцевыми ребрами, которые охвачены ободами предыдущего и последнего дисков и образуют втулку ротора компрессора, снижает уровень напряжений в кольцевых осевых ребрах и снижает вес ротора компрессора, так как ребра выполнены за одно целое с ободом предпоследнего диска и, таким образом, удерживаются полотном и ступицей предпоследнего диска. Под действием центробежных сил между осевыми кольцевыми ребрами и охватывающими их ободами предыдущего и последнего дисков образуется натяг, что увеличивает радиальную жесткость ротора компрессора при его работе, позволяет уменьшить радиальные зазоры между статором и ротором компрессора и повысить его к.п.д.The execution of the penultimate disk T-shaped in cross section and with axial annular ribs, which are surrounded by the rims of the previous and last disks and form the compressor rotor hub, reduces the stress level in the annular axial ribs and reduces the weight of the compressor rotor, since the ribs are made in one piece with the rim penultimate disk and, thus, are held by the canvas and the hub of the penultimate disk. Under the action of centrifugal forces between the axial annular ribs and the rims of the previous and last disks covering them, an interference is formed, which increases the radial stiffness of the compressor rotor during its operation, reduces radial gaps between the stator and the compressor rotor and increases its efficiency

Выполнение предыдущего и последнего дисков с конусными, направленными к оси ротора фланцами, совместно соединенными с полотном предпоследнего диска крепежными элементами, позволяет разместить крепежные элементы на уменьшенном диаметре, снижая уровень центробежных сил, действующих на диск от этих крепежных элементов. Одновременно сохраняются целостность и жесткость ротора компрессора в случае касания направляющими лопатками компрессора осевых кольцевых ребер диска и их перерезания, например, в аварийных ситуациях, что исключает лавинообразное разрушение ротора компрессора.The implementation of the previous and last disks with conical flanges directed to the rotor axis, jointly connected with fasteners to the penultimate disk web, allows fasteners to be placed on a reduced diameter, reducing the level of centrifugal forces acting on the disk from these fasteners. At the same time, the integrity and rigidity of the compressor rotor are preserved if the compressor guide vanes touch the axial annular ribs of the disk and cut them, for example, in emergency situations, which eliminates the avalanche-like destruction of the compressor rotor.

Такая конструкция позволяет также применять диски ротора компрессора, изготовленные из разных марок материала. Например, диски первых ступеней могут быть изготовлены из титановых сплавов, а диски двух последних ступеней, где температура сжимаемого воздуха превышает рабочий диапазон титановых сплавов, - из высокопрочных никелевых сплавов.This design also allows the use of compressor rotor disks made from different grades of material. For example, the disks of the first stages can be made of titanium alloys, and the disks of the last two stages, where the temperature of the compressed air exceeds the working range of titanium alloys, can be made of high-strength nickel alloys.

На фиг.1. показан продольный разрез компрессора газотурбинного двигателя; на фиг.2. показан элемент I фиг.1 в увеличенном виде.In figure 1. shows a longitudinal section of a compressor of a gas turbine engine; figure 2. shown element I of figure 1 in an enlarged view.

Компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 с направляющими лопатками 3 и ротора 4, установленного в статоре 2 с помощью радиально-упорного подшипника 5. От входа 6 к выходу 7 диски 8 ротора 4 компрессора 1 выполнены из титановых сплавов и соединены между собой с помощью неразъемного соединения 9 (например, сваркой), а предпоследний 10 и последний 11 диски выполнены из жаропрочных никелевых сплавов. Последний по потоку воздуха диск 11 выполнен за одно целое с конусным фланцем вала 12 с задней стороны, а с передней стороны - с конусным направленным к оси ротора фланцем 13, примыкающим к полотну 14 предпоследнего диска 10.The compressor 1 of the gas turbine engine consists of a stator 2 with guide vanes 3 and a rotor 4 mounted in the stator 2 using an angular contact bearing 5. From the input 6 to the output 7, the disks 8 of the rotor 4 of the compressor 1 are made of titanium alloys and interconnected by one-piece connection 9 (for example, by welding), and the penultimate 10 and last 11 discs are made of heat-resistant nickel alloys. The last disk 11 in air flow is made in one piece with the conical flange of the shaft 12 on the rear side, and on the front side with the conical flange 13 directed to the axis of the rotor adjacent to the web 14 of the penultimate disk 10.

