RU2565110C1 - Turbojet low-pressure compressor last stage disc - Google Patents
Turbojet low-pressure compressor last stage disc Download PDFInfo
- Publication number
- RU2565110C1 RU2565110C1 RU2014115931/06A RU2014115931A RU2565110C1 RU 2565110 C1 RU2565110 C1 RU 2565110C1 RU 2014115931/06 A RU2014115931/06 A RU 2014115931/06A RU 2014115931 A RU2014115931 A RU 2014115931A RU 2565110 C1 RU2565110 C1 RU 2565110C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- rim
- rotor
- blade
- axis
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to low-pressure compressors of aircraft turbojet engines.
Известен диск последней ступени ротора осевого компрессора низкого давления (КНД) авиационного двигателя, включенный в систему дисков вала рабочих колес ротора компрессора. Диск рабочего колеса включает обод, полотно, ступицу, кольцевой бурт с фланцем и отверстиями в нем под призонные болты. На ободе диска выполнены 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).A known disk of the last stage of the rotor of an axial low-pressure compressor (LPC) of an aircraft engine is included in the disk system of the impeller shaft of the compressor rotor. The impeller disk includes a rim, a web, a hub, an annular collar with a flange and holes in it for tight bolts. On the rim of the disk are made wedge-shaped annular recesses that form an annular groove of the "dovetail" type for contact with the wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the working blades (RU 2269678 C1, publ. 10.02.2006).
Известен диск последней ступени ротора компрессора низкого давления авиационного двигателя, включенный в систему из четырех дисков, образующих силовую оболочку вала ротора компрессора. Диск содержит обод для установки и приведения во вращение рабочих лопаток, сообщенный с валом турбины низкого давления (ТНД) турбореактивного двигателя (ТРД) (Сиротин Н.Н., Новиков А.С., Пайкин А.Г., Сиротин А.Н.. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. - М.: Наука, 2011, с. 249-259).A disk of the last stage of the rotor of a low-pressure compressor of an aircraft engine is known, which is included in a system of four disks forming the power shell of the shaft of the compressor rotor. The disk contains a rim for mounting and driving the rotor blades in communication with the shaft of a low-pressure turbine (HPH) of a turbojet engine (TRD) (Sirotin N.N., Novikov A.S., Paykin A.G., Sirotin A.N. 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. 249-259).
К недостаткам известных решений относятся отсутствие 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 диска четвертой 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 диска.The disadvantages of the known solutions include the lack 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 disk of the fourth stage of the rotor with the flow of the working fluid, due to the lack of specification of the ranges of 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, as well as the complexity obtaining a compromise combination of increased values of efficiency, gas-dynamic stability (GDU) reserves of the compressor and, as a result, the difficulty of providing optimal dynamic strength and increased resource with a minimum of disk material consumption.
Задача, решаемая изобретением, состоит в разработке диска рабочего колеса последней 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, КПД ступени, согласованности в предыдущими ступенями КНД при повышении запасов ГДУ на всех режимах работы двигателя и ресурса без увеличения материалоемкости.The problem solved by the invention is to develop an impeller disk of the last 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 ducts, sufficient to increase the flow rate of the compressible working fluid - air, stage efficiency, consistency in the previous stages of the low pressure switch with an increase in the reserves of the GDU in all operating modes d drive and resource without increasing material consumption.
