RU2565108C1

RU2565108C1 - Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions)

Info

Publication number: RU2565108C1
Application number: RU2014116598/06A
Authority: RU
Inventors: Евгений Ювенальевич Марчуков; Сергей Анатольевич Симонов; Андрей Валерьевич Узбеков; Игорь Сергеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date: 2014-04-25
Filing date: 2014-04-25
Publication date: 2015-10-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: turbojet low-pressure compressor rotor second stage wheel comprises the disc with hub, central bore, web and ring as well as working blades convexo-concave in cross-section. Every said blade comprises the root and butt. Said ring is connected with disc web to make two different-arm conical flanges inclined to conical flange flow vector. Total equal-arm part of the flange width has the grooves whereto blade roots are fitted. Ring flange cantilever sections extending beyond the slits are developed to contact with mating shelves of the previous and next stages, Longitudinal axes of every slit makes with the impeller axis in the projection on conditional axial plane perpendicular to the root radial axis the angle α₀ of root setting making α₀ = (21÷27)°. Note here that the chord of the root side edges in the blade root zone makes with the rotor projection the root setting angle α_k increasing in the root radial height with the root twist gradient G_r.t = (159.2÷245.8) [degree/m].

EFFECT: higher efficiency and longer life under all operating conditions of the compressor second stage impeller without increase in disc material input.

9 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД).The invention 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. М.: Наука, 2011, стр. 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. M .: Nauka, 2011, pp. 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 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 the grooves and blades that form the aerodynamic processes of interaction of the impeller of the rotor stage with the flow of the working fluid, due to the lack of specification of the geometric and aerodynamic ranges parameters of the spatial configuration of the disk and the angular orientation of the said grooves in the rim of the disk, as well as the layer of obtaining a compromise combination of increased efficiency values stocks dynamic stability (CDB) of the compressor and as a consequence, the complexity of optimal dynamic strength and increased life with a minimum of material consumption.

Задача, решаемая изобретением, состоит в разработке рабочего колеса второй ступени 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, повышения КПД второй 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 second stage 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 the area of the flow cross sections of the engine duct, sufficient to increase the flow rate of the compressible working fluid - air, increasing the efficiency of the second stage, supplying the air flow to the subsequent stages of the low pressure valve with increasing reserves of the hydraulic control unit at all p zhimah engine performance and service life 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 второй ступени вала ротора, содержит диск в виде моноэлемента, включающего снабженную центральным отверстием ступицу, сопряженную с полотном, на которое оперт обод с рабочими лопатками, имеющими 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 соединен асимметрично с полотном диска с образованием двух разноплечих, конически расширяющихся вдоль оси ротора в направлении потока рабочего тела полок - фронтальной и тыльной, суммарная равноплечая часть ширины которых снабжена пазами, в которые заведены хвостовики лопаток, а выступающие за габарит пазов консольные участки фронтальной и тыльной полок обода развиты с одной стороны до контакта с ответной полкой обода диска предшествующей ступени и с другой стороны - до контакта с проставкой соединения с диском последующей ступени ротора с возможностью передачи крутящего момента, причем продольная ось каждого из упомянутых 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=(21÷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 каждой лопатки, образует с осью двигателя в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера лопатки, нарастающий с радиальным удалением от оси колеса с градиентом закрутки пера G_з.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 (LPC) of a turbojet engine (TRD), having a housing with a flow part, according to the invention is made as the impeller of the second stage the rotor shaft, contains a disk in the form of a single element, including a hub equipped with a central hole, mating with a web, on which a rim is supported with working blades having each feather with an axis, side edges shanks and a shank with a longitudinal axis, while the feather of the blade is convex-concave in 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 feather, and the rim is connected asymmetrically to the blade of the disk with the formation of two different arms, conically expanding along the axis of the rotor in the direction of flow of the working medium of the shelves - frontal and rear, the total equal shoulder part of the width of which is provided with grooves into which the shanks of the blades are inserted, and the cantilever sections of the protruding beyond the groove dimension the ontal and rear flange of the rim are developed on the one hand before contact with the mating flange of the rim of the disk of the previous stage and on the other hand, before contact with the spacer of the connection to the disk of the next stage of the rotor with the possibility of transmitting torque, and the longitudinal axis of each of the mentioned grooves of the disk forms with an axis the impeller in the projection onto the 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 = (21 ÷ 27) °, and the grooves are uniformly spaced around the perimeter of ska and made in cross section with side faces forming an element of the castle connection with the shank of the blade, while the chord connecting the lateral edges of the feather of each blade in the root zone forms with the axis of the engine, in projection onto the conditional plane, the angle of installation of the blade feather, increasing with the radial the distance from the axis of the wheel with the gradient of the twist of the pen G _z.p , adopted in the range

G_з.п =(α_п-α_к)/L_ср=(159,2÷245,8) [град/м],G _s.p. = (α _p -α _k ) / L _sr = (159.2 ÷ 245.8) [deg / m],

где α_к - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к оси пера лопатки; α_п - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; L_cp - 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 перо лопатки может быть выполнено расширяющимся к периферийному торцу с градиентом расширения хорды G_x In this case, the feather of the blade can be made expanding to the peripheral end with a gradient of expansion of the chord G _x

G_x=(L_п.x-L_к.х)/L_cp=(5,9÷8,7)·10^-2 [м/м],G _x = (L _p.x -L _k.x ) / L _cp = (5.9 ÷ 8.7) · 10 ^-2 [m / m],

где L_п.x - длина периферийной хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; L_к.х - длина корневой хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; L_cp - средняя осевая длина пера лопатки.where L _p.x - 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 _K. — the length of the root chord connecting the lateral edges of the feather blade 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, квазиконгруэнтным ответной поверхности проточной части двигателя в зоне второй ступени КНД.The peripheral end face of the blade pen can be made beveled with a slope in the direction of flow of the working fluid, quasi-congruent with the reciprocal surface of the engine duct in the area of the second stage of the low pressure valve.

Площадь F₁ ометания воздушного потока лопатками на входе в рабочее колесо может быть выполнена составляющей (0,51÷0,65) 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 (1,04÷1,25) 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 (0.51 ÷ 0.65) 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 (1.04 ÷ 1.25) times.

Поставленная задача по второму варианту решается тем, что рабочее колесо ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего проточную часть, согласно изобретению содержит рабочие лопатки, предназначенные для установки в имеющем диск с пазами рабочем колесе второй ступени КНД, число которых принято от 34 до 62 лопаток, при этом каждая лопатка содержит перо, длина которого по оси принята перекрывающей с возможностью вращения рабочего колеса поперечное сечение проточной части двигателя на участке длины второй ступени КНД, причем перо каждой лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей от корневого к периферийному сечению, нормальным к оси пера, с градиентом закрутки пера G_з.п, определенным в проекции на условную осевую плоскость рабочего колеса в диапазонеThe task 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 rotor blades intended for installation in a rotor of the second stage KND having a disk with grooves, the number of which is from 34 to 62 blades wherein each blade contains a feather, the length of which along the axis is taken to overlap with the possibility of rotation of the impeller, a cross section of the engine duct in a section of the length of the second stage KND, moreover, the feather of each blade is made with an axial twist variable relative to the rotor axis, growing from the root to the peripheral section, normal to the axis of the pen, with a pen twist gradient G _z defined in projection onto the conditional axial plane of the impeller in the range

G_з.п=(α_п-α_к)/L_ср=(159,2÷245,8) [град/м],G _s.p. = (α _p -α _k ) / L _sr = (159.2 ÷ 245.8) [deg / m],

где α_к - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к оси лопатки; α_п - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; L_cp - средняя осевая длина пера лопатки; причем каждая лопатка снабжена предназначенным для заведения в любой из пазов диска хвостовиком с продольной осью, размещенной под углом к оси ротора, который в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, составляет α₀=(21÷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 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; moreover, each blade is equipped with a shank intended for insertion into any of the grooves of the disk with 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 blade, is α ₀ = (21 ÷ 27) °.

При этом перо каждой лопатки может быть выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды G_x 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

G_x=(L_п.x.-L_к.х)/L_cp=(5,9÷8,7)·10^-2 [м/м],G _x = (L _p.x. -L _k.x ) / L _cp = (5.9 ÷ 8.7) · 10 ^-2 [m / m],

где L_п.x- длина периферийной хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; L_к.х - длина корневой хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; L_cp - средняя осевая длина пера лопатки.where L _p.x - 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 _K. — the length of the root chord connecting the lateral edges of the feather blade 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 pen, in addition, the chord connecting the lateral edges of the pen in the root zone forms the angle of the pen with the axis of the rotor in the projection onto the said plane 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 второй 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 second stage of the rotor KND turbojet engine, is to increase 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 второй ступени вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 1 shows the impeller of the second stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;

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

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

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

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

Рабочее колесо второй 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, сопряженную с полотном 4. На полотно 4 оперт обод 5 с рабочими лопатками 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 second stage of the rotor, including the shaft of the drum-disk design 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, conjugated with the blade 4. On the canvas 4 is supported by the rim 5 with working 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 соединен асимметрично с полотном 4 диска 1 с образованием двух разноплечих, конически расширяющихся вдоль оси ротора в направлении потока рабочего тела полок - фронтальной полки 10 и тыльной полки 11. Суммарная равноплечая часть ширины полок 10 и 11 снабжена пазами 12, в которые заведены хвостовики 9 лопаток 6. Выступающие за габарит пазов 12 консольные участки фронтальной и тыльной полок 10 и 11 обода 5 развиты с одной стороны до контакта с ответной полкой обода диска предшествующей ступени и с другой стороны - до контакта с проставкой соединения с диском последующей ступени ротора 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 arms, conically expanding along the axis of the rotor in the direction of flow of the working medium of the shelves — the front shelf 10 and the rear shelf 11. The total equal shoulder portion of the width of the shelves 10 and 11 is provided with grooves 12 into which the shanks are inserted 9 blades 6. The cantilever sections of the front and rear shelves 10 and 11 of the rim 5 protruding beyond the grooves 12 are developed on the one hand before contact with the mating flange of the disk rim of the previous stage and on the other hand, before contact with the spacer with a disk of the subsequent rotor stage 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=(21÷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 value range α ₀ = (21 ÷ 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 13 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 G_з.п, принятым в диапазонеA chord connecting the lateral edges 8 of the pen 7 of each blade 6 in the root zone 13 forms a projection angle of the pen 7 of the blade 6 with the axis of the engine projected onto the conditional plane, increasing with radial distance from the axis of the impeller with a pen gradient of 7 G _zp accepted in the range

Перо 7 лопатки 6 выполнено выпукло-вогнутым - с вогнутой поверхностью в виде корыта 14 и с выпуклой поверхностью. 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 14 and with a convex surface. The canvas 4 of the disk 1 of the impeller, reinforced by the hub 2, is made with a Central hole 3 having a diameter sufficient to ensure free passage through the specified hole during installation of the splined motor pipe.

Перо 7 лопатки 6 выполнено расширяющимся к периферийному торцу 16 с градиентом расширения хорды G_x The feather 7 of the blade 6 is made expanding to the peripheral end 16 with a gradient of expansion of the chord G _x

где L_п.x - длина периферийной хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки; L_к.х - длина корневой хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; L_cp - средняя осевая длина пера лопатки.where L _p.x - the length of the peripheral chord connecting the lateral edges of the feather blade; L _K. — the length of the root chord connecting the lateral edges of the feather blade in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L _cp - the average axial length of the feather blades.

Периферийный торец 16 пера 7 лопатки 6 выполнен скошенным с уклоном в направлении потока рабочего тела, квазиконгруэнтным ответной поверхности проточной части двигателя в зоне второй ступени КНД.The peripheral end face 16 of the pen 7 of the blade 6 is made beveled with a slope in the direction of flow of the working fluid, quasi-congruent with the reciprocal surface of the engine duct in the area of the second stage of the low pressure valve.

Площадь F₁ ометания воздушного потока лопатками 6 на входе в рабочее колесо выполнена составляющей (0,51÷0,65) 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. Площадь F₁ принята превышающей площадь F₂ на выходе из рабочего колеса у выходной кромки лопаток 6 в (1,044÷1,25) раза.Area F_one throwing air flow with blades 6 at the entrance to the impeller made component (0.51 ÷ 0.65) of the total area F₀,conditionally limited by the inlet contour of the air flow intake in front of the inlet of the inlet guide vane (VNA), in projection onto a plane normal to the axis of the engine. Area F_one taken exceeding area F₂ at the exit of the impeller at the exit edge of the blades 6 in (1,044 ÷ 1,25) 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 второй ступени КНД. Каждая лопатка 6 комплекта включает перо 7. Длина пера 7 по оси принята перекрывающей с возможностью вращения рабочего колеса поперечное сечение проточной части двигателя на участке длины второй ступени КНД.According to the second embodiment of the present invention, the impeller of the rotor of a low-pressure compressor of a turbojet engine having a flowing part contains blades 6 for installation in the impeller of the second KND stage having a disk 1 with grooves 12. Each blade 6 of the kit includes a pen 7. 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 second stage of the low pressure valve.

Перо 7 каждой лопатки 6 комплекта выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей от корневого к периферийному сечению, нормальным к оси пера 7, с градиентом закрутки пера G_з.п, определенным в проекции на условную осевую плоскость рабочего колеса в диапазонеPen 7 of each blade 6 of the set 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 axis of the pen 7, with a pen twist gradient G _z defined in the range of the projected axial plane of the impeller

Каждая лопатка 6 комплекта снабжена предназначенным для заведения в любой из пазов 12 диска 1 хвостовиком 9 с продольной осью, размещенной под углом к оси ротора, который в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера 7 лопатки, составляет α₀=(21÷27)°.Each blade 6 of the kit is equipped with a shank 9 with a longitudinal axis, which is designed to be inserted in any of the grooves 12 of the disk 1, with 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 blade 7, is α ₀ = (21 ÷ 27) °.

Перо 7 каждой лопатки 6 комплекта выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу 16 с градиентом увеличения хорды G_x The feather 7 of each blade 6 of the set is made with lateral edges diverging to the peripheral end 16 with a gradient of increasing the chord G _x

где где L_п.x - длина периферийной хорды, соединяющей боковые кромки 8 пера 7 лопатки; L_к.х - длина корневой хорды, соединяющей боковые кромки 8 пера 7 лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; L_cp - средняя осевая длина пера лопатки.where where L _p.x - the length of the peripheral chord connecting the lateral edges 8 of the pen 7 of the scapula; L _K. — 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 feather blades.

Количество лопаток 6 рабочего колеса второй ступени ротора принято от 34 до 62 лопаток.The number of blades 6 of the impeller of the second stage of the rotor is taken from 34 to 62 blades.

Перо 7 каждой лопатки 6 комплекта выполнено выпукло-вогнутым с вогнутой поверхностью в виде корыта 14 и с выпуклой поверхностью, образующей спинку 15 пера 7. Хорда, соединяющая боковые кромки 8 пера 7 в корневой зоне 13, образует с осью ротора в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера 7 не менее угла α₀ установки хвостовика 9 лопатки.The feather 7 of each blade 6 of the kit is made convex-concave with a concave surface in the form of a trough 14 and with a convex surface forming the back 15 of the pen 7. The chord connecting the lateral edges 8 of the pen 7 in the root zone 13 forms with the rotor axis in the projection onto the said conditional 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 scapula.

Каждая лопатка 6 комплекта снабжена антивибрационной полкой 17, расположенной в зоне одной трети длины от периферийного торца 16 пера 7 лопатки 6. Каждый торец 18 указанной полки 17 выполнен с возможностью взаимного опирания на обращенный к нему аналогичный торец смежной лопатки рабочего колеса.Each blade 6 of the kit is equipped with an anti-vibration shelf 17 located in the region of one third of the length from the peripheral end 16 of the feather 7 of the blade 6. Each end 18 of this shelf 17 is made with the possibility of mutual support on the similar end face of the adjacent impeller blade facing it.

Перо 7 каждой лопатки 6 комплекта выполнено переменной по ширине и высоте пера 7 толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 15 и корыта 14 относительно условной хорды 19, соединяющей боковые кромки 8 пера 7 лопатки 6.The pen 7 of each blade 6 of the set is made variable in width and height of the pen 7 thickness, defined in cross section as the difference between the heights of the back 15 and trough 14 relative to the conditional chord 19 connecting the side edges 8 of the pen 7 of the blade 6.

Рабочее колесо второй ступени КНД ТРД состоит из диска 1 и установленных на нем рабочих лопаток 6. Диск второй 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 second stage of the low pressure turbojet engine consists of a disk 1 and rotor blades 6 mounted on it. A disk of the second 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 - 30 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 157 мм; средняя толщина полотна - 6 мм; ширина обода - 50 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска - 464 мм и 491 мм соответственно; угол наклона внешней поверхности обода диска - 15°.The manufactured disk has the following geometric parameters: overall width of the hub - 30 mm; diameter of the central hole of the hub - 157 mm; average web thickness - 6 mm; rim width - 50 mm; minimum and maximum diameters of the outer surface of the rim of the disk - 464 mm and 491 mm, respectively; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 15 °.

Лопатку рабочего колеса второй 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 2 и антивибрационной полки 17. 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 15 пера 7 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 14 пера 7 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 9.The blade of the impeller of the second 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 blank with local thickenings is performed by electric upsetting with local thickenings at the locations of the shank 2 and anti-vibration shelf 17. In the next step, the blank 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 half-matrix stamp includes a section whose shape is made mating spatial surface of the back 15 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 mating spatial surface of the trough 14 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 17 производят фрезерованием с последующей полировкой. Контактные торцы 18 антивибрационной полки 17 упрочняют, нанося на них высокопрочный слой.The refinement of the streamlined surfaces of the profiles of the pen 7 and the anti-vibration shelf 17 is performed by milling and subsequent polishing. The contact ends 18 of the anti-vibration shelf 17 are strengthened 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 17, выполненной как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса второй 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 17, made as a segment of the assembled ring of the blade ring of the impeller of the second stage of the rotor of the low pressure turbojet engine.

Профиль пера 7 лопатки 6 имеет следующие геометрические параметры:The profile of the pen 7 of the blade 6 has the following geometric parameters:

- в корневом сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля С_max=4,9 мм; длина хорды пера - 50,8 мм; угол α_кустановки профиля пера 1 к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки, составляет 25,5°;- in the root section, the profile of the feather blade is made with a maximum profile thickness With _max = 4.9 mm; pen chord length - 50.8 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 25.5 °;

- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля С_max=2,1 мм; длина хорды пера принята 63,8 мм; угол α_п установки профиля пера к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки, составляет 59°;- in the peripheral section, the profile of the feather blade is made with a maximum thickness of the profile With _max = 2.1 mm; pen chord length adopted 63.8 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 59 °;

- средняя осевая длина L_cp профиля пера составляет 178,7 мм.- the average axial length L _{cp of the} profile of the pen is 178.7 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 второй ступени устанавливают 45 лопаток. Пазы 12 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона контактных поверхностей с хвостовиком лопатки к донной плоскости паза составляет 70°; ширина основания паза - 18 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. 45 blades are installed in the impeller of the second stage. 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 18 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 17 лопатки выполнена с максимальной толщиной 4,5 мм и размещена на среднем радиусе от оси вращения ротора, принятым 366,6 мм, с контактными поверхностями, выполненными под углом 29° к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки.The anti-vibration shelf 17 of the blade is made with a maximum thickness of 4.5 mm and is placed on the average radius from the axis of rotation of the rotor, taken 366.6 mm, with contact surfaces made at an angle of 29 ° to the axis of rotation of the rotor in the projection on the axial plane of the latter, normal to the axis of the pen blade.

Рабочее колесо имеет следующие геометрические параметры: входной и выходной диаметры внутренней поверхности рабочего колеса - 464 мм и 491 мм; аналогично периферийной поверхности рабочего колеса - 842 мм и 830 мм; максимальная ширина второй ступени ротора - 50 мм.The impeller has the following geometric parameters: input and output diameters of the inner surface of the impeller - 464 mm and 491 mm; similar to the peripheral surface of the impeller - 842 mm and 830 mm; the maximum width of the second stage of the rotor is 50 mm.

В процессе работы ТРД диск 1 рабочего колеса второй ступени приводится во вращение путем передачи крутящего момента от турбины низкого давления (ТНД) через силовую барабанно-дисковую оболочку 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 14 пера 7 каждой лопатки 6 создается зона повышенного давления, а на выпуклой поверхности, образующей спинку 15 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 второй ступени, и после выравнивания в последнем поток поступает в последующие ступени КНД.During the operation of the turbojet engine, the second-stage impeller disk 1 is driven into rotation by transmitting torque from a low-pressure turbine (low pressure turbine) through the power drum-disk shell of the low pressure rotor rotor shaft, and the impeller blades 6 are 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 14 of the feather 7 of each blade 6, an increased pressure zone is created, and on the convex surface forming the backrest 15 of the feather 7, a reduced pressure zone is created thereby enhancing the formation of a directed air flow. Rotating blades 6 of the rotor impeller transmit energy to the air flow, directing the compressible flow to the stator blades of the second stage, and after alignment in the last, the flow enters the subsequent stages of the low pressure switch.

В процессе реализации разработанной в изобретении конструкции рабочего колеса второй ступени ротора КНД технический результат достигается только при установке лопатки в рабочем колесе с ориентацией профиля пера 7 в корневом сечении лопатки под углом α_к к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера 7, в диапазоне угловых значений α_к=(21÷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 α_к в корневом сечении лопатки, принятом из интервала значений α_к=(21÷27)°, найденного в изобретении с учетом углов установки профиля пера последующих ступеней ротора компрессора, достигают наиболее высоких значений КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса рабочего колеса.In the process of implementing the design of the impeller of the second stage of the KND rotor developed in the invention, the technical result is achieved only when the blade is installed in the impeller with the profile of the pen 7 in the root section of the blade at an angle α _to the axis of the rotor in the projection on the conditional axial plane of the rotor normal to the axis pen 7, in the range of angular values α _к = (21 ÷ 27) ° in combination with 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 = (21 ÷ 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 GDU of the compressor and working life are achieved wheels.

При уменьшении угла α_к<21° существенно ограничивается диапазон газодинамической устойчивости работы компрессора, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва воздушного потока с выпуклой спинки 15 лопатки с результирующей потерей ГДУ. С увеличением угла α_к>27° возрастает риск срыва воздушного потока с корыта 14 пера 7 лопатки и снижается КПД. Кроме того, при увеличении угла α_к>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 <21 °, 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 15 with the resulting loss of HLD increases. With an increase in the angle α _to > 27 °, the risk of disruption of the air flow from the trough 14 of the feather 7 of the shoulder blade 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 lower 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 G_з.п по длине L_cp пера 7 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера лопатки со значениями градиента G_з.п<159,2 [град/м] существенно ограничивается диапазон ГДУ работы КНД, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 15 лопатки 6 с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды пера 7 по длине лопатки до значений градиента G_з.п…, превышающих верхний принятый по изобретению предел G_з.п>245,8 [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 второй ступени ротора с последующими ступенями компрессора низкого давления.Similar processes take place with obtaining a positive result when observing and negative when going beyond the boundaries of the gradient range G _zp found in the group of inventions along the length L _{cp of the} pen 7 of the scapula. When performing a three-dimensional profile of the feather of the blade with gradient values G _zp <159.2 [deg / m], the range of GDU operation of the _{low pressure switch 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 15 of the blade 6 with a resulting loss increases GDU. An increase in the ratio of the difference in the angles of installation of the chord of the pen 7 along the length of the blade to the gradient values G _zp ... exceeding the upper limit G _zp accepted according to the invention> 245.8 [deg / m], leads to an unacceptable decrease in the opening angle of the peripheral section of the pen 7 blades, which, in turn, leads to a decrease in efficiency, a negative reduction in the range of the compressor GDU and unacceptable mismatch of the second stage of the rotor with subsequent stages of the low pressure compressor.

Градиент G_x увеличения хорды 19 пера 7 лопатки 6 по средней длине L_cpпера 7 лопатки характеризует парусность пера, образованную в результате углового расхождения входной и выходной боковых кромок 8 пера 1 от втулки до периферийного торца 16. Парусность пера 7 по высоте лопатки спрофилирована по упомянутому градиенту G_x углового расширения хорды 19 пера с заявленным диапазоном G_x=(5,9÷8,7)·10^-2 [м/м], при котором обеспечивается получение технического результата изобретения. Уменьшение отношения разности длин периферийной и корневой хорд пера 7 к средней длине L_cp пера (G_x<5,9·10^-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 существенное снижение КПД за счет возможного срыва воздушного потока со спинки 15 лопатки. Увеличение (G_x>8,7·10^-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 19 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 16. 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 19 of the pen with the claimed range of G _x = (5.9 ÷ 8.7) · 10 ^-2 [m / m], which provides the technical result of the invention. A 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 <5.9 · 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 shoulder blade in 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 15. The increase (G _x > 8.7 · 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 второй 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 25% 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 the geometric parameters of the main elements of the drive wheel of the second stage of the KND rotor, namely the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the rim 5 with different-arm annular shelves 10 and 11, the adopted combination of 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 25% relative to the radius of the spline pipe is necessary for introducing into the compressor cavity the installation and repair-technological tool.

Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров рабочего колеса второй 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 second 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 the material consumption.

Claims

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 second stage of the rotor shaft, contains a disk in the form of a single element, including a hub equipped with a central hole, conjugated with a web on which a rim is supported with working blades having each feather with an axis, side edges and a shank with a longitudinal axis, while the feather of the blade is made convex o-concave in the cross section of the scapula 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 connected asymmetrically to the disk blade with the formation of two different arms, conically expanding along the axis of the rotor in the direction of flow of the working body of the shelves - front and back, the total equal-arm portion of the width of which is provided with grooves into which the shanks of the blades are inserted, and the cantilever sections of the front and rear flanges of the rim protruding beyond the grooves are developed on one side until contact with the response a flange of the rim of the disk of the previous stage and, on the other hand, until contact with the spacer of the connection with the disk of the next stage of the rotor with the possibility of transmitting torque, the longitudinal axis of each of the mentioned grooves of the disk forming with the axis of the impeller in the projection onto a conditional axial plane normal to the axis the blade angle α ₀ of the blade shank, a certain range of values α ₀ = (21 ÷ 27) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk and are made in cross-section with lateral faces forming the ale r tool joint with the blade root, the chord joining the root zone of the lateral edges of the pen of each blade forms with the motor axis in the projection onto said notional plane angle of the blade airfoil, increasing with radial distance from the axis of the wheel with a gradient spin pen G _{z. n} taken in the range
G _s.p. = (α _p -α _k ) / L _sr = (159.2 ÷ 245.8) [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 - the average axial length of the feather blades.

2. 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.x -L _k.x ) / L _cp = (5.9 ÷ 8.7) · 10 ^-2 [m / m],
where L _p.x - 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 _K. — the length of the root chord connecting the lateral edges of the feather blade in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L _cp - the average axial length of the feather blades.

3. The impeller according to claim 2, 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, quasi-congruent with the reciprocal surface of the engine duct in the area of the second stage of the low pressure valve.

4. 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 (0.51 ÷ 0.65) 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 (1.04 ÷ 1.25) times.

5. The impeller of the rotor of a low-pressure compressor of a turbojet engine having a flow part, characterized in that it contains rotor blades intended for installation in a rotor of the second stage KND having a disk with grooves, the number of which is taken from 34 to 62 blades, each blade contains a pen, the length of which is assumed to be axially overlapping, with the possibility of rotation of the impeller, a cross section of the engine duct in a portion of the length of the second stage of the low pressure valve; hydrochloric axis relative to the rotor axis spin, accruing from the root to the peripheral cross section normal to the axis of the pen, the pen with a gradient Spin G _zp determined in projection on a notional axial impeller plane in the range
G _s.p. = (α _p -α _k ) / L _sr = (159.2 ÷ 245.8) [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 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; moreover, each blade is equipped with a shank intended for insertion into any of the grooves of the disk with 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 blade, is α ₀ = (21 ÷ 27) °.

6. The impeller according to claim 6, 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.x -L _k.x ) / L _cp = (5.9 ÷ 8.7) · 10 ^-2 [m / m],
where L _p.x - 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 _K. — the length of the root chord connecting the lateral edges of the feather blade in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L _cp - the average axial length of the feather blades.

7. The impeller according to claim 5, 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 feather, in addition, the chord connecting the lateral edges of the feather in the root zone forms the rotor axis in the projection onto said conditional plane, the angle of installation of the pen is not less than the angle α _{0 of} installation of the shank of the blade.

8. The impeller according to claim 5, 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.

9. The impeller according to claim 7, 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 side edges of the blade feather.