RU2565091C1 - Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) - Google Patents

Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) Download PDF

Info

Publication number
RU2565091C1
RU2565091C1 RU2014116597/06A RU2014116597A RU2565091C1 RU 2565091 C1 RU2565091 C1 RU 2565091C1 RU 2014116597/06 A RU2014116597/06 A RU 2014116597/06A RU 2014116597 A RU2014116597 A RU 2014116597A RU 2565091 C1 RU2565091 C1 RU 2565091C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
feather
rotor
axis
impeller
Prior art date
Application number
RU2014116597/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Евгений Ювенальевич Марчуков
Сергей Анатольевич Симонов
Дмитрий Юрьевич Еричев
Николай Павлович Селиванов
Original Assignee
Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
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 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") filed Critical Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority to RU2014116597/06A priority Critical patent/RU2565091C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2565091C1 publication Critical patent/RU2565091C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: 1st stage impeller of the rotor shaft of LP compressor of the jet turbine engine contains disk with hub, central hole, plate and rim, and blades that have convex-concave cross-section. Each blade has body and shank. The rim is asymmetrically connected with the blade body with creation of two flows of face and rear cone flanges that have different arms and inclined towards the vector. The summary equal-arm part of flanges width has slots, in which the blade shanks are inserted. The rear flange of the rim is amended with the ring broadening projecting beyond the blade body, and exceeding width of the face flange. In the projection to the relative axial plane perpendicular to the blade body the longitudinal axis of each slot with the impeller axis creates angle α0 of the shank installation in range α0 = (17÷27)°. The slots are uniformly distributed along the disk perimeter. At that chord of side edges of the body in the root zone of the blade creates with the rotor axis in projection the body installation angle αe increasing along radial height of the blade body with gradient of the body twisting, Gb.t. = (124.0÷186.8) [degrees/m].
EFFECT: increased efficiency and margin of GDU at all operation modes of the compressor upon durability increasing of the 1st stage impeller of LP compressor without increasing of materials consumption.
11 cl, 5 dwg

Description

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД).The group of inventions relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to low-pressure compressors (LPC) of aircraft turbojet engines (turbojet engines).

Известно рабочее колесо осевого компрессора двигателя, которое состоит из лопаток, имеющих профилированное перо и хвостовик, а также дисков, имеющих обод, полотно и ступицу. Каждое рабочее колесо снабжено двумя дисками. Оба диска соединены между собой с помощью кольцевого бурта первого диска и посадочного пояска с отверстиями в полотне второго диска. Хвостовик рабочей лопатки выполнен в виде полки с ребрами жесткости на ее внутренней стороне. Полки имеют на переднем и заднем торцах по потоку клиновидные кольцевые выступы. На ободах дисков рабочих колес выполнены ответные клиновидные кольцевые углубления, которые образуют кольцевой паз типа "ласточкин хвост" для контакта с клиновидными кольцевыми выступами на торцах полок рабочих лопаток (RU 2269678 С1, опубл. 10.02.2006).The impeller of an axial engine compressor is known, which consists of blades having a profiled feather and a shank, as well as disks having a rim, a blade and a hub. Each impeller is equipped with two disks. Both disks are interconnected by means of an annular collar of the first disk and a landing belt with holes in the canvas of the second disk. The shank of the working blade is made in the form of a shelf with stiffeners on its inner side. Shelves have wedge-shaped annular protrusions at the front and rear ends along the stream. On the rims of the wheels of the impellers, reciprocal wedge-shaped annular recesses are made, which form an annular dovetail groove for contact with wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the blades (RU 2269678 C1, publ. 02.10.2006).

Известно рабочее колесо осевого компрессора двигателя, содержащее диск, лопатки с хвостовиком, средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост». На боковых контактных гранях хвостовиков лопаток выполнены фаски по хорде, меньшей радиуса округления. Средство осевой фиксации лопаток выполнено в виде разрезного кольца и прорезей под разрезное кольцо в упорном выступе диска и хвостовике лопаток. Величина радиуса округления и фаски выбраны из расчета предельной нормативной прочности (RU 2476729 С1, опубл. 27.02.2013).Known impeller of an axial compressor of the engine, containing a disk, blades with a shank, means of axial fixation of the blades in the castle connection type "dovetail". On the lateral contact faces of the shanks of the blades chamfers are made along a chord smaller than the radius of rounding. The axial fixation tool for the blades is made in the form of a split ring and slots for a split ring in the thrust protrusion of the disk and the shank of the blades. The value of the radius of rounding and chamfer selected from the calculation of the ultimate standard strength (RU 2476729 C1, publ. 02.27.2013).

Известно рабочее колесо осевого компрессора, которое состоит из диска компрессора с установленными на нем рабочими лопатками, включающими перо и хвостовик. Хвостовик лопатки расположен горизонтально, а перо соединено с хвостовиком через промежуточный элемент - ножку. Лопатки на диске установлены под углом к потоку рабочего тела (Н.Н. Сиротин, А.С.Новиков, А.Г. Пайкин, А.Н. Сиротин. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва. Наука 2011. С. 257-263).The impeller of an axial compressor is known, which consists of a compressor disk with working blades mounted on it, including a feather and a shank. The shank of the blade is located horizontally, and the feather is connected to the shank through an intermediate element - the leg. The blades on the disk are installed at an angle to the flow of the working fluid (NN Sirotin, AS Novikov, AG Paykin, AN Sirotin. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system Book 1. Moscow, Science 2011. S. 257-263).

К недостаткам известных решений относятся непроработанность системы выбора совокупности необходимых параметров общей конфигурации диска, влияющих на площадь проходного сечения проточной части и размещение на ободе пазов и лопаток, формирующих аэродинамические процессы взаимодействия рабочего колеса первой ступени ротора с потоком рабочего тела, вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации диска и угловой ориентации упомянутых пазов в ободе диска, а также сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД, запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и как следствие сложность обеспечения оптимальной динамической прочности и повышенного ресурса при минимуме материалоемкости.The disadvantages of the known solutions include the lack of development of a system for selecting the set of necessary parameters for the general configuration of the disk, affecting the area of the flow section of the flow passage and the placement on the rim of grooves and blades that form the aerodynamic processes of interaction of the impeller of the first stage of the rotor with the flow of the working fluid, due to the lack of specification of the geometric and aerodynamic parameters of the spatial configuration of the disk and the angular orientation of the said grooves in the rim of the disk, and that is the difficulty of obtaining coupling compromise elevated values efficiency stocks dynamic stability (CDB) of the compressor and hence the complexity of optimal dynamic strength and increased life with minimum material consumption.

Задача, решаемая изобретением, состоит в разработке рабочего колеса ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (ТРД) с улучшенными конструктивными и аэродинамическими параметрами пространственной конфигурации, обеспечивающими возможность оптимизации профиля и площади проходных сечений проточной части двигателя, достаточных для увеличения расхода сжимаемого рабочего тела -воздуха, КПД первой ступени, подачи воздушного потока в последующие ступени КНД при повышении запасов ГДУ на всех режимах работы двигателя и ресурса без увеличения материалоемкости.The problem solved by the invention is to develop the impeller of the rotor of a low-pressure compressor of a turbojet engine (turbojet engine) with improved structural and aerodynamic parameters of the spatial configuration, providing the possibility of optimizing the profile and area of the flow cross sections of the engine duct, sufficient to increase the flow rate of the compressible working fluid-air, Efficiency of the first stage, air flow in the subsequent stages of the low pressure valve with an increase in the reserves of the GDU at all engine operating modes and ESOURCES without increasing the consumption of materials.