Предпоследний по потоку воздуха диск 10 выполнен Т-образным, с осевыми кольцевыми ребрами 15 и 16, охватываемыми ободами 17 и 18 предыдущего 19 и последнего 11 дисков по посадочным поверхностям 20, 21 и образующими втулку 22 ротора 4 компрессора 1.The penultimate one in air flow is a disk 10 made T-shaped, with axial annular ribs 15 and 16, covered by rims 17 and 18 of the previous 19 and last 11 disks along the seating surfaces 20, 21 and forming the sleeve 22 of the rotor 4 of the compressor 1.

Предыдущий диск 19 также выполнен с конусным направленным к оси ротора фланцем 23, примыкающим к полотну 14 предпоследнего диска 10.The previous disk 19 is also made with a conical flange 23 directed towards the axis of the rotor adjacent to the web 14 of the penultimate disk 10.

Конусные фланцы 13 и 23 дисков 11 и 19 соединены с полотном 14 диска 10 и между собой с помощью крепежных элементов 24.The conical flanges 13 and 23 of the disks 11 and 19 are connected to the web 14 of the disk 10 and to each other using fasteners 24.

Рабочая лопатка 25 установлена в Т-образном диске 10 с помощью кольцевого замка 26 типа "ласточкин хвост".The working blade 25 is installed in the T-shaped disk 10 using a dovetail ring lock 26.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе двигателя крутящий момент от конусного фланца вала 12 со стороны турбины (не показано) передается на диск 11 последней ступени и по конусному фланцу 13 через крепежные элементы 24 на диск 10, а по конусному фланцу 23 - на диск 19.When the engine is running, the torque from the conical flange of the shaft 12 from the turbine side (not shown) is transmitted to the disk 11 of the last stage and through the conical flange 13 through the fasteners 24 to the disk 10, and through the conical flange 23 to the disk 19.

Под действием центробежных сил кольцевые ребра 15, 16 Т-образного предпоследнего диска 10 упруго деформируются в радиальном направлении, за счет чего образуется натяг по посадочным поверхностям 20, 21 ободов 17, 18 дисков 19 и 11, что приводит к повышению жесткости ротора 4 и способствует уменьшению радиальных зазоров между статором и ротором.Under the action of centrifugal forces, the annular ribs 15, 16 of the T-shaped penultimate disk 10 are elastically deformed in the radial direction, due to which an interference fit is formed along the seating surfaces 20, 21 of the rims 17, 18 of the disks 19 and 11, which leads to an increase in the rigidity of the rotor 4 and contributes to reducing radial clearances between the stator and the rotor.

Так как кольцевые ребра 15, 16 расположены симметрично относительно полотна 14 диска 10, то упругая деформация в осевом направлении полотна 14 от центробежных сил, действующих на ребра 15, 16 минимальна, что способствует повышению запасов прочности диска 10.Since the annular ribs 15, 16 are located symmetrically with respect to the web 14 of the disk 10, the elastic deformation in the axial direction of the web 14 from the centrifugal forces acting on the ribs 15, 16 is minimal, which contributes to an increase in the margin of safety of the disk 10.

Кольцевой замок 26 диска 10 также деформируется симметрично, без перекоса, что способствует повышению запасов его прочности. В случае задевания направляющими лопатками 3 ребер 15, 16 и их перерезания целостность ротора 4 не нарушается, так как крутящий момент передается по конусным фланцам 13, 23 внутри ротора 4 компрессора 1.The ring lock 26 of the disk 10 is also deformed symmetrically, without distortion, which contributes to an increase in its strength reserves. If the guide vanes 3 touch the ribs 15, 16 and cut them, the integrity of the rotor 4 is not violated, since the torque is transmitted through the conical flanges 13, 23 inside the rotor 4 of the compressor 1.

Claims

A compressor of a gas turbine engine, the rotor of which is made with disks and with a conical flange of the rear shaft, characterized in that the conical flange of the rear shaft is integral with the last disk in the air stream, the penultimate disk is made T-shaped in cross section with axial annular ribs, which covered by the rims of the previous and last disks and form the compressor rotor sleeve, the previous and last disks are made with conical flanges directed to the axis of the rotor connected to the last but one ska fasteners.