Поставленная задача решается тем, что диск последней ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, в которой размещены имеющие хвостовик и перо с радиальной осью рабочие лопатки ротора, вал которого выполнен полым с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой и сообщен с турбиной низкого давления (ТНД), согласно изобретению выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, при этом обод, преимущественно, симметрично соединен с полотном диска с образованием равноплечих кольцевых полок, а полотно диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени с образованием барабанно-дисковой конструкции вала ротора; причем обод диска выполнен с возрастающим в сторону потока рабочего тела в осевом сечении КНД радиусом и с углом образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора, составляющим (1÷5)°, идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части двигателя, монотонно изменяющейся в упомянутом направлении с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазонеThe problem is solved in that the disk of the last stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a turbojet engine having a body with a flow part tapering from the inlet, in which rotor blades having a shaft and a feather with a radial axis are placed, the shaft of which is hollow with an axial spline located inside it pipe and in communication with a low-pressure turbine (low pressure turbine), according to the invention is made in the form of a single element, including a rim, turning into an annular web reinforced with a hub equipped with central m hole, while the rim is predominantly symmetrically connected to the disk blade to form equal shouldered annular shelves, and the disk blade is removably connected through a spacer to the disk shelf of the previous stage to form a drum-disk rotor shaft structure; moreover, the rim of the disk is made with a radius increasing with respect to the flow of the working fluid in the axial cross-section of the CPV and with an angle of the generatrix of the outer surface of the rim relative to the axis of the rotor shaft equal to (1 ÷ 5) °, identical to the axial angle with respect to the same axis of the generatrix of the internal circuit of the engine duct, monotonically changing in the aforementioned direction with a gradient of radial expansion G about defined in the range
Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, Воб - осевая ширина обода; кроме того, обод диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримом с проекцией ширины корневого сечения пера на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью лопатки, снабжен системой пазов для крепления лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(0,348÷0,582) [рад], а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(9,56÷14,81) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, которым придана конфигурация элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки.R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk, In about - the axial width of the rim; in addition, the disk rim from the side facing the flowing part, on the axial width section, commensurate with the projection of the width of the root section of the pen on the conditional axial plane, combined with the radial axis of the blade, is equipped with a system of grooves for attaching the blades, the longitudinal axis of each of which forms the rotor axis in the projection onto the conditional axial plane normal to the radial axis of the blade feather, the blade installation angle α defined in the value range α = (0.348 ÷ 0.582) [rad], and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular pilots at Y n = (9,56 ÷ 14,81) [U / rad] and are made in cross-section with lateral faces which are configured with a tool joint element shank blade.
При этом диск может быть выполнен с возможностью разъемного соединения с диском предшествующей ступени, для чего в периферийной части полотна данного диска выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой Yо.п=(3,03÷4,62) [ед/рад].In this case, the disk can be made with the possibility of detachable connection with the disk of the previous stage, for which, in the peripheral part of the blade web of this disk, holes are made for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency Y о.п = (3.03 ÷ 4.62) [ units / glad].
Замковое соединение пазов обода диска с хвостовиками может быть выполнено по типу «ласточкин хвост» и снабжено кольцевой проточкой, ответной кольцевой проточке в хвостовиках лопаток, при этом ответные проточки предназначены для установки фиксатора в виде разрезного кольца.The castle connection of the grooves of the rim of the disk with the shanks can be made according to the dovetail type and equipped with an annular groove, a reciprocal annular groove in the shanks of the blades, while the reciprocal grooves are designed to install a latch in the form of a split ring.
Радиус диска от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна может составлять (0,53÷0,79) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The radius of the disk from the axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the web can be (0.53 ÷ 0.79) from the radius of the peripheral contour of the engine duct.
Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков диска рабочего колеса последней ступени ротора КНД ТРД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,2% при повышении ресурса диска в 2 раза.The technical result of the invention, achieved by the above set of essential features of the impeller disk of the last stage of the rotor of the low pressure 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 disk by 2 times.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображен диск последней ступени вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 1 shows a disk of the last stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;
на фиг. 2 - фрагмент диска последней ступени вала ротора КНД, фронтальная проекция;in FIG. 2 - a fragment of the disk of the last stage of the shaft of the rotor KND, frontal projection;
на фиг. 3 - фрагмент обода диска последней ступени вала ротора КНД, вид сбоку.in FIG. 3 - a fragment of the rim of the disk of the last stage of the shaft of the rotor KND, side view.
Турбореактивный двигатель выполнен с корпусом 1 с сужающейся от входа проточной частью 2, в которой размещены имеющие хвостовик и перо с радиальной осью рабочие лопатки ротора (на чертежах не показано). Вал выполнен полым с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой 3 и сообщен с турбиной низкого давления.The turbojet engine is made with a housing 1 with a flowing part 2 tapering from the entrance, in which rotor blades of the rotor (with shank and a feather with a radial axis) are placed (not shown in the drawings). The shaft is hollow with an axial spline pipe 3 located inside it and is in communication with the low pressure turbine.
Диск последней ступени вала ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включающего обод 4, переходящий в кольцевое полотно 5, усиленное ступицей 6. Ступица 6 снабжена центральным отверстием 7.The disk of the last stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor turbojet engine is made in the form of a single element, including a rim 4, turning into an
Обод 4, преимущественно, симметрично соединен с полотном 5 диска с образованием равноплечих кольцевых полок 8, 9. Полотно 5 диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку (на чертежах не показано) с полкой диска предшествующей ступени с образованием консольной кольцевой оболочки, соединяющей диск с силовым ядром жесткости барабанно-дисковой конструкции вала ротора.The rim 4 is predominantly symmetrically connected to the
Обод 4 диска выполнен с возрастающим в осевом сечении КНД радиусом в направлении потока рабочего тела и с углом образующей внешней поверхности 10 обода 4 относительно оси 11 вала, составляющим (14÷5)°, идентичным относительно той же оси осевому углу образующей внутреннего контура проточной части 2, монотонно изменяющейся в упомянутом направлении с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазонеThe rim 4 of the disk is made with a radius increasing in the axial cross section of the CPV in the direction of flow of the working fluid and with an angle of the generatrix of the
Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности 10 обода 4 диска, Воб - осевая ширина обода 4.R max and R min - the maximum and minimum radii of the
Обод 4 диска со стороны, обращенной к проточной части 2, на участке осевой ширины, соизмеримом с проекцией ширины корневого сечения пера на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью лопатки, снабжен системой пазов 12 для крепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(0,348÷0,582) [рад]. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(9,56÷14,81) [ед/рад]. Пазы 12 выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями 13, которым придана конфигурация элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки.The rim 4 of the disk from the side facing the flow part 2, on a plot of axial width, commensurate with the projection of the width of the root section of the pen on the conditional axial plane, combined with the radial axis of the blade, is equipped with a system of
Обод 4 диска выполнен выходящим в проточную часть 2 и образует последнюю ступень барабанно-дисковой силовой оболочки вала ротора. Диск выполнен с возможностью разъемного соединения с диском предшествующей ступени, для чего в периферийной части полотна 5 данного диска выполнены отверстия 14 под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой Yо.п=(3,03÷4,62) [ед/рад].The rim 4 of the disk is made facing the flow part 2 and forms the last stage of the drum-disk power shell of the rotor shaft. The disk is made with the possibility of detachable connection with the disk of the previous stage, for which, in the peripheral part of the
Замковое соединение пазов 12 обода 4 диска с хвостовиками выполнено по типу «ласточкин хвост» и снабжено кольцевой проточкой (на чертежах не показано), ответной кольцевой проточке в хвостовиках лопаток. Ответные проточки предназначены для установки фиксатора в виде разрезного кольца.The castle connection of the
Внутренняя поверхность проточной части 2 двигателя в зоне расположения указанного диска образована участками внешней поверхности 10 обода 4 диска между пазами 12 для установки лопаток.The inner surface of the engine duct 2 in the area of the indicated disk is formed by the sections of the
Радиус центрального отверстия ступицы 6 не менее чем в 2,5 раза превышает радиус шлицевой трубы 3. Радиус диска от оси 11 вала до внешней поверхности 10 обода 4 в средней плоскости полотна 5 составляет (0,53÷0,79) от радиуса периферийного контура проточной части 2 двигателя.The radius of the central hole of the
Диск последней ступени КНД ТРД изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные заодно целое массивную ступицу 6, полотно 5 и обод 4. Профили полотна 5 и ступицы 6 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой.The disk of the last stage of the low pressure turbojet engine is made by die forging from a forging in the form of a single element, which includes a solid
Изготовленный диск имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 28 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 240 мм; средняя толщина полотна - 4 мм; ширина обода - 48 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска -524 мм и 528 мм соответственно; угол наклона внешней поверхности обода диска - 2°.The manufactured disk has the following geometric parameters: overall width of the hub - 28 mm; diameter of the central hole of the hub - 240 mm; average web thickness - 4 mm; rim width - 48 mm; minimum and maximum diameters of the outer surface of the disk rim -524 mm and 528 mm, respectively; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 2 °.
На внешней стороне обода 4 выполняют протягиванием замковые пазы 12 для крепления лопаток в количестве 77 штук. Пазы 12 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона контактных поверхностей с хвостовиком лопатки к донной плоскости паза составляет 70°; ширина основания паза - 16 мм; угол оси паза относительно оси вращения ротора в проекции на условную плоскость, проведенную через указанную ось вращения ротора нормально к радиусу, проходящему через среднюю точку оси паза составляет 25°.On the outer side of the rim 4 is performed by pulling the
При запуске турбореактивного двигателя диск последней ступени приводится во вращение крутящим моментом, передаваемым от ТНД, и включает в работу лопатки рабочего колеса. В результате чего происходит нагнетание рабочего тела в КНД. Одновременно диск воспринимает центробежные нагрузки.When starting a turbojet engine, the disk of the last stage is put into rotation by the torque transmitted from the high-pressure pump, and turns on the impeller blades. As a result, the working fluid is injected into the CPV. At the same time, the disk perceives centrifugal loads.
Технический результат 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 4 с кольцевыми полками 8 и 9, принятого сочетания тонкого полотна 5 и осевой ширины ступицы 6, компенсирующей ослабление полотна 5 диска центральным отверстием 7, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 7 в ступице 6 принят достаточным для свободного пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных операциях сборки компрессора. Превышение радиуса отверстия в ступице 6 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 invention is achieved by a combination of the design solutions and geometric parameters of the main elements of the impeller disk of the first stage of the KND rotor, namely the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the rim 4 with the ring shelves 8 and 9, the adopted combination of a
Функциональное назначение диска последней ступени обеспечивать передачу механической энергии на лопатки рабочего колеса достигают при соблюдении условия, когда радиус диска Rд от оси ротора до внешней поверхности 10 обода 4 в средней плоскости полотна 5 составляет (0,53÷0,79) от радиуса Rп.к периферийного контура проточной части двигателя. Выход за указанный диапазон в область отношений (Rд/Rп.к)<0,53 приводит к неоправданному завышению материалоемкости лопаток рабочего колеса, перегруженности диска крутящим моментом от ТНД, рассогласованию с аэродинамической работой предыдущих ступеней и как следствие к снижению КПД компрессора, запасов ГДУ и ресурса диска. Выход за найденный в изобретении допустимый диапазон соотношений параметров (Rд/Rп.к)>0,79 недопустимо снизит площадь входного сечения проточной части и расход рабочего тела в зоне последней четвертой ступени компрессора, уменьшит мощность двигателя и запас ГДУ при неоправданном повышении материалоемкости диска.The functional purpose of the disk of the last stage to ensure the transfer of mechanical energy to the blades of the impeller is achieved under the condition that the radius of the disk R d from the axis of the rotor to the
Технический результат изобретения обеспечивают также заявленной геометрической конфигурацией диска в пределах указанного диапазона отношений разности выходного и входного радиусов к ширине обода 4 диска. Выход градиента Gоб за пределы заявленного диапазона (0,034÷0,046) приведет к недопустимому рассогласованию радиальных параметров входного и выходного проходных сечений проточной части последней ступени, не обеспечит необходимых перепадов давлений рабочего тела в предыдущих ступенях КНД, что, как следствие, приведет к снижению КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса диска, а также к дополнительному эксплуатационному расходу топлива и повышенному износу двигателя.The technical result of the invention is also provided by the claimed geometric configuration of the disk within the specified range of relations between the difference of the output and input radii to the width of the rim 4 of the disk. The output of the gradient G about outside the declared range (0,034 ÷ 0,046) will lead to an unacceptable mismatch of the radial parameters of the input and output flow cross sections of the flowing part of the last stage, will not provide the necessary pressure differences of the working fluid in the previous stages of the KND, which, as a result, will reduce the efficiency , reserves of gas compressor compressor and disk resource, as well as additional operational fuel consumption and increased engine wear.
На внешней стороне обода 4 диска выполняют протягиванием систему пазов 12 для закрепления лопаток. Пазы 12 расположены под углом к оси вращения ротора. Технический результат изобретения достигают при выполнении пазов, расположенных под углом а, принятым из заявленного диапазона (0,348÷0,582) [рад], так как при этом обеспечивается возможность установки хвостовика и пера лопатки под углом, создающим наибольший перепад давлений на входе и выходе потока рабочего тела из рабочего колеса последней ступени ротора КНД и создаются наиболее благоприятные условия работы, повышающие запас ГДУ, КПД и ресурс при минимальной материалоемкости диска. Выход значений угла а за пределы заявленного диапазона приведет к существенному ограничению запаса ГДУ при многорежимной работе компрессора, снижению КПД ступени ротора и возрастанию риска аварийно опасного срыва воздушного потока с установленных в пазах 12 диска лопаток рабочего колеса последней ступени ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α0 отклонения оси паза 12 диска от оси вращения ротора неоправданно возрастают напряжения в лопатках на всех режимах работы КНД, что приводит к снижению ресурса системы «диск - лопаточный венец», увеличению материалоемкости установленных на диске лопаток и, в конечном счете, к утяжелению компрессора и снижению эксплуатационной экономичности двигателя.On the outer side of the rim 4 of the disk is performed by pulling a system of
Кроме того, пазы 12 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(9,56÷14,81) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с гранями 13, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат изобретения обеспечивают при насыщении лопаточного венца количеством лопаток и соответственно пазов 12 на диске для закрепления хвостовиков лопаток, располагаемых с угловой частотой, принимаемой из диапазона, найденного в изобретении. При уменьшении числа лопаток и соответственно пазов 12 на ободе диска ниже нижнего предела указанного диапазона Yп<9,56 [ед/рад] нарастает отставание потока от вращения лопаточного венца и возрастает риск потери ГДУ в указанной ступени компрессора. Превышение верхней границы указанного диапазона Yп>14,81 [ед/рад] и соответствующем увеличении числа лопаток в лопаточном венце, образуемом на диске последней ступени, приводит к неоправданному ухудшению КПД и риску преждевременного запирания потока рабочего тела лопаточным венцом.In addition, the
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров диска рабочего колеса последней ступени достигают повышение КПД и увеличение запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса последней ступени КНД без увеличения материалоемкости диска.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the wheel of the impeller of the last stage, an increase in efficiency and an increase in the supply of HLD in all compressor operating modes are achieved with an increase in the resource of the impeller of the impeller of the last stage of the low pressure compressor without increasing the material consumption of the disk.
Claims (4)
Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, Воб - осевая ширина обода; кроме того, обод диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримом с проекцией ширины корневого сечения пера на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью лопатки, снабжен системой пазов для крепления лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(0,348÷0,582) [рад], а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(9,56÷14,81) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, которым придана конфигурация элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки.1. The disk of the last stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD) having a housing with a flowing part tapering from the inlet, in which rotor blades of a rotor with a shaft and a feather with a radial axis are placed, the shaft of which is made hollow with an inside axial spline tube and in communication with a low-pressure turbine (low pressure turbine), characterized in that the disk is made in the form of a single element, including a rim, turning into an annular web reinforced by a hub equipped with a central hole, etc. this rim, preferably symmetrically connected to the blade disk to form equal-annular flanges and the web drive is configured to be detachably connected via a spacer disc with shelf preceding stage to form the drum-disk design of the rotor shaft; moreover, the rim of the disk is made with a radius increasing with respect to the flow of the working fluid in the axial cross-section of the CPV and with an angle of the generatrix of the outer surface of the rim relative to the axis of the rotor shaft equal to (1 ÷ 5) °, identical to the axial angle with respect to the same axis of the generatrix of the internal circuit of the engine duct, monotonically changing in the aforementioned direction with a gradient of radial expansion G about defined in the range
R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk, In about - the axial width of the rim; in addition, the disk rim from the side facing the flowing part, on the axial width section, commensurate with the projection of the width of the root section of the pen on the conditional axial plane, combined with the radial axis of the blade, is equipped with a system of grooves for attaching the blades, the longitudinal axis of each of which forms the rotor axis in the projection onto the conditional axial plane normal to the radial axis of the blade feather, the blade installation angle α defined in the value range α = (0.348 ÷ 0.582) [rad], and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular pilots at Y n = (9,56 ÷ 14,81) [U / rad] and are made in cross-section with lateral faces which are configured with a tool joint element shank blade.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014115931/06A RU2565110C1 (en) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Turbojet low-pressure compressor last stage disc |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014115931/06A RU2565110C1 (en) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Turbojet low-pressure compressor last stage disc |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2565110C1 true RU2565110C1 (en) | 2015-10-20 |
Family
ID=54327043
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014115931/06A RU2565110C1 (en) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Turbojet low-pressure compressor last stage disc |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2565110C1 (en) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU785529A1 (en) * | 1979-02-05 | 1980-12-07 | Предприятие П/Я Р-6838 | Axial turbomachine impeller |
RU2096666C1 (en) * | 1995-06-29 | 1997-11-20 | Акционерное общество "ЭНТЭК" | Axial-flow compressor cascade |
CN202176548U (en) * | 2011-08-30 | 2012-03-28 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Intermediate blade of air compressor used for high power gas turbine |
CN202176549U (en) * | 2011-08-30 | 2012-03-28 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Secondary first-stage blade for air compressor of high power combustion gas turbine |
-
2014
- 2014-04-22 RU RU2014115931/06A patent/RU2565110C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU785529A1 (en) * | 1979-02-05 | 1980-12-07 | Предприятие П/Я Р-6838 | Axial turbomachine impeller |
RU2096666C1 (en) * | 1995-06-29 | 1997-11-20 | Акционерное общество "ЭНТЭК" | Axial-flow compressor cascade |
CN202176548U (en) * | 2011-08-30 | 2012-03-28 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Intermediate blade of air compressor used for high power gas turbine |
CN202176549U (en) * | 2011-08-30 | 2012-03-28 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Secondary first-stage blade for air compressor of high power combustion gas turbine |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2565110C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor last stage disc | |
RU2565091C1 (en) | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) | |
RU2603382C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (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 | |
RU2573408C2 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) | |
RU2565114C1 (en) | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) | |
RU144432U1 (en) | DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR | |
RU2565139C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor second stage disc | |
RU2565136C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor first stage disc | |
RU2565108C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions) | |
RU144418U1 (en) | LAST-STAGE DISC OF THE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR OF THE TURBOREACTIVE ENGINE | |
RU2573416C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
RU2603217C1 (en) | First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
RU2603219C1 (en) | Third stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
RU2603220C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor last stage disc | |
RU2573419C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
RU2603380C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
RU149748U1 (en) | DISC OF THE FIRST STAGE OF THE ROTOR COMPRESSOR OF THE LOW PRESSURE OF THE TURBO-REACTIVE ENGINE | |
RU2565140C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor third stage disc | |
RU2603222C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor third stage disc (versions) | |
RU2603304C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor first stage disc (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 | |
RU2603218C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor second stage disc (versions) | |
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 | |
RU2573413C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |