RU2485325C1 - Ротор компрессора газогенератора турбовентиляторного двигателя - Google Patents
Ротор компрессора газогенератора турбовентиляторного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2485325C1 RU2485325C1 RU2011151262/06A RU2011151262A RU2485325C1 RU 2485325 C1 RU2485325 C1 RU 2485325C1 RU 2011151262/06 A RU2011151262/06 A RU 2011151262/06A RU 2011151262 A RU2011151262 A RU 2011151262A RU 2485325 C1 RU2485325 C1 RU 2485325C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- rods
- blade
- gas generator
- disc body
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к турбовентиляторным двигателям авиационного применения. Диски ротора компрессора газогенератора турбовентиляторного двигателя соединены между собой с помощью резьбовых фланцевых соединений. Соединения включают в себя цилиндрические стержни с резьбовым хвостовиком и с гайкой. Цилиндрические стержни с резьбовым хвостовиком выполнены за одно целое с полотном диска. Переход от стержня к полотну диска выполнен в виде кольцевой канавки. Между стержнями в полотне диска выполнены выемки. Полотно имеет уплотняющее и центрирующее ребра. Прикрепляемый к полотну диска резьбовым соединением фланец выполнен с выборками между отверстиями. Путем исключения концентраторов напряжений и снижения веса диска за счет исключения отверстий в диске и уменьшения толщины полотна диска повышается надежность ротора компрессора газогенератора с резьбовым болтовым соединением дисков ротора. 6 ил.
Description
Изобретение относится к турбовентиляторным двигателям авиационного применения.
Известен турбовентиляторный двигатель, содержащий двухрядный вентилятор и газогенератор (патент ЕР №2223856).
Недостатком известной конструкции являются повышенные гидравлические потери из-за петлевого движения воздуха на входе и выходе из газогенератора.
Наиболее близким к заявляемому является авиационный турбовентиляторный двигатель, в котором ротор компрессора выполнен с болтовым соединением дисков между собой (патент FR №2932227).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность и повышенный вес ротора компрессора, так как отверстия под болтовое соединение, выполненные в полотне диска ротора, приводят к концентрации напряжений в полотне диска, что требует утолщения полотна диска с соответствующим увеличением его массы. Одновременно полотно диска воспринимает центробежную силу, действующую на стержень и на головку болта, что также приводит к увеличению размеров и массы ступицы диска.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности ротора компрессора газогенератора с резьбовым болтовым соединением дисков ротора путем исключения концентраторов напряжений и в снижении веса диска за счет исключения отверстий в диске и уменьшения толщины полотна диска.
Сущность технического решения заключается в том, что в роторе компрессора газогенератора турбовентиляторного двигателя, диски которого соединены между собой с помощью резьбовых фланцевых соединений, включающих в себя цилиндрические стержни с резьбовым хвостовиком и с гайкой, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ цилиндрические стержни с резьбовым хвостовиком выполнены за одно целое с полотном диска, при этом переход от стержня к полотну диска выполнен в виде кольцевой канавки, а между стержнями в полотне диска выполнены выемки, при этом полотно имеет уплотняющее и центрирующее ребра, а прикрепляемый к полотну диска резьбовым соединением фланец выполнен с выборками между отверстиями.
Выполнение цилиндрических стержней с резьбовым хвостовиком за одно целое с полотном диска позволяет исключить отверстия из полотна диска, что в свою очередь позволяет уменьшить толщину полотна диска, снизить его вес и повысить надежность ротора компрессора вследствие отсутствия отверстий как концентраторов напряжений.
Выполнение перехода от стержня к полотну диска в виде кольцевой канавки позволяет увеличить величину радиуса перехода от стержня к полотну, что снижает концентрацию местных напряжений и повышает надежность ротора компрессора.
Выполнение выемок между стержнями в полотне диска уменьшает величину напряжений в зоне перехода от полотна диска к стержню, что повышает циклическую долговечность диска.
Выполнение полотна диска с уплотняющим и центрирующим ребрами позволяет обеспечить стабильность геометрии и герметичность ротора компрессора в течение всего времени эксплуатации, что также повышает надежность компрессора.
На фиг.1 изображен продольный разрез турбовентиляторного двигателя с осевым компрессором в газогенераторе.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
На фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.
На фиг.4 - сечение А-А на фиг 3.
На фиг.5 - сечение Б-Б на фиг.4.
На фиг.6 - сечение В-В на фиг.5.
Турбовентиляторный двигатель 1 состоит из двухрядного вентилятора 2 заднего расположения и газогенератора 3. В газогенераторе передний 4 и задний 5 диски ротора 6 компрессора 7 соединены между собой фланцевым резьбовым соединением 8, состоящим из фланца 9, соединенного с полотном 10 переднего диска 4 цилиндрическим упругим элементом 11, и цилиндрических осевых стержней 12 с резьбовыми хвостовиками 13, а также гаек 14.
Стержни 12 выполнены за одно целое с полотном 15 заднего диска 5 с переходным участком 16 и расположены равномерно в окружном направлении.
Переход от стержня 12 к полотну 15 выполнен в виде кольцевой канавки 17, что позволяет увеличить величину радиуса 18 перехода от стержня 12 к полотну 15, понизив таким образом местную концентрацию напряжений.
Между стержнями 12 в полотне 15 диска 5 выполнены выемки 19, что также снижает местную концентрацию напряжений в переходном участке 16 от стержня 12 к полотну 15 и повышает надежность диска 5.
Для сохранения геометрии и герметичности ротора 1 в течение всего срока эксплуатации полотно 15 диска 5 выполнено с уплотняющим 20 и центрирующим 21 ребрами.
Фланец 9 заднего диска 5 выполнен с отверстиями 22 под резьбовые стержни 12, и для снижения местных напряжений от действия центробежных сил между отверстиями 22 выполнены выборки 23, что приводит также к снижению веса ротора 1.
Работает устройство следующим образом.
При работе ротора компрессора напряжения в полотне 15 диска 5 минимальны, так как в нем отсутствуют отверстия под болтовое крепление, что способствует повышению надежности диска 5 и снижает осевые размеры ступицы 24, что в свою очередь приводит к увеличению осевого зазора h между ступицей 24 диска 5 и ступицей 25 диска 4, улучшая тем самым условия для установки гаек 14 резьбового соединения в междисковой полости 26 при сборке ротора 6, повышая таким образом его надежность.
Claims (1)
- Ротор компрессора газогенератора турбовентиляторного двигателя, диски которого соединены между собой с помощью резьбовых фланцевых соединений, включающих в себя цилиндрические стержни с резьбовым хвостовиком и с гайкой, отличающийся тем, что цилиндрические стержни с резьбовым хвостовиком выполнены за одно целое с полотном диска, при этом переход от стержня к полотну диска выполнен в виде кольцевой канавки, а между стержнями в полотне диска выполнены выемки, при этом полотно имеет уплотняющее и центрирующее ребра, а прикрепляемый к полотну диска резьбовым соединением фланец выполнен с выборками между отверстиями.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011151262/06A RU2485325C1 (ru) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Ротор компрессора газогенератора турбовентиляторного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011151262/06A RU2485325C1 (ru) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Ротор компрессора газогенератора турбовентиляторного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2485325C1 true RU2485325C1 (ru) | 2013-06-20 |
Family
ID=48786370
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011151262/06A RU2485325C1 (ru) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Ротор компрессора газогенератора турбовентиляторного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2485325C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3301258A1 (fr) * | 2016-09-30 | 2018-04-04 | Safran Aircraft Engines | Disque de rotor comportant une toile a epaisseur variable |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3628886A (en) * | 1968-11-25 | 1971-12-21 | Kongberg Vapenfabrikk As | Arrangement for endwise clamping together the hubs of two sections of a gas turbine rotor |
JPS58162701A (ja) * | 1982-03-20 | 1983-09-27 | Kobe Steel Ltd | タ−ビンロ−タの締結装置 |
SU1504150A1 (ru) * | 1986-07-28 | 1989-08-30 | Б.Б.Бочаров | Бесступенчатый привод одноколейного транспортного средства |
US7540713B1 (en) * | 2005-08-26 | 2009-06-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Threaded rotor assembly with a centrifugal lock |
RU92694U1 (ru) * | 2009-10-21 | 2010-03-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Узел соединения дисков ротора осевого компрессора газотурбинного двигателя |
-
2011
- 2011-12-14 RU RU2011151262/06A patent/RU2485325C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3628886A (en) * | 1968-11-25 | 1971-12-21 | Kongberg Vapenfabrikk As | Arrangement for endwise clamping together the hubs of two sections of a gas turbine rotor |
JPS58162701A (ja) * | 1982-03-20 | 1983-09-27 | Kobe Steel Ltd | タ−ビンロ−タの締結装置 |
SU1504150A1 (ru) * | 1986-07-28 | 1989-08-30 | Б.Б.Бочаров | Бесступенчатый привод одноколейного транспортного средства |
US7540713B1 (en) * | 2005-08-26 | 2009-06-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Threaded rotor assembly with a centrifugal lock |
RU92694U1 (ru) * | 2009-10-21 | 2010-03-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Узел соединения дисков ротора осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3301258A1 (fr) * | 2016-09-30 | 2018-04-04 | Safran Aircraft Engines | Disque de rotor comportant une toile a epaisseur variable |
US20180094526A1 (en) * | 2016-09-30 | 2018-04-05 | Safran Aircraft Engines | Rotor disk comprising a variable thickness web |
CN107882598A (zh) * | 2016-09-30 | 2018-04-06 | 赛峰航空器发动机 | 包括可变厚度腹板的转子盘 |
FR3057015A1 (fr) * | 2016-09-30 | 2018-04-06 | Safran Aircraft Engines | Disque de rotor comportant une toile a epaisseur variable |
US10767484B2 (en) | 2016-09-30 | 2020-09-08 | Safran Aircraft Engines | Rotor disk comprising a variable thickness web |
CN107882598B (zh) * | 2016-09-30 | 2021-11-19 | 赛峰航空器发动机 | 包括可变厚度腹板的转子盘 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8777576B2 (en) | Metallic fan blade platform | |
RU2324076C2 (ru) | Корпус, компрессор, турбина и газотурбинный двигатель, содержащие этот корпус | |
JP4237176B2 (ja) | ガスタービンエンジンおよびタービンエンジンロータ | |
US10054009B2 (en) | Turbine exhaust case multi-piece frame | |
CN104619955A (zh) | 用于燃气涡轮发动机的低半径比风扇 | |
JP2015121220A (ja) | タービンロータブレード用の緩衝器構成 | |
BR102015020296A2 (pt) | aparelho compressor que inclui uma pluralidade de estágios de fluxo axial | |
US8540482B2 (en) | Rotor assembly for gas turbine engine | |
RU2485325C1 (ru) | Ротор компрессора газогенератора турбовентиляторного двигателя | |
CN204755199U (zh) | 一种液压变桨轴承组件 | |
CA2743817C (en) | Lightened axial compressor rotor | |
RU2451840C2 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя | |
CN105422186A (zh) | 具有小叶片结构的轴流式涡轮 | |
CN109489950A (zh) | 一种用于发动机高压压气机盘疲劳试验的连接结构 | |
RU2347111C2 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя | |
CN212671872U (zh) | 一种低参数内除湿饱和蒸汽汽轮机 | |
RU2470170C1 (ru) | Ротор турбины газотурбинного двигателя | |
US10018049B2 (en) | Bladed disc | |
RU2606295C1 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя | |
RU2536652C1 (ru) | Ротор турбины низкого давления | |
RU2290544C1 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя | |
RU2506428C1 (ru) | Многоступенчатая газовая силовая турбина | |
US11555408B2 (en) | Device for attaching blades in a contra-rotating turbine | |
RU2453709C1 (ru) | Ротор турбины газотурбинного двигателя | |
RU2506426C1 (ru) | Ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20141215 |