Поставленная задача в части рабочего колеса по первому варианту решается тем, что рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), имеющего корпус с проточной частью, согласно изобретению, выполнено в качестве рабочего колеса первой ступени вала ротора, содержит диск в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая перо с осью, боковыми кромками и хвостовик с продольной осью; при этом перо лопатки выполнено выпукло-вогнутым в поперечном сечении лопатки с вогнутой поверхностью в виде корыта и с выпуклой поверхностью, образующей спинку пера, а обод ассиметрично соединен с полотном диска с образованием двух разноплечих наклонных в направлении вектора потока рабочего тела фронтальной и тыльной конических полок, суммарная равноплечая часть ширины которых выполнена с пазами с заведенными в них хвостовиками лопаток, кроме того, тыльная полка обода дополнена выступающим за габарит пера лопатки кольцевым уширением, превышающим ширину фронтальной полки, и развита до силового контакта с ответной полкой обода диска следующей ступени ротора и соединения с ней с возможностью передачи крутящего момента, причем продольная ось каждого из указанных пазов диска образует с осью рабочего колеса в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера лопатки, угол α0 установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α0=(17÷27)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки, при этом хорда, соединяющая в корневой зоне боковые кромки пера лопатки, образует с осью двигателя в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера лопатки, нарастающий с радиальным удалением от оси рабочего колеса с градиентом закрутки пера Gз.п., принятым в диапазонеThe task in terms of the impeller according to the first embodiment is solved by the fact that the impeller of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of a low-pressure compressor (KND) of a turbojet engine (TRD), having a housing with a flow part, according to the invention, is made as the impeller of the first steps of the rotor shaft, contains a disk in the form of a single element, including a hub with a central hole, a blade and a rim, as well as blades having each feather with an axis, side edges and a shank with a longitudinal axis; the feather of the blade is made convex-concave in the cross section of the blade with a concave surface in the form of a trough and with a convex surface forming the back of the pen, and the rim is asymmetrically connected to the blade web with the formation of two different shoulders inclined front and rear conical shelves , the total equal-arm portion of the width of which is made with grooves with shanks of blades inserted into them, in addition, the rear shelf of the rim is supplemented by annular broadening that extends beyond the blade feather exceeding the width of the front flange, and developed to force contact with the mating flange of the disk rim of the next stage of the rotor and connecting with it with the possibility of transmitting torque, and the longitudinal axis of each of these grooves of the disk forms with the axis of the impeller in a projection on a conditional axial plane, normal to the axis of the blade, the angle α 0 of the blade shank, as defined in the range 0 α = (17 ÷ 27) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk and are made in cross-section with lateral faces which form e ement tool joint with the blade root, the chord joining the root zone of the lateral edges of the blade forms with the motor axis in the projection onto said notional plane angle of the blade airfoil, increasing with radial distance from the impeller axis gradient spin pen G z. P. accepted in the range

Gз.п.=(αп-αк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м],G s.p. = (α p -α k ) / L cp = (124.0 ÷ 186.8) [deg / m],

где αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к оси пера лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.where α to is the projection of the angle of twist of the chord of the root section of the feather of the blade relative to the axis of the rotor in the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the feather of the blade; α p - a similar projection of the swirl angle relative to the rotor axis of the most remote peripheral chord of the pen in a plane parallel to the axial plane; L cp - the average axial length of the feather blades.

При этом ширина тыльной конической полки обода диска может превышать ширину фронтальной полки не менее чем в два раза, а полотно с фронтальной стороны диска в зоне, примыкающей к ободу, снабжено расположенным под ним коническим кольцевым элементом, предназначенным для силового соединения с коническим элементом цапфы передней опоры ротора и выполненным с углом наклона образующей к геометрической оси диска, превышающим угол наклона образующей внешней грани обода, и принятый в диапазоне β=(52÷72)°.In this case, the width of the rear conical flange of the disk rim can exceed the width of the front flange by at least two times, and the canvas on the front side of the disc in the area adjacent to the rim is equipped with a conical ring element located under it, intended for power connection with the conical element of the front axle rotor bearings and made with the angle of inclination of the generatrix to the geometric axis of the disk, exceeding the angle of inclination of the generatrix of the outer face of the rim, and adopted in the range β = (52 ÷ 72) °.

Уширение тыльной полки может быть снабжено по внешней грани обода элементами лабиринтного уплотнения, выполненными для газодинамического взаимодействия с элементами периферийного торца неподвижной лопатки расположенного за рабочим колесом направляющего аппарата статора КНД.The broadening of the rear flange can be equipped along the outer rim of the labyrinth seal with elements made for gas-dynamic interaction with the elements of the peripheral end of the fixed blade located behind the impeller of the guide device of the KND stator.

Перо лопатки может быть выполнено расширяющимся к периферийному торцу с градиентом расширения хорды Gx The blade feather can be made expanding to the peripheral end with a gradient of expansion of the chord G x

Gx=(Lп.х.-Lк.х.)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],G x = (L p.h.- L k.h. ) / L cp = (7.2 ÷ 10.7) · 10 -2 [m / m],

где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lк.х. - длина корневой хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.where L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the lateral edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L c.h. - the length of the root chord connecting the lateral edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L cp - the average axial length of the feather blades.

Периферийный торец пера лопатки может быть выполнен скошенным с уклоном в направлении потока рабочего тела, конгруэнтным ответной поверхности проточной части двигателя в зоне первой ступени КНД.The peripheral end face of the feather blade can be made beveled with a slope in the direction of flow of the working fluid congruent to the reciprocal surface of the engine duct in the area of the first stage of the low pressure valve.

Площадь F1 ометания воздушного потока лопатками на входе в рабочее колесо может быть выполнена составляющей (0,75÷0,86) от полной площади F0, условно ограниченной входным контуром воздухозаборника воздушного потока перед коком входного направляющего аппарата (ВНА), в проекции на плоскость, нормальную к оси двигателя, при этом площадь F1 принята превышающей площадь F2 на выходе из колеса у выходной кромки лопаток в (1,05÷1,34) раза.The area F 1 of throwing the air flow by the blades at the entrance to the impeller can be made of a component (0.75 ÷ 0.86) of the total area F 0 , conditionally limited by the inlet circuit of the air flow intake in front of the inlet of the inlet guide vane (VNA), in the projection on the plane normal to the axis of the engine, with the area F 1 taken to exceed the area F 2 at the exit of the wheel at the exit edge of the blades (1.05 ÷ 1.34) times.

Поставленная задача в части рабочего колеса по второму варианту решается тем, что рабочее колесо ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего проточную часть, согласно изобретению, содержит лопатки, предназначенные для установки в имеющем диск с пазами рабочем колесе первой ступени КНД, число которых принято от 29 до 44 лопаток, а каждая лопатка содержит перо, длина которого по оси принята перекрывающей с возможностью вращения рабочего колеса поперечное сечение проточной части двигателя на участке длины первой ступени КНД, причем перо каждой лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей от корневого к периферийному сечению, нормальном к радиальной оси пера, с градиентом закрутки пера Gз.п., определенным в проекции на условную осевую плоскость рабочего колеса в диапазонеThe task in terms of the impeller according to the second embodiment is solved in that the impeller of the rotor of a low-pressure compressor of a turbojet engine having a flow part, according to the invention, contains blades designed for installation in the impeller of the first stage KND having a disk with grooves, the number of which is taken from 29 to 44 blades, and each blade contains a feather, the length of which along the axis is taken to overlap with the possibility of rotation of the impeller, the cross section of the engine duct in the length of the first of the KND stage, and the feather of each blade is made with an axial twist variable with respect to the rotor axis, increasing from the root to the peripheral section normal to the radial axis of the pen, with the gradient of the twist of the pen G s.p. defined in the projection onto the conditional axial plane of the impeller in the range

Gз.п.=(αп-αк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м],G s.p. = (α p -α k ) / L cp = (124.0 ÷ 186.8) [deg / m],

где αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к оси пера лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки; кроме того, каждая лопатка снабжена предназначенным для заведения в любой из пазов диска хвостовиком, имеющим продольную ось, размещенную под углом к оси ротора, который в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки составляет α0=(17÷27)°.where α to is the projection of the angle of twist of the chord of the root section of the feather of the blade relative to the axis of the rotor in the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the feather of the blade; α p - a similar projection of the swirl angle relative to the rotor axis of the most remote peripheral chord of the pen in a plane parallel to the axial plane; L cp is the average axial length of the blade feather; in addition, each blade is equipped with a shank designed to be inserted into any of the grooves of the disk, having a longitudinal axis positioned at an angle to the axis of the rotor, which in projection onto the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the blade blade is α 0 = (17 ÷ 27) °.

При этом перо каждой лопатки может быть выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gx In this case, the feather of each blade can be made with lateral edges diverging to the peripheral end with a gradient of increasing chord G x

Gx=(Lп.х.-Lк.х.)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],G x = (L p.h.- L k.h. ) / L cp = (7.2 ÷ 10.7) · 10 -2 [m / m],

где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lк.х. - длина корневой хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.where L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the lateral edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L c.h. - the length of the root chord connecting the lateral edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L cp - the average axial length of the feather blades.

Перо каждой лопатки может быть выполнено выпукло-вогнутым - с вогнутой поверхностью в виде корыта и с выпуклой поверхностью, образующей спинку пера, кроме того, хорда, соединяющая боковые кромки пера в корневой зоне, образует с осью ротора в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера не менее угла α0 установки хвостовика лопатки.The feather of each blade can be made convex-concave - with a concave surface in the form of a trough and with a convex surface forming the back of the feather, in addition, the chord connecting the lateral edges of the feather in the root zone forms an installation angle with the rotor axis in the projection onto the said plane pen not less than the angle α 0 installation of the shank of the blade.

Каждая лопатка может быть снабжена антивибрационной полкой, расположенной в зоне одной трети длины от периферийного торца пера лопатки, а каждый торец указанной полки выполнен с возможностью взаимного опирания на обращенный к нему аналогичный торец смежной лопатки рабочего колеса.Each blade can be equipped with an anti-vibration shelf located in the region of one third of the length from the peripheral end of the blade feather, and each end of the specified shelf is made with the possibility of mutual support on the similar end face of the adjacent blade of the impeller facing it.

Перо каждой лопатки может быть выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно условной хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки.The feather of each blade can be made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference between the heights of the back and trough relative to the conditional chord connecting the side edges of the feather blade.

Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков рабочего колеса первой ступени ротора КНД ТРД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,2% при повышении ресурса рабочего колеса в 2 раза.The technical result of the invention, achieved by the above set of essential features of the impeller of the first stage of the rotor of the low pressure turbojet engine, is to increase the efficiency and expand the range of regimes of gas-dynamic stability of the compressor by 2.2% while increasing the resource of the impeller by 2 times.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 изображено рабочее колесо первой ступени вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 1 shows the impeller of the first stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;

на фиг. 2 - фрагмент рабочего колеса первой ступени вала ротора КНД, фронтальная проекция;in FIG. 2 - a fragment of the impeller of the first stage of the shaft of the rotor KND, frontal projection;

на фиг. 3 - лопатка рабочего колеса первой ступени, вид сверху;in FIG. 3 - the blade of the impeller of the first stage, top view;

на фиг. 4 - перо лопатки рабочего колеса первой ступени, поперечный разрез;in FIG. 4 - feather blades of the impeller of the first stage, a cross section;

на фиг. 5 - фрагмент обода диска рабочего колеса первой ступени, фронтальная проекция.in FIG. 5 - a fragment of the rim of the disk of the impeller of the first stage, frontal projection.

Рабочее колесо первой ступени ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с проточной частью, содержит диск 1 в виде моноэлемента, включающего ступицу 2 с центральным отверстием 3, полотно 4 и обод 5, а также комплект лопаток 6. Лопатки 6 выполнены выпукло-вогнутыми в поперечном сечении и имеют каждая перо 7 с осью, боковыми кромками 8 и хвостовик 9 с продольной осью.The impeller of the first stage of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of a low-pressure compressor of a turbojet engine having a housing with a flowing part, contains a disk 1 in the form of a single element, including a hub 2 with a central hole 3, the blade 4 and the rim 5, as well as a set of blades 6 The blades 6 are made convex-concave in cross section and have each feather 7 with an axis, side edges 8 and a shank 9 with a longitudinal axis.

Обод 5 ассиметрично соединен с полотном 4 диска 1 с образованием двух разноплечих наклонных в направлении вектора потока рабочего тела фронтальной и тыльной конических полок 10 и 11 соответственно. Суммарная равноплечая часть ширины полок 10 и 11 выполнена с пазами 12 с заведенными в них хвостовиками 9 лопаток 6. Тыльная полка 11 обода 5 дополнена выступающим за габарит пера 7 лопатки 6 кольцевым уширением 13, превышающим ширину фронтальной полки 10. Тыльная полка 11 развита до силового контакта с ответной полкой обода диска следующей ступени ротора и соединения с ней с возможностью передачи крутящего момента.The rim 5 is asymmetrically connected to the blade 4 of the disk 1 with the formation of two different shoulders inclined in the direction of the flow vector of the working fluid of the front and rear conical shelves 10 and 11, respectively. The total equal-arm portion of the width of the shelves 10 and 11 is made with grooves 12 with shanks 9 of the blades 6 inserted in them. The rear flange 11 of the rim 5 is supplemented with an annular extension 13 that extends beyond the width of the feather 7 of the blade 6, exceeding the width of the front flange 10. The rear flange 11 is developed to power contact with the mating flange of the rim of the disk of the next stage of the rotor and connection with it with the possibility of transmitting torque.

Продольная ось каждого из указанных пазов 12 диска 1 образует с осью рабочего колеса в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера 7 лопатки 6, угол α0 установки хвостовика 9 лопатки 6, определенный в диапазоне значений α0=(17÷27)°. Пазы 12 равномерно разнесены по периметру диска 1 и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком 9 лопатки 6.The longitudinal axis of each of these grooves 12 of the disk 1 forms with the axis of the impeller projected onto the conditional axial plane normal to the axis of the pen 7 of the blade 6, the installation angle α 0 of the shank 9 of the blade 6, defined in the range of values α 0 = (17 ÷ 27) °. The grooves 12 are evenly spaced around the perimeter of the disk 1 and made in cross section with side faces forming an element of the castle connection with the shank 9 of the blade 6.

Хорда, соединяющая в корневой зоне 14 боковые кромки 8 пера 7 каждой лопатки 6, образует с осью двигателя в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера 7 лопатки 6, нарастающий с радиальным удалением от оси рабочего колеса с градиентом закрутки пера 7 Gз.п., принятым в диапазонеThe chord connecting the lateral edges 8 of the pen 7 of each blade 6 in the root zone 14 forms the angle of installation of the pen 7 of the blade 6 with the axis of the engine in projection onto the said conventional plane, increasing with radial distance from the axis of the impeller with a gradient of twist of the pen 7 G w . accepted in the range

Gз.п.=(αп-αк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м],G s.p. = (α p -α k ) / L cp = (124.0 ÷ 186.8) [deg / m],

где αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к оси лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.where α to is the projection of the angle of twist of the chord of the root section of the feather of the blade relative to the axis of the rotor in the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the blade; α p - a similar projection of the swirl angle relative to the rotor axis of the most remote peripheral chord of the pen in a plane parallel to the axial plane of the plane; L cp - the average axial length of the feather blades.

Ширина тыльной конической полки 11 обода 5 диска 1 превышает ширину фронтальной полки 10 не менее чем в два раза. Полотно 4 с фронтальной стороны диска 1 в зоне, примыкающей к ободу 5, снабжено расположенным под ним коническим кольцевым элементом 15. Кольцевой элемент 15 выполнен с углом наклона образующей к геометрической оси диска 1, превышающим угол наклона образующей внешней грани обода 5, и принятый в диапазоне β=(52÷72)°. Кольцевой элемент 15 выполнен с возможностью силового соединения с коническим элементом цапфы передней опоры ротора и передачи через конический элемент 15 диска 1 радиальных, осевых усилий и крутящего момента на элементы передней опоры.The width of the rear conical flange 11 of the rim 5 of the disk 1 exceeds the width of the front shelf 10 at least twice. The blade 4 on the front side of the disk 1 in the area adjacent to the rim 5 is provided with a conical ring element 15 located below it. The ring element 15 is made with an inclination angle of the generatrix to the geometric axis of the disk 1, exceeding the angle of inclination of the generatrix of the outer edge of the rim 5, and adopted in range β = (52 ÷ 72) °. The annular element 15 is made with the possibility of power connection with the conical element of the journal of the front rotor support and transmission of radial, axial forces and torque to the elements of the front support through the conical element 15 of the disk 1.

Перо 7 лопатки 6 выполнено выпукло-вогнутым - с вогнутой поверхностью в виде корыта 16 и с выпуклой поверхностью, образующей спинку 17 пера 7. Полотно 4 диска 1 рабочего колеса, усиленное ступицей 2, выполнено с центральным отверстием 3, имеющим диаметр, достаточный для обеспечения свободного пропуска через указанное отверстие в процессе монтажа шлицевой трубы двигателя.The feather 7 of the blade 6 is made convex-concave - with a concave surface in the form of a trough 16 and with a convex surface forming the back 17 of the pen 7. The blade 4 of the impeller disk 1 reinforced by the hub 2 is made with a central hole 3 having a diameter sufficient to provide free passage through the specified hole during installation of the splined engine pipe.

Кольцевое уширение 13 тыльной полки 11 снабжено по внешней грани обода 5 элементами 18 лабиринтного уплотнения, выполненными для газодинамического взаимодействия с элементами периферийного торца неподвижной лопатки, расположенного за рабочим колесом направляющего аппарата статора КНД.The annular broadening 13 of the rear flange 11 is provided along the outer edge of the rim 5 with elements of a labyrinth seal 18 made for gas-dynamic interaction with the elements of the peripheral end of the stationary blade located behind the impeller of the guide device of the KND stator.

Перо 7 лопатки 6 выполнено расширяющимся к периферийному торцу 19 с градиентом расширения хорды Gx The feather 7 of the blade 6 is made expanding to the peripheral end 19 with a gradient of expansion of the chord G x

Gx=(Lп.х.-Lк.х.)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],G x = (L p.h.- L k.h. ) / L cp = (7.2 ÷ 10.7) · 10 -2 [m / m],

где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей боковые кромки 8 пера 7 лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lк.х. - длина корневой хорды, соединяющей боковые кромки 8 пера 7 лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера 7 лопатки.where L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the lateral edges 8 of the pen 7 of the blade in a conditional plane parallel to the axial plane of the rotor; L c.h. - the length of the root chord connecting the lateral edges 8 of the pen 7 of the scapula in a conditional plane parallel to the axial plane of the rotor; L cp - the average axial length of the pen 7 of the scapula.

Периферийный торец 19 пера 7 лопатки 6 выполнен скошенным с уклоном в направлении потока рабочего тела, конгруэнтным ответной поверхности проточной части двигателя в зоне первой ступени КНД.The peripheral end face 19 of the pen 7 of the blade 6 is made beveled with a slope in the direction of flow of the working fluid congruent to the reciprocal surface of the engine duct in the area of the first stage of the low pressure valve.

Площадь F1 ометания воздушного потока лопатками 6 на входе в рабочее колесо выполнена составляющей (0,75÷0,86) от полной площади F0, условно ограниченной входным контуром воздухозаборника воздушного потока перед коком входного направляющего аппарата, в проекции на плоскость, нормальную к оси двигателя. Площадь F1 принята превышающей площадь F2 на выходе из колеса у выходной кромки лопаток 6 в (1,05÷1,34) раза.The area F 1 of throwing the air flow by the blades 6 at the entrance to the impeller is made of a component (0.75 ÷ 0.86) of the total area F 0 , conditionally limited by the inlet circuit of the air flow intake in front of the inlet of the inlet guide vane, in a projection onto a plane normal to engine axis. The area F 1 is assumed to exceed the area F 2 at the exit of the wheel at the exit edge of the blades 6 in (1.05 ÷ 1.34) times.

По второму варианту настоящего изобретения рабочее колесо ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего проточную часть, содержит лопатки 6, предназначенные для установки в имеющем диск 1 с пазами 12 рабочем колесе первой ступени КНД. Каждая лопатка 6 включает перо 7 с осью. Длина пера 7 по оси принята перекрывающей с возможностью вращения рабочего колеса поперечное сечение проточной части двигателя на участке длины первой ступени КНД.According to a second embodiment of the present invention, the impeller of the rotor of a low-pressure compressor of a turbojet engine having a flow part comprises blades 6 for installation in an impeller of the first stage of the low pressure valve, which has a disk 1 with grooves 12. Each blade 6 includes a feather 7 with an axis. The length of the pen 7 along the axis is taken to overlap with the possibility of rotation of the impeller, the cross section of the engine duct in the length section of the first stage of the low pressure valve.

Перо 7 каждой лопатки 6 выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей от корневого к периферийному сечению, нормальным к радиальной оси пера 7, с градиентом закрутки пера Gз.п., определенным в проекции на условную осевую плоскость рабочего колеса в диапазонеThe feather 7 of each blade 6 is made with an axial twist variable relative to the axis of the rotor, growing from the root to the peripheral section, normal to the radial axis of the pen 7, with a gradient of twist of the pen G s.p. defined in the projection onto the conditional axial plane of the impeller in the range

Gз.п.=(αп-αк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м],G s.p. = (α p -α k ) / L cp = (124.0 ÷ 186.8) [deg / m],

где αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к оси пера лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.where α to is the projection of the angle of twist of the chord of the root section of the feather of the blade relative to the axis of the rotor in the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the feather of the blade; α p - a similar projection of the swirl angle relative to the rotor axis of the most remote peripheral chord of the pen in a plane parallel to the axial plane; L cp - the average axial length of the feather blades.

Каждая лопатка 6 снабжена предназначенным для заведения в любой из пазов 12 диска 1 хвостовиком 9, имеющим продольную ось, размещенную под углом к оси ротора, который в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера 7 лопатки составляет α0=(17÷27)°.Each blade 6 is equipped with a shank 9 intended for insertion into any of the grooves 12 of the disk 1, having a longitudinal axis, placed at an angle to the axis of the rotor, which in projection onto the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the blade 7 of the blade is α 0 = (17 ÷ 27) °.

Перо 7 каждой лопатки 6 комплекта выполнено с боковыми кромками 8, расходящимися к периферийному торцу 19 с градиентом увеличения хорды Gx The feather 7 of each blade 6 of the set is made with lateral edges 8 diverging to the peripheral end face 19 with a gradient of increasing the chord G x

Gx=(Lп.х.-Lк.х.)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],G x = (L p.h.- L k.h. ) / L cp = (7.2 ÷ 10.7) · 10 -2 [m / m],

где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей боковые кромки 8 пера 7 лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lк.х. - длина корневой хорды, соединяющей боковые кромки 8 пера 7 лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера 7 лопатки.where L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the lateral edges 8 of the pen 7 of the blade in a conditional plane parallel to the axial plane of the rotor; L c.h. - the length of the root chord connecting the lateral edges 8 of the pen 7 of the scapula in a conditional plane parallel to the axial plane of the rotor; L cp - the average axial length of the pen 7 of the scapula.

Количество лопаток 6 рабочего колеса первой ступени ротора принято от 29 до 44 лопаток.The number of blades 6 of the impeller of the first stage of the rotor is taken from 29 to 44 blades.

Перо 7 каждой лопатки 6 выполнено выпукло-вогнутым - с вогнутой поверхностью в виде корыта 16 и с выпуклой поверхностью, образующей спинку 17 пера 7. Хорда, соединяющая боковые кромки 8 пера 7 в корневой зоне 14, образует с осью ротора в проекции на условную плоскость угол установки пера 7 не менее угла α0 установки хвостовика 9 лопатки 6.The feather 7 of each blade 6 is made convex-concave - with a concave surface in the form of a trough 16 and with a convex surface forming the backrest 17 of the pen 7. The chord connecting the lateral edges 8 of the pen 7 in the root zone 14 forms with the axis of the rotor in the projection onto a conventional plane the angle of installation of the pen 7 is not less than the angle α 0 of the installation of the shank 9 of the blade 6.

Каждая лопатка 6 снабжена антивибрационной полкой 20, расположенной в зоне одной трети длины от периферийного торца 19 пера 7 лопатки 6. Каждый торец 21 указанной полки 20 выполнен с возможностью взаимного опирания на обращенный к нему аналогичный торец смежной лопатки рабочего колеса.Each blade 6 is equipped with an anti-vibration shelf 20, located in the region of one third of the length from the peripheral end 19 of the feather 7 of the blade 6. Each end 21 of the specified shelf 20 is made with the possibility of mutual support on the similar end face of the adjacent impeller blades facing it.

Перо 7 каждой лопатки 6 выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 17 и корыта 16 относительно условной хорды 22, соединяющей боковые кромки 8 пера лопатки.The feather 7 of each blade 6 is made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference between the heights of the backrest 17 and the trough 16 relative to the conditional chord 22 connecting the side edges 8 of the blade feathers.

Рабочее колесо первой ступени КНД ТРД состоит из диска 1 и установленных на нем рабочих лопаток 6. Диск первой ступени изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные за одно целое массивную ступицу 2, полотно 4 и обод 5. Профили полотна 4 и ступицы 2 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой.The impeller of the first stage of the low pressure turbojet engine consists of a disk 1 and rotor blades 6 mounted on it. The disk of the first stage is made by die forging from a forging in the form of a single element, including a massive hub 2, web 4 and rim 5 made in one piece. Profiles of web 4 and hub 2 form by turning the workpiece with subsequent polishing.

Изготовленный диск имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 34 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 120 мм; средняя толщина полотна - 9 мм; ширина обода - 61 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска - 364 мм и 415 мм соответственно; угол наклона внешней поверхности обода диска - 21°.The manufactured disk has the following geometric parameters: overall width of the hub - 34 mm; diameter of the central hole of the hub - 120 mm; average web thickness - 9 mm; rim width - 61 mm; minimum and maximum diameters of the outer surface of the rim of the disk - 364 mm and 415 mm, respectively; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 21 °.

Лопатку рабочего колеса первой ступени ротора КНД ТРД поэтапно изготавливают из прутка авиационного сплава. На первом этапе отрезают фрагмент прутка требуемой длины, из которого электровысадкой с последующей механической обработкой выполняют заготовку лопатки с локальными утолщениями на участках расположения хвостовика 9 и антивибрационной полки 20. На следующем этапе заготовку подвергают общему нагреву в электропечи до состояния термопластичности и выполняют горячую объемную штамповку, используя штамп, состоящий из двух ответно профилированных полуматриц. Рабочая поверхность одной из полуматриц штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности спинки 17 пера 7 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 16 пера 7 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 9.The blade of the impeller of the first stage of the rotor KND TRD is stage-by-stage made from a rod of an aircraft alloy. At the first stage, a fragment of the rod of the required length is cut, from which the blade is prepared by electric deposition followed by machining with local thickenings at the locations of the shank 9 and anti-vibration shelf 20. At the next stage, the workpiece is subjected to general heating in an electric furnace to the state of thermoplasticity and hot forging is performed, using a stamp consisting of two reciprocal profiled half-matrices. The working surface of one of the die semi-matrices includes a section whose shape is made of the mating spatial surface of the back 17 of the pen 7 of the scapula. The working surface of the other half-matrix of the stamp includes a section whose shape is made of the mating spatial surface of the trough 16 of the pen 7 of the scapula. After that, the blade is subjected to mechanical processing, including grinding the flap milling, pulling the shank 9.

Доводку обтекаемых поверхностей профилей пера 7 и антивибрационной полки 20 производят фрезерованием с последующей полировкой. Контактные торцы 21 антивибрационной полки 20 упрочняют, нанося на них высокопрочный слой.The refinement of the streamlined surfaces of the profiles of the pen 7 and the anti-vibration shelf 20 is performed by milling and subsequent polishing. The contact ends 21 of the anti-vibration shelf 20 are reinforced by applying a high-strength layer to them.

Изготовленная таким образом лопатка состоит из объединенных в одно целое пера 7 с хвостовиком 8 и антивибрационной полкой 20, выполненной как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса первой ступени ротора КНД ТРД.The blade made in this way consists of a single pen 7 with a shank 8 and an anti-vibration shelf 20, made as a segment of the assembled ring of the blade ring of the impeller of the first stage of the rotor of the low pressure turbojet engine.

Профиль пера лопатки имеет следующие геометрические параметры:The profile of the feather blade has the following geometric parameters:

- в корневом сечении профиль пера 1 лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Сmax=5,6 мм; длина хорды пера - 61,5 мм; угол αк установки профиля пера 1 к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки, составляет 22°;- in the root section, the profile of the pen 1 of the scapula is made with a maximum thickness of the profile With max = 5.6 mm; pen chord length - 61.5 mm; the angle α to the installation of the profile of the pen 1 to the axis of rotation of the rotor in the projection onto the axial plane of the latter, normal to the axis of the pen blade, is 22 °;

- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Сmax=2,08 мм; длина хорды пера принята 82 мм; угол αп установки профиля пера к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки, составляет 60°;- in the peripheral section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness of C max = 2.08 mm; feather chord length adopted 82 mm; the angle α p setting the profile of the pen to the axis of rotation of the rotor in the projection onto the axial plane of the latter, normal to the axis of the pen blade, is 60 °;

- средняя осевая длина Lcp профиля пера 1 составляет 245 мм.- the average axial length L cp of the profile of pen 1 is 245 mm.

На внешней стороне обода 5 диска 1 выполняют протягиванием замковые пазы 12 для крепления лопаток путем установки хвостовика 9 в пазу 12 обода 5 диска. В рабочем колесе первой ступени устанавливают 37 лопаток. Пазы 12 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона контактных поверхностей с хвостовиком лопатки к донной плоскости паза составляет 70°; ширина основания паза - 20 мм.On the outer side of the rim 5 of the disk 1 is performed by pulling the locking grooves 12 for mounting the blades by installing the shank 9 in the groove 12 of the rim 5 of the disk. In the impeller of the first stage, 37 blades are installed. The grooves 12 are made with the following geometric parameters: the angle of inclination of the contact surfaces with the shank of the blade to the bottom plane of the groove is 70 °; the width of the base of the groove is 20 mm.

Лопатки удерживают от перемещения в радиальном направлении от действия центробежных сил при помощи контактных выступов замка типа «ласточкин хвост». Каждую лопатку удерживают в диске от перемещения в направлении протяжки паза с помощью штифта. Лопатки сопрягают по ответным торцам смежных антивибрационных полок.The blades are kept from moving in the radial direction from the action of centrifugal forces using the contact protrusions of the dovetail lock. Each blade is held in the disk from moving in the direction of the groove extension using a pin. The blades are mated on the mating ends of adjacent anti-vibration shelves.

Антивибрационная полка 20 лопатки выполнена с максимальной толщиной 5 мм и размещена на среднем радиусе от оси вращения ротора, принятым 388 мм, с контактными поверхностями, выполненными под углом 25° к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки.The anti-vibration shelf 20 of the blade is made with a maximum thickness of 5 mm and is placed at an average radius from the axis of rotation of the rotor, taken 388 mm, with contact surfaces made at an angle of 25 ° to the axis of rotation of the rotor in the projection on the axial plane of the latter, normal to the axis of the blade blade.

Рабочее колесо имеет следующие геометрические параметры: минимальный и максимальный диаметры внутренней поверхности рабочего колеса - 364 мм и 415 мм; аналогично периферийной поверхности рабочего колеса - 892 мм и 869 мм; максимальная ширина первой ступени ротора - 63 мм.The impeller has the following geometric parameters: the minimum and maximum diameters of the inner surface of the impeller - 364 mm and 415 mm; similar to the peripheral surface of the impeller - 892 mm and 869 mm; the maximum width of the first stage of the rotor is 63 mm.

В процессе работы ТРД диск 1 рабочего колеса первой ступени приводится во вращение путем передачи крутящего момента от турбины низкого давления (ТНД) через барабанно-дисковую конструкцию вала ротора КНД с включением в работу лопаток 6 рабочего колеса. В результате чего происходит нагнетание воздушного потока в КНД. На вогнутой поверхности в виде корыта 16 пера 7 каждой лопатки 6 создается зона повышенного давления, а на выпуклой поверхности, образующей спинку 17 пера 7, создается при этом зона пониженного давления, усиливающая образование направленного воздушного потока. Вращающиеся лопатки 6 рабочего колеса ротора передают энергию воздушному потоку, направляя сжимаемый поток на лопатки статора первой ступени, и после выравнивания в последнем поток поступает в последующие ступени КНД. Одновременно диск 1 воспринимает центробежные нагрузки и через конический кольцевой элемент 15 и тыльную полку 11 передает радиальные и осевые нагрузки на опоры вала ротора.During the operation of the turbojet engine, the first stage impeller disk 1 is rotated by transmitting torque from a low pressure turbine (LP) through the drum-disk design of the low pressure rotor rotor shaft with the impeller blades 6 turned on. As a result of which there is an injection of air flow in the CPV. On the concave surface in the form of a trough 16 of feather 7 of each blade 6, a zone of increased pressure is created, and on the convex surface forming the back 17 of feather 7, a zone of reduced pressure is created, which enhances the formation of directed air flow. Rotating blades 6 of the rotor impeller transmit energy to the air flow, directing the compressible flow to the stator vanes of the first stage, and after alignment in the last, the flow enters the subsequent stages of the low pressure valve. At the same time, the disk 1 accepts centrifugal loads and, through the conical ring element 15 and the rear shelf 11, transfers radial and axial loads to the bearings of the rotor shaft.

В процессе реализации разработанной в изобретении конструкции рабочего колеса первой ступени ротора КНД технический результат достигается только при установке лопатки в рабочем колесе с ориентацией профиля пера 7 в корневом сечении лопатки под углом αк к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера 7, в диапазоне угловых значений αк=(17÷27)° в сочетании с одновременным согласованным удовлетворением условий соответствия найденных в изобретении геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации пера 7 и градиентов их изменения по высоте лопатки 6. В качестве оси пера 7 лопатки принята единственная прямая продольная ось профиля пера, совпадающая с осью закрутки профиля. В качестве оси ротора принята ось вращения ротора. При назначении угла αк в корневом сечении лопатки, принятом из интервала значений αк=(17÷27)°, найденного в изобретении с учетом углов установки профиля пера последующих ступеней ротора компрессора, достигают наиболее высокие значения КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса рабочего колеса.During the implementation of the developed inventive rotor of the first stage impeller design CPV technical result is achieved only when the vanes in the impeller with the orientation of the profile of the pen 7 at the root section of the blade at an angle α to a rotor axis in a projection on a notional axial rotor plane normal to the axis pen 7, in the range of angular values α к = (17 ÷ 27) ° in combination with the simultaneous coordinated satisfaction of the matching conditions of the geometric and aerodynamic parameters of spaces found in the invention The configuration of pen 7 and the gradients of their variation along the height of the blade 6. As the axis of the pen 7 of the blade, the only straight longitudinal axis of the profile of the pen is adopted, which coincides with the axis of twist of the profile. As the axis of the rotor adopted the axis of rotation of the rotor. When assigning the angle α to the root section of the scapula, taken from the interval of values α to = (17 ÷ 27) °, found in the invention, taking into account the installation angles of the pen profile of the subsequent stages of the compressor rotor, the highest values of efficiency, reserves of the compressor GDU and working life are achieved wheels.

При уменьшении угла αк<17° существенно ограничивается диапазон газодинамической устойчивости работы компрессора, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва воздушного потока с выпуклой спинки 17 лопатки с результирующей потерей ГДУ. С увеличением угла αк>27° возрастает риск срыва воздушного потока с корыта 16 пера 7 лопатки и снижается КПД. Кроме того, при увеличении угла αк>27° неоправданно возрастают напряжения в лопатке на всех режимах работы КНД, что приводит к снижению ресурса, увеличению материалоемкости рабочего колеса и в конечном счете к утяжелению компрессора и снижению эксплуатационной экономичности двигателя.With a decrease in the angle α to <17 °, the range of gas-dynamic stability of the compressor operation is significantly limited, the efficiency of the stage decreases, and the risk of an accidentally dangerous stall of the air flow from the convex back of the blade 17 with the resulting loss of the GDU increases. With an increase in the angle α to > 27 °, the risk of disruption of the air flow from the trough 16 of the pen 7 of the scapula increases and the efficiency decreases. In addition, with an increase in the angle α to > 27 °, the voltage in the blade increases unjustifiably at all KND operation modes, which leads to a decrease in the resource, an increase in the material consumption of the impeller, and ultimately to a heavier compressor and a decrease in the operational efficiency of the engine.

Аналогичные процессы имеют место с получением положительного результата при соблюдении и отрицательного при выходе за пределы найденных в группе изобретений границ диапазона градиентов Gз.п. по длине Lcp пера 7 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера лопатки со значениями градиента Gз.п.<124,0 [град/м] существенно ограничивается диапазон ГДУ работы КНД, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 17 лопатки 6 с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды пера 7 по длине лопатки до значений градиента Gз.п., превышающих верхний принятый по изобретению предел Gз.п.>186,8 [град/М], приводит к недопустимому уменьшению угла раскрытия периферийного участка пера 7 лопатки, что в свою очередь приводит к снижению КПД, негативному уменьшению диапазона ГДУ компрессора и недопустимому рассогласованию работы первой ступени ротора с последующими ступенями компрессора низкого давления.Similar processes take place with the receipt of a positive result when observed and a negative one when going beyond the boundaries of the range of gradients G s.s. found in the group of inventions along the length L cp pen 7 scapula. When performing a three-dimensional profile of the pen blades with gradient values G s.p. <124.0 [deg / m], the range of GDU operation of the low pressure switch is significantly limited, the efficiency of the stage drops and the risk of an accidentally dangerous stall of the air flow from the convex back 17 of the blade 6 increases with the resulting loss of the GDU. Increasing the ratio of the difference pen alignment chord 7 along the length of the blade to the gradient values G ZP exceeding the upper limit adopted according to the invention, the limit of G s.p. > 186.8 [deg / M], leads to an unacceptable decrease in the opening angle of the peripheral section of the pen 7 of the scapula, which in turn leads to a decrease in efficiency, a negative decrease in the range of the GDU of the compressor and an unacceptable mismatch in the operation of the first stage of the rotor with subsequent stages of the low pressure compressor.

Градиент Gx увеличения хорды 22 пера 7 лопатки 6 по средней длине Lcp пера 7 лопатки характеризует парусность пера, образованную в результате углового расхождения входной и выходной боковых кромок 8 пера 1 от втулки до периферийного торца 19. Парусность пера 7 по высоте лопатки спрофилирована по упомянутому градиенту Gx углового расширения хорды 22 пера с заявленным диапазоном Gx=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м], при котором обеспечивается получение технического результата изобретения. Уменьшение отношения разности длин периферийной и корневой хорд пера 7 к средней длине Lcp пера (Gx<7,2÷10-2) приводит к образованию недостаточной густоты заполнения периферийного кольцевого участка площади поперечного сечения проточной части лопаточного венца периферийными участками пера лопаток в проекции на условную плоскость, нормальную к оси ротора. Как следствие возникает недопустимое снижение запаса ГДУ, сужение диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора и существенному снижению КПД за счет возможного срыва воздушного потока со спинки 17 лопатки. Увеличение (Gx>10,7÷10-2) приводит к неоправданному увеличению потерь от трения потока о профиль пера лопатки и к снижению КПД компрессора.The gradient G x of the increase in the chord 22 of the pen 7 of the scapula 6 along the average length L cp of the pen of the scapula 7 characterizes the feathering of the pen, formed as a result of the angular divergence of the input and output side edges 8 of the pen 1 from the sleeve to the peripheral end 19. The sailing of pen 7 along the height of the scapula is profiled along said gradient G x of the angular expansion of the chord 22 of the pen with the claimed range of G x = (7.2 ÷ 10.7) · 10 -2 [m / m], which provides the technical result of the invention. The decrease in the ratio of the difference between the lengths of the peripheral and root chords of the pen 7 to the average length L cp of the pen (G x <7.2 ÷ 10 -2 ) leads to the formation of insufficient density of filling the peripheral annular portion of the cross-sectional area of the flowing part of the scapular crown with the peripheral portions of the blade feather in the projection on a conditional plane normal to the axis of the rotor. As a result, an unacceptable decrease in the GDU stock occurs, a narrowing of the range of gas-dynamic stability of the compressor and a significant decrease in efficiency due to the possible disruption of the air flow from the back of the blade 17. The increase (G x > 10.7 ÷ 10 -2 ) leads to an unjustified increase in losses from the friction of the flow on the profile of the feather blade and to reduce the efficiency of the compressor.

Технический результат настоящего изобретения достигают совокупностью разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов диска рабочего колеса первой ступени ротора КНД, а именно радиальных параметров диска, геометрической конфигурации обода 5 с разноплечими кольцевыми полками 10 и 11, принятого сочетания тонкого полотна 4 и осевой ширины ступицы 2, компенсирующей ослабление полотна 4 диска центральным отверстием 3, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 3 в ступице 2 принят достаточным для свободного пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных операциях сборки компрессора. Превышение радиуса отверстия в ступице 2 не менее чем на 10% относительно радиуса шлицевой трубы необходимо для заведения в полость компрессора монтажного и ремонтно-технологического инструмента.The technical result of the present invention is achieved by the combination of the design solutions and geometric parameters of the main elements of the drive wheel of the first stage of the KND rotor, namely the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the rim 5 with different-arm ring shelves 10 and 11, the adopted combination of a thin web 4 and axial width hub 2, compensating for the weakening of the blade 4 of the disk by the Central hole 3, which leads to a decrease in material consumption and increase the maximum allowable s efforts in the disc elements. The diameter of the hole 3 in the hub 2 is accepted sufficient for the free passage of the spline pipe during installation and repair operations of the compressor assembly. Exceeding the radius of the hole in the hub 2 by at least 10% relative to the radius of the spline pipe is necessary for introducing into the compressor cavity the installation and repair-technological tool.

Полотно 4 снабжено коническим кольцевым элементом 15, выполненным с углом β=(52÷72)° наклона образующей к геометрической оси диска.The blade 4 is equipped with a conical ring element 15, made with an angle β = (52 ÷ 72) ° of inclination of the generatrix to the geometric axis of the disk.

Выполнение угла β, принятым в диапазоне β=(52÷72)°, обеспечивает оптимальное повышение объемной жесткости соединения полотна 4 с конической диафрагмой и ресурса диска 1 в условиях многократных изгибно-крутильных нагружений в процессе эксплуатации компрессора, одновременно обеспечивая необходимую компактность узла без увеличения материалоемкости диска. Выполнение угла β<52° привело бы к неоправданному увеличению осевых габаритов и повышению материалоемкости конической диафрагмы как переходного элемента передней опоры диска, не оказывая положительного влияния на технический результат изобретения. Выполнение угла β>72° превышающим найденный в изобретении допустимый угловой диапазон величин β приводит к неоправданному повышению концентрации напряжений от односторонних внеосевых динамических нагрузок на полотно и к снижению ресурса рабочего колеса.The implementation of the angle β, taken in the range β = (52 ÷ 72) °, provides an optimal increase in volumetric stiffness of the connection of the blade 4 with a conical diaphragm and the resource of the disk 1 under conditions of multiple bending-torsional loads during operation of the compressor, while simultaneously providing the necessary compactness of the assembly without increasing disk consumption. The implementation of the angle β <52 ° would lead to an unjustified increase in axial dimensions and increase the material consumption of the conical diaphragm as a transition element of the front support of the disk, without having a positive effect on the technical result of the invention. The fulfillment of the angle β> 72 ° exceeding the allowable angular range of β values found in the invention leads to an unjustified increase in the stress concentration from unilateral off-axis dynamic loads on the blade and to a decrease in the impeller resource.

Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров рабочего колеса первой ступени достигают повышение КПД и увеличение запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса без увеличения материалоемкости.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the impeller of the first stage, an increase in efficiency and an increase in the GDU reserve at all compressor operation modes are achieved with an increase in the impeller resource without increasing material consumption.

Claims (11)

1. Рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), имеющего корпус с проточной частью, характеризующееся тем, что выполнено в качестве рабочего колеса первой ступени вала ротора, содержит диск в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая перо с осью, боковыми кромками и хвостовик с продольной осью; при этом перо лопатки выполнено выпукло-вогнутым в поперечном сечении лопатки с вогнутой поверхностью в виде корыта и с выпуклой поверхностью, образующей спинку пера, а обод ассиметрично соединен с полотном диска с образованием двух разноплечих наклонных в направлении вектора потока рабочего тела фронтальной и тыльной конических полок, суммарная равноплечая часть ширины которых выполнена с пазами с заведенными в них хвостовиками лопаток, кроме того тыльная полка обода дополнена выступающим за габарит пера лопатки кольцевым уширением, превышающим ширину фронтальной полки, и развита до силового контакта с ответной полкой обода диска следующей ступени ротора и соединения с ней с возможностью передачи крутящего момента, причем продольная ось каждого из указанных пазов диска образует с осью рабочего колеса в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера лопатки, угол α0 установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α0=(17÷27)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки, при этом хорда, соединяющая в корневой зоне боковые кромки пера лопатки, образует с осью двигателя в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера лопатки, нарастающий с радиальным удалением от оси рабочего колеса с градиентом закрутки пера Gз.п., принятым в диапазоне
Gз.п.=(αп-αк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м], где
αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к оси пера лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.1. The impeller of the rotor, including the shaft of the drum-disk design of the low pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD), having a housing with a flow part, characterized in that it is made as the impeller of the first stage of the rotor shaft, contains a disk in the form of a single element, comprising a hub with a central hole, a web and a rim, as well as vanes having each feather with an axis, side edges and a shank with a longitudinal axis; the feather of the blade is made convex-concave in the cross section of the blade with a concave surface in the form of a trough and with a convex surface forming the back of the pen, and the rim is asymmetrically connected to the blade web with the formation of two different shoulders inclined front and rear conical shelves , the total equal-arm portion of the width of which is made with grooves with shanks of blades inserted in them, in addition, the rear shelf of the rim is supplemented with annular broadening that extends beyond the blade feather dimension, exceeding the width of the front flange, and developed to force contact with the mating flange of the disk rim of the next stage of the rotor and connecting with it with the possibility of transmitting torque, the longitudinal axis of each of these grooves of the disk forming with the axis of the impeller in a projection onto a conditional axial plane normal to the axis of the blade blade, the angle α 0 of the installation of the shank of the blade, defined in the range of values α 0 = (17 ÷ 27) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk and made in cross section with side faces forming electric the element of the lock connection with the shank of the blade, the chord connecting the lateral edges of the blade feather in the root zone forms, with the axis of the engine, the projection angle of the blade feather, projecting onto the mentioned conditional plane, increasing with the radial distance from the axis of the impeller with a feather twist gradient Gz . P. accepted in the range
G s.p. = (α p -α k ) / L cp = (124.0 ÷ 186.8) [deg / m], where
α to - the projection of the angle of twist of the chord of the root section of the blade feather relative to the axis of the rotor in the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the blade blade; α p - a similar projection of the swirl angle relative to the rotor axis of the most remote peripheral chord of the pen in a plane parallel to the axial plane; L cp - the average axial length of the feather blades. 2. Рабочее колесо по п. 1, отличающееся тем, что ширина тыльной конической полки обода диска превышает ширину фронтальной полки не менее чем в два раза, а полотно с фронтальной стороны диска в зоне, примыкающей к ободу, снабжено расположенным под ним коническим кольцевым элементом, предназначенным для силового соединения с коническим элементом цапфы передней опоры ротора и выполненным с углом наклона образующей к геометрической оси диска, превышающим угол наклона образующей внешней грани обода, и принятый в диапазоне β=(52÷72)°.2. The impeller according to claim 1, characterized in that the width of the rear conical flange of the rim of the disk exceeds the width of the front flange by at least two times, and the canvas on the front side of the disk in the area adjacent to the rim is equipped with a conical ring element located underneath intended for power connection with the conical element of the trunnion of the front rotor support and made with the angle of inclination of the generatrix to the geometric axis of the disk exceeding the angle of inclination of the generatrix of the outer edge of the rim, and adopted in the range β = (52 ÷ 72) °. 3. Рабочее колесо по п. 1, отличающееся тем, что уширение тыльной полки снабжено по внешней грани обода элементами лабиринтного уплотнения, выполненными для газодинамического взаимодействия с элементами периферийного торца неподвижной лопатки расположенного за рабочим колесом направляющего аппарата статора КНД.3. The impeller according to claim 1, characterized in that the broadening of the rear flange is equipped with labyrinth seal elements along the outer rim of the rim, designed for gas-dynamic interaction with the peripheral end elements of a fixed blade located behind the impeller of the directing device of the KND stator. 4. Рабочее колесо по п. 1, отличающееся тем, что перо лопатки выполнено расширяющимся к периферийному торцу с градиентом расширения хорды Gx
Gx=(Lп.х.-Lк.х.)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],
где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lк.х. - длина корневой хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.4. The impeller according to claim 1, characterized in that the feather of the blade is made expandable to the peripheral end with a gradient of expansion of the chord G x
G x = (L p.h.- L k.h. ) / L cp = (7.2 ÷ 10.7) · 10 -2 [m / m],
where L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the lateral edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L c.h. - the length of the root chord connecting the lateral edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L cp - the average axial length of the feather blades. 5. Рабочее колесо по п. 4, отличающееся тем, что периферийный торец пера лопатки выполнен скошенным с уклоном в направлении потока рабочего тела, конгруэнтным ответной поверхности проточной части двигателя в зоне первой ступени КНД.5. The impeller according to claim 4, characterized in that the peripheral end face of the blade pen is beveled with a slope in the direction of flow of the working fluid, congruent to the reciprocal surface of the engine duct in the area of the first stage of the low pressure valve. 6. Рабочее колесо по п. 1, отличающееся тем, что площадь F1 ометания воздушного потока лопатками на входе в рабочее колесо выполнена составляющей (0,75÷0,86) от полной площади F0, условно ограниченной входным контуром воздухозаборника воздушного потока перед коком входного направляющего аппарата (ВНА), в проекции на плоскость, нормальную к оси двигателя, при этом площадь F1 принята превышающей площадь F2 на выходе из колеса у выходной кромки лопаток в (1,05÷1,34) раза.6. The impeller according to claim 1, characterized in that the area F 1 of throwing the air flow by the blades at the entrance to the impeller is made up of a component (0.75 ÷ 0.86) of the total area F 0 conditionally limited by the inlet circuit of the air flow intake Coke input guide vane (VNA), in projection onto a plane normal to the axis of the engine, while the area F 1 taken is greater than the area F 2 at the exit of the wheel at the exit edge of the blades (1.05 ÷ 1.34) times. 7. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего проточную часть, характеризующееся тем, что содержит лопатки, предназначенные для установки в имеющем диск с пазами рабочем колесе первой ступени КНД, число которых принято от 29 до 44 лопаток, а каждая лопатка содержит перо, длина которого по оси принята перекрывающей с возможностью вращения рабочего колеса поперечное сечение проточной части двигателя на участке длины первой ступени КНД, причем перо каждой лопатки выполнено с переменной относительно о си ротора осевой закруткой, нарастающей от корневого к периферийному сечению, нормальном к радиальной оси пера, с градиентом закрутки пера Gз.п., определенным в проекции на условную осевую плоскость рабочего колеса в диапазоне
Gз.п.=(αп-αк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м],
где αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к оси пера лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки; кроме того каждая лопатка снабжена предназначенным для заведения в любой из пазов диска хвостовиком, имеющим продольную ось, размещенную под углом к оси ротора, который в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки составляет α0=(17÷27)°.7. The impeller of the rotor of a low-pressure compressor of a turbojet engine having a flow part, characterized in that it contains blades intended for installation in the impeller of the first stage of the low pressure valve, which has a number of 29 to 44 blades, and each blade contains a feather the length of which along the axis is assumed to be a cross-sectional section of the engine flow passage that can rotate the impeller in a section of the length of the first KND stage, wherein the feather of each blade is made with a variable relative but about the rotor si with an axial twist growing from the root to the peripheral section normal to the radial axis of the pen, with the gradient of the twist of the pen G s.p. defined in the projection onto the conditional axial plane of the impeller in the range
G s.p. = (α p -α k ) / L cp = (124.0 ÷ 186.8) [deg / m],
where α to is the projection of the angle of twist of the chord of the root section of the feather of the blade relative to the axis of the rotor in the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the feather of the blade; α p - a similar projection of the swirl angle relative to the rotor axis of the most remote peripheral chord of the pen in a plane parallel to the axial plane; L cp is the average axial length of the blade feather; in addition, each blade is equipped with a shank intended for insertion into any of the grooves of the disk, having a longitudinal axis positioned at an angle to the axis of the rotor, which in projection onto the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the blade blade is α 0 = (17 ÷ 27) ° . 8. Рабочее колесо по п. 7, отличающееся тем, что перо каждой лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gx
Gx=(Lп.х.-Lк.х.)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],
где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lк.х. - длина корневой хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.8. The impeller according to claim 7, characterized in that the feather of each blade is made with lateral edges diverging to the peripheral end with a gradient of increasing the chord G x
G x = (L p.h.- L k.h. ) / L cp = (7.2 ÷ 10.7) · 10 -2 [m / m],
where L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the lateral edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L c.h. - the length of the root chord connecting the lateral edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L cp - the average axial length of the feather blades. 9. Рабочее колесо по п. 7, отличающееся тем, что перо каждой лопатки выполнено выпукло-вогнутым - с вогнутой поверхностью в виде корыта и с выпуклой поверхностью, образующей спинку пера, кроме того, хорда, соединяющая боковые кромки пера в корневой зоне образует с осью ротора в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера не менее угла α0 установки хвостовика лопатки.9. The impeller according to claim 7, characterized in that the feather of each blade is convex-concave - with a concave surface in the form of a trough and with a convex surface forming the back of the pen, in addition, the chord connecting the side edges of the pen in the root zone forms the axis of the rotor in the projection onto the said conventional plane, the angle of installation of the pen is not less than the angle α 0 of the installation of the shank of the blade. 10. Рабочее колесо по п. 7, отличающееся тем, что каждая лопатка снабжена антивибрационной полкой, расположенной в зоне одной трети длины от периферийного торца пера лопатки, а каждый торец указанной полки выполнен с возможностью взаимного опирания на обращенный к нему аналогичный торец смежной лопатки рабочего колеса.10. The impeller according to claim 7, characterized in that each blade is equipped with an anti-vibration shelf located in the region of one third of the length from the peripheral end of the blade feather, and each end of the specified shelf is mutually supported against the similar end face of the adjacent working blade wheels. 11. Рабочее колесо по п. 9, отличающееся тем, что перо каждой лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно условной хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки. 11. The impeller according to claim 9, characterized in that the feather of each blade is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in cross section as the difference in height of the back and trough relative to the conditional chord connecting the lateral edges of the blade feather.
RU2014116597/06A 2014-04-25 2014-04-25 Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) RU2565091C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014116597/06A RU2565091C1 (en) 2014-04-25 2014-04-25 Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014116597/06A RU2565091C1 (en) 2014-04-25 2014-04-25 Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2565091C1 true RU2565091C1 (en) 2015-10-20

Family

ID=54327030

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014116597/06A RU2565091C1 (en) 2014-04-25 2014-04-25 Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2565091C1 (en)

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2603382C1 (en) * 2015-11-25 2016-11-27 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (versions)
RU2603377C1 (en) * 2015-11-25 2016-11-27 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2630925C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Ninth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine, hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630918C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Impeller wheel of first stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630919C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor forth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2630922C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor sixth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2630920C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Fifth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630924C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor eighth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2630921C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Impeller wheel of third stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630923C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Impeller wheel of seventh stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2636998C1 (en) * 2016-12-14 2017-11-29 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Second stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1348563A1 (en) * 1986-06-30 1987-10-30 И. К. Попов Attachment unit of axial compressor blade
RU2162782C2 (en) * 1996-10-04 2001-02-10 Гололобов Олег Александрович Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment
RU2369765C1 (en) * 2008-05-12 2009-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Turbojet bypass engine with augmenter
CN202091251U (en) * 2011-05-31 2011-12-28 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 Intermediate blade of compressor with hub with diameter of phi 940

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1348563A1 (en) * 1986-06-30 1987-10-30 И. К. Попов Attachment unit of axial compressor blade
RU2162782C2 (en) * 1996-10-04 2001-02-10 Гололобов Олег Александрович Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment
RU2369765C1 (en) * 2008-05-12 2009-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Turbojet bypass engine with augmenter
CN202091251U (en) * 2011-05-31 2011-12-28 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 Intermediate blade of compressor with hub with diameter of phi 940

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2603382C1 (en) * 2015-11-25 2016-11-27 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (versions)
RU2603377C1 (en) * 2015-11-25 2016-11-27 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2630925C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Ninth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine, hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630918C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Impeller wheel of first stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630919C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor forth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2630922C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor sixth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2630920C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Fifth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630924C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor eighth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2630921C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Impeller wheel of third stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630923C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Impeller wheel of seventh stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2636998C1 (en) * 2016-12-14 2017-11-29 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Second stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2565091C1 (en) Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)
RU2565138C1 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade
RU2565110C1 (en) Turbojet low-pressure compressor last stage disc
RU2603382C1 (en) Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (versions)
RU2565114C1 (en) Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)
RU2630919C1 (en) Rotor forth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2565108C1 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2603380C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2636998C1 (en) Second stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630921C1 (en) Impeller wheel of third stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2603383C1 (en) Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions)
RU2612282C1 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller
RU2603379C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2565137C1 (en) Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)
RU2603377C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2630918C1 (en) Impeller wheel of first stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630920C1 (en) Fifth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2611497C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU149741U1 (en) LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR WHEEL OF TURBOREACTIVE ENGINE (OPTIONS)
RU2603384C1 (en) Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions)
RU2596915C1 (en) Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions)
RU2603217C1 (en) First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU149742U1 (en) LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR WHEEL OF TURBOREACTIVE ENGINE (OPTIONS)
RU2630924C1 (en) Rotor eighth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2565136C1 (en) Turbojet low-pressure compressor first stage disc

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner