RU2565138C1 - Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade - Google Patents
Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU2565138C1 RU2565138C1 RU2014115934/06A RU2014115934A RU2565138C1 RU 2565138 C1 RU2565138 C1 RU 2565138C1 RU 2014115934/06 A RU2014115934/06 A RU 2014115934/06A RU 2014115934 A RU2014115934 A RU 2014115934A RU 2565138 C1 RU2565138 C1 RU 2565138C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- axis
- feather
- rotor
- pen
- 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.
Известна профилированная лопатка компрессора для диска рабочего колеса, имеющего аксиальную, тангенциальную и радиальную ортогональные оси, содержащая стороны повышенного и низкого давления, простирающиеся в радиальном направлении от хвостовика к вершине и в аксиальном направлении между передней и задней кромками, поперечные сечения, имеющие соответствующие хорды и линии изгиба, проходящие между передней и задней кромками, и центры тяжести, выровненные по оси укладки, имеющей двойной изгиб. Сторона низкого давления изогнута вдоль задней кромки вблизи хвостовика для уменьшения разделения потока на нем (RU 2000130594 А, опубл. 27.01.2003).Known profiled compressor blade for the impeller disk having axial, tangential and radial orthogonal axes, containing high and low pressure sides, extending in the radial direction from the shank to the apex and in the axial direction between the front and rear edges, cross sections having corresponding chords and bending lines extending between the leading and trailing edges, and centers of gravity aligned along a pivot axis having a double bend. The low pressure side is curved along the trailing edge near the liner to reduce the separation of the flow on it (RU 2000130594 A, publ. 01.27.2003).
Известна рабочая лопатка компрессора, включающая перо и хвостовик. Хвостовик лопатки расположен горизонтально, а перо соединено с хвостовиком через промежуточный элемент - ножку. Между ножкой и пером размещена полка, формирующая проточную часть двигателя (Н.Н. Сиротин, А.С.Новиков, А.Г. Пайкин, А.Н. Сиротин. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва. Наука 2011, стр. 257-263).Known compressor blades, 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. Between the leg and the feather there is a shelf forming the engine’s flow part (NN Sirotin, A. S. Novikov, A. G. Paykin, A. N. Sirotin. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS system technologies.
К недостаткам известных решений относятся неопределенность достижения эффективного взаимодействия лопаток с потоком рабочего тела вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации пера и угловой установки лопатки в рабочем колесе ротора, а также сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД, газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и как следствие сложность обеспечения оптимальной динамической прочности и повышенного ресурса лопатки.The disadvantages of the known solutions include the uncertainty of achieving effective interaction of the blades 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 pen and the angular installation of the blades in the impeller of the rotor, as well as the difficulty of obtaining a compromise combination of increased values of compressor efficiency, gas-dynamic stability (GDU) and as a result, the difficulty of providing optimal dynamic strength and increased resource shoulder blades.
Задача настоящего изобретения состоит в разработке лопатки рабочего колеса первой ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя с улучшенными конструктивными и аэродинамическими параметрами пространственной конфигурации и жесткостью пера лопатки, обеспечивающими возможность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД, увеличения расхода сжимаемого рабочего тела - воздуха в первой ступени и подачи воздушного потока в последующие ступени КНД на всех режимах работы двигателя, а также увеличение газодинамической устойчивости и ресурса без увеличения материалоемкости лопатки.The objective of the present invention is to develop the blades of the impeller of the first stage of the rotor of a low-pressure compressor of a turbojet engine with improved structural and aerodynamic parameters of the spatial configuration and stiffness of the feather blades, providing a compromise combination of increased values of efficiency, increasing the flow rate of the compressible working fluid - air in the first stage and air flow in the subsequent stages of the low pressure valve at all engine operating modes, as well as gasdynamic stability and resource without increasing the material consumption of the scapula.
Поставленная задача решается тем, что лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, согласно изобретению содержит перо с радиальной осью и хвостовик с продольной осью и предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса первой ступени, для чего хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика лопатки α0, определенный в диапазоне α0=(17÷27)°; кроме того перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера Gз.п, определенным в проекции на упомянутую условную осевую плоскость в диапазонеThe problem is solved in that the blade of the grooved disk of the impeller of the rotor of the low pressure compressor (KND) of the turbojet engine (TRD), including the flow part, limited along the peripheral contour of the engine housing, according to the invention contains a feather with a radial axis and a shank with a longitudinal axis and is intended for installation in any of the grooves of the disk of the impeller of the first stage, for which the shank of the blade has a longitudinal axis, coaxial or parallel to the geometric axis of the groove of the disk and forming with the axis of the rotor in the projection onto the conditional axial plane normal to the radial axis of the blade feather, the blade angle α 0 , defined in the range α 0 = (17 ÷ 27) °; in addition, the blade feather is made with an axial twist variable with respect to the rotor axis, increasing with a radial distance from the rotor shaft axis with a pen twist gradient G zp defined in the projection onto said conditional axial plane in the range
Gз.п=(αп-αк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м],G s.p. = (α p -α k ) / L cp = (124.0 ÷ 186.8) [deg / m],
где αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к радиальной оси лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки; причем перо лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gy.x,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 radial 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, the blade feather is made with lateral edges diverging to the peripheral end with a gradient of increasing chords G yx ,
Gy.x=(Lп.x-Lк.x)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],G yx = (L p.x -L c.x ) / L cp = (7.2 ÷ 10.7) · 10 -2 [m / m],
где Lп.x - длина периферийной хорды, соединяющей кромки пера лопатки; Lк.х - длина корневой хорды, соединяющей кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.where L p.x - the length of the peripheral chord connecting the edges of the feather blades; L K.x - the length of the root chord connecting the edges of the feather blades in a conventional plane parallel to the axial plane of the rotor; L cp - the average axial length of the feather blades.
При этом лопатка может быть снабжена антивибрационной полкой, расположенной в зоне одной трети длины от периферийного торца пера лопатки и ориентированной вдоль потока рабочего тела, а каждый торец указанной полки выполнен с возможностью взаимного опирания на обращенный к нему аналогичный торец смежной лопатки рабочего колеса.In this case, the 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 feather of the blade and oriented along the flow of the working fluid, and each end of the indicated shelf can be mutually supported on the similar end face of the adjacent blade of the driving wheel facing it.
Перо лопатки может быть выполнено выпукло-вогнутым, с вогнутой поверхностью в виде корыта, наделенного функцией нагнетания, и с выпуклой поверхностью, образующей спинку пера с функцией разрежения давления и всасывания потока рабочего тела при вращении рабочего колеса, кроме того, хорда, соединяющая боковые кромки пера в корневой зоне, образует с осью ротора в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера, практически не менее угла αк установки хвостовика лопатки.The blade feather can be made convex-concave, with a concave surface in the form of a trough endowed with a discharge function, and with a convex surface forming the back of the pen with the function of diluting the pressure and suction of the working fluid flow when the impeller rotates, in addition, a chord connecting the side edges pen in the root zone, forms with the rotor axis in the projection onto said notional plane angle of the stylus, substantially at least to the setting angle α of the blade root.
Перо 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 the 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.
Периферийный торец пера лопатки может быть выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне первой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с зазором, достаточным для беспрепятственного вращения рабочего колеса с лопатками.The peripheral end face of the blade pen can be chamfered with a repetition of the curvature of the inner surface of the engine duct in the zone of the first stage of the low pressure valve with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a clearance sufficient for unimpeded rotation of the impeller with blades.
Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью признаков лопатки рабочего колеса первой ступени ротора КНД ТРД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,2% при повышении ресурса лопатки в 2 раза.The technical result of the invention, achieved by the above set of characteristics of the blades of the impeller of the first 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 blade by 2 times.
Сущность изобретения поясняется чертежами, гдеThe invention is illustrated by drawings, where
на рис. 1 изображена лопатка рабочего колеса первой ступени, вид сбоку;in fig. 1 shows a blade of the impeller of the first stage, side view;
на рис. 2 - лопатка рабочего колеса первой ступени, вид сверху;in fig. 2 - the blade of the impeller of the first stage, top view;
на рис. 3 - перо лопатки рабочего колеса первой ступени, поперечный разрез;in fig. 3 - feather blades of the impeller of the first stage, a cross section;
на рис. 4 - фрагмент диска рабочего колеса первой ступени, фронтальная проекция.in fig. 4 - a fragment of the disk of the impeller of the first stage, frontal projection.
Турбореактивный двигатель включает корпус с проточной частью, ограниченной по периферийному контуру корпусом двигателя. Вал ротора КНД выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков с рабочими лопатками.A turbojet engine includes a housing with a flow part, limited along the peripheral contour of the engine housing. The rotor shaft of the low pressure rotor is made of a stepped drum-disk design, including no more than four disks with working blades.
Лопатка содержит перо 1 с радиальной осью и хвостовик 2 с продольной осью. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов 3 диска 4 рабочего колеса первой ступени, для чего хвостовик 2 лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза 3 диска 4 и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера 1 лопатки, угол установки хвостовика лопатки α0, определенный в диапазоне α0=(17÷27)°.The blade contains a
Перо 1 лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера G3п, определенным в проекции на упомянутую условную осевую плоскость в диапазонеThe
Gз.п=(αп-αк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м],G s.p. = (α p -α k ) / L cp = (124.0 ÷ 186.8) [deg / m],
где αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера 1 лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к радиальной оси лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.where α to - the projection angle of the twist of the chord of the root section of the
Перо 1 лопатки выполнено с боковыми кромками 5, расходящимися к периферийному торцу 6 с градиентом увеличения хорды Gy.x,The
Gy.x=(Lп.x-Lк.x)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],G yx = (L p.x -L c.x ) / L cp = (7.2 ÷ 10.7) · 10 -2 [m / m],
где Lп.x - длина периферийной хорды, соединяющей кромки 5 пера 1 лопатки; Lк.х - длина корневой хорды, соединяющей кромки 5 пера 1 лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера 1 лопатки.where L p.x - the length of the peripheral chord connecting the edges 5 of the
Лопатка снабжена антивибрационной полкой 7, расположенной в зоне одной трети длины от периферийного торца 6 пера 1 лопатки и ориентированной вдоль потока рабочего тела. Каждый торец 8 указанной полки 7 выполнен с возможностью взаимного опирания на обращенный к нему аналогичный торец смежной лопатки рабочего колеса.The blade is equipped with an
Перо 1 лопатки выполнено выпукло-вогнутым, с вогнутой поверхностью в виде корыта 9, наделенного функцией нагнетания, и с выпуклой поверхностью, образующей спинку 10 пера 1 с функцией разрежения давления и всасывания потока рабочего тела при вращении рабочего колеса. Хорда, соединяющая боковые кромки 5 пера 1 в корневой зоне 11, образует с осью ротора в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера 1, практически не менее угла αк установки хвостовика 2 лопатки.The
Перо 1 лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера 1 толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 10 и корыта 9 относительно условной хорды 12, соединяющей боковые кромки 5 пера 1 лопатки.
Периферийный торец 6 пера 1 лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне первой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с зазором достаточным для беспрепятственного вращения рабочего колеса с лопатками. Лопатку рабочего колеса первой ступени ротора КНД ТРД поэтапно изготавливают из прутка авиационного сплава. На первом этапе отрезают фрагмент прутка требуемой длины, из которого электровысадкой с последующей механической обработкой выполняют заготовку лопатки с локальными утолщениями на участках расположения хвостовика 2 и антивибрационной полки 7. 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 10 пера 1 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 9 пера 1 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 2.The peripheral end face 6 of the
Доводку обтекаемых поверхностей профилей пера 1 и антивибрационной полки 7 производят фрезерованием с последующей полировкой. Контактные торцы 8 антивибрационной полки 7 упрочняют, нанося на них высокопрочный слой.The refinement of the streamlined surfaces of the profiles of the
Изготовленная таким образом лопатка состоит из объединенных в одно целое пера 1 с хвостовиком 2 и антивибрационной полкой 7, выполненной как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса первой ступени ротора КНД ТРД.The blade made in this way consists of a
Профиль пера лопатки имеет следующие геометрические параметры:The profile of the feather blade has the following geometric parameters:
- в корневом сечении профиль пера 1 лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Cmax=5,59 мм; длина хорды пера - 61,5 мм; угол αк установки профиля пера 1 к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки, составляет 22°;- in the root section, the profile of the
- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Cmax=2,08 мм; длина хорды пера принята 82 мм; угол αп установки профиля пера к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки, составляет 60°;- in the peripheral section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness C max = 2.08 mm; feather chord length adopted 82 mm; the angle α p setting the profile of the pen to the axis of rotation of the rotor in the projection onto the axial plane of the latter, normal to the axis of the pen blade, is 60 °;
- средняя осевая длина Lcp профиля пера 1 составляет 245 мм.- the average axial length L cp of the profile of
Антивибрационная полка 7 лопатки выполнена с максимальной толщиной 5 мм и размещена на среднем радиусе от оси вращения ротора, принятым 388 мм, с контактными поверхностями, выполненными под углом 25° к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки.The
Лопатка выполнена для фиксации на диске рабочего колеса вала ротора путем установки хвостовика 2 в пазу 3 обода диска 4.The blade is made for fixing on the disk of the impeller of the rotor shaft by installing the
Работа осуществляется следующим образом.The work is as follows.
При работе компрессора каждая лопатка рабочего колеса первой ступени ротора КНД взаимодействует с рабочим телом, передавая последнему кинетическую и потенциальную энергию. В результате возникает направленный к выходу из лопаточного венца рабочего колеса поток сжимаемого рабочего тела, который поступает из межлопаточных каналов лопаточного венца рабочего колеса ротора на лопатки и в межлопаточные каналы направляющего аппарата статора первой ступени. После выравнивания в направляющем аппарате поток поступает в последующие ступени КНД.When the compressor is operating, each blade of the impeller of the first stage of the KND rotor interacts with the working fluid, transferring the kinetic and potential energy to the latter. The result is a flow of a compressible working fluid directed towards the exit from the impeller rim of the impeller, which flows from the interscapular channels of the impeller rim of the rotor impeller to the blades and into the interscapular channels of the stator guide apparatus of the first stage. After alignment in the guiding apparatus, the flow enters the subsequent stages of the low pressure switch.
В процессе реализации разработанной в изобретении конструкции лопатки рабочего колеса первой ступени ротора КНД технический результат достигается только при установке лопатки в рабочем колесе с ориентацией профиля пера 1 в корневом сечении лопатки под углом αк к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к радиальной оси пера 1, в диапазоне угловых значений αк=(17÷27)°. В качестве оси пера 1 лопатки принята единственная прямая продольная ось профиля пера, совпадающая с осью закрутки профиля. В качестве оси ротора принята ось вращения ротора.In the process of implementing the design of the impeller blade of the first 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
В сочетании с одновременным согласованным удовлетворением условий соответствия найденных в изобретении геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации пера и градиентов их изменения по высоте лопатки. При назначении угла αк в корневом сечении лопатки, принятом из интервала значений αк=(17÷27)°, найденного в изобретении с учетом углов установки профиля пера последующих ступеней ротора компрессора, достигаются наиболее высокие значения КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса лопатки.In combination with the simultaneous coordinated satisfaction of the matching conditions of the geometric and aerodynamic parameters of the spatial configuration of the pen and the gradients of their variation along the height of the scapula found in the invention. When assigning the angle α to the root section of the blade, taken from the interval of values α to = (17 ÷ 27) °, found in the invention, taking into account the installation angles of the pen profile of the subsequent stages of the compressor rotor, the highest values of efficiency, reserves of the compressor compressor and the resource of the blade .
При уменьшении угла αк<17° существенно ограничивается диапазон газодинамической устойчивости работы компрессора, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва воздушного потока с выпуклой спинки 10 лопатки с результирующей потерей ГДУ. С увеличением угла αк>27° возрастает риск срыва воздушного потока с корыта 9 пера 1 лопатки и снижается КПД. Кроме того, при увеличении угла αк>27° неоправданно возрастают напряжения в лопатке на всех режимах работы КНД, что приводит к снижению ресурса, увеличению материалоемкости лопаток и в конечном счете к утяжелению компрессора и снижению эксплуатационной экономичности двигателя.With a decrease in the angle α to <17 °, the range of gas-dynamic stability of the compressor operation is significantly limited, the efficiency of the stage decreases, and the risk of an accidentally dangerous stall of the air flow from the convex back of the 10 blades with the resulting loss of the GDU increases. With an increase in the angle α to > 27 °, the risk of disruption of the air flow from the trough 9 of the
Аналогичные процессы имеют место с получением положительного результата при соблюдении и отрицательного при выходе за пределы найденных в группе изобретений границ диапазонов градиентов Gy.п по длине Lcp пера 1 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера лопатки со значениями градиента Gy.п<124,0 [град/м] существенно ограничивается диапазон ГДУ работы КНД, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 10 лопатки с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды 12 пера 1 по длине лопатки до значений градиента Gy.x, превышающих верхний принятый по изобретению предел Gy.x>186,8 [град/М], приводит к недопустимому уменьшению угла раскрытия периферийного участка пера 1 лопатки, что в свою очередь приводит к снижению КПД, негативному уменьшению диапазона ГДУ компрессора и недопустимому рассогласованию работы первой ступени ротора с последующими ступенями компрессора низкого давления. Градиент Gy.х увеличения хорды 12 пера 1 лопатки по средней длине Lcp пера 1 лопатки характеризует парусность пера 1, образованную в результате углового расхождения входной и выходной боковых кромок 5 пера 1 от втулки до периферийного торца 6.Similar processes take place with obtaining a positive result when observing and negative when going beyond the boundaries of the gradient ranges G y.p found in the group of inventions along the length L cp of pen 1 of the blade. When performing a three-dimensional profile of the feather of the blade with the gradient values G y.p <124.0 [deg / m], the range of GDU operation of the LPC 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 10 blades with the resulting loss of GDU increases . An increase in the ratio of the difference in the angles of installation of the
Парусность пера 1 по высоте лопатки спрофилирована по упомянутому градиенту Gy.x углового расширения хорды 12 пера с заявленным диапазоном Gy.x=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м], что обеспечивает получение технического результата изобретения. Уменьшение отношения разности длин периферийной и корневой хорд пера 1 к средней длине Lcp пера (Gy.х<7,2·10-2) приводит к образованию недостаточной густоты заполнения периферийного кольцевого участка площади поперечного сечения проточной части лопаточного венца периферийными участками пера 1 лопаток в проекции на условную плоскость, нормальную к оси ротора. Как следствие возникает недопустимое снижение запаса ГДУ, сужение диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора и существенному снижению КПД за счет возможного срыва воздушного потока со спинки 10 лопатки. Увеличение (Gy.x>10,7·10-2) приводит к неоправданному увеличению потерь от трения потока о профиль пера 1 лопатки и к снижению КПД компрессора.
Повышение ресурса лопатки в два раза достигается при соблюдении условия соотношения разности толщин к средней длине пера 1 лопатки, принимаемого в пределах найденного в изобретении указанного диапазона значений градиента Gy.т=(1,25÷1,53)·10-2 [м/м] за счет обеспечения требуемой статической и динамической жесткости при оптимальной материалоемкости профиля пера 1 лопатки.An increase in the resource of the blade by two times is achieved if the condition of the ratio of the difference in thickness to the average length of the
При значениях градиента Gy.т<1,25·10-2 [м/м] возникает излишнее повышение материалоемкости вследствие неоправданного реальными сочетаниями нагрузок увеличения толщины периферийной части лопатки, что приводит к завышению массы компрессора и снижению экономичности двигателя.When the gradient values G y.t <1.25 · 10 -2 [m / m], an excessive increase in material consumption occurs due to the increase in the thickness of the peripheral part of the blade that is not justified by real load combinations, which leads to an overestimation of the compressor mass and a decrease in engine efficiency.
При значениях градиента Gy.т>1,53·10-2 [м/м] требуемое повышение ресурса лопатки не достигается из-за снижения динамической прочности в процессе эксплуатации компрессора вследствие неоправданного возрастания параметров изгибных колебаний профиля пера 1 при недопустимом уменьшении максимальной толщины профиля в наиболее нагруженной периферийной части длины пера лопатки.When the gradient values G y.t > 1,53 · 10 -2 [m / m] the required increase in the resource of the blade is not achieved due to a decrease in dynamic strength during operation of the compressor due to an unjustified increase in the parameters of bending vibrations of the profile of
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса первой ступени достигают повышения КПД и расширения диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя без увеличения материалоемкости лопатки.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the blades of the impeller of the first stage, they increase the efficiency and expand the range of gas-dynamic stability modes of the engine’s low pressure without increasing the material consumption of the blades.
Claims (5)
Gз.п=(αп-αк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м],
где αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к радиальной оси лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки; причем перо лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gy.x,
Gy.x=(Lп.x-Lк.x)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],
где Lп.x - длина периферийной хорды, соединяющей кромки пера лопатки; Lк.x - длина корневой хорды, соединяющей кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.1. The blade of the grooved disk of the impeller of the rotor of the compressor of low pressure (KND) turbojet engine (turbojet engine), including the flow part, limited along the peripheral contour of the engine housing, characterized in that it contains a feather with a radial axis and a shank with a longitudinal axis and is intended for installation in any of the grooves of the disk of the impeller of the first stage, for which the shank of the blade has a longitudinal axis, coaxial or parallel to the geometric axis of the groove of the disk and forming with the axis of the rotor in the projection on the conditional axial plane normal to the radial axis of the blade feather, blade angle α 0 , defined in the range α 0 = (17 ÷ 27) °; in addition, the blade feather is made with a variable axial twist relative to the axis of the rotor, increasing with radial distance from the axis of the rotor shaft with a pen twist gradient G zp defined in the projection onto said conditional axial plane in the range
G s.p. = (α p -α k ) / L cp = (124.0 ÷ 186.8) [deg / m],
where α to is the projection of the angle of twist of the chord of the root section of the feather of the blade relative to the axis of the rotor in the conditional axial plane of the rotor normal to the radial 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, the blade feather is made with lateral edges diverging to the peripheral end with a gradient of increasing chords G yx ,
G yx = (L p.x -L c.x ) / L cp = (7.2 ÷ 10.7) · 10 -2 [m / m],
where L p.x - the length of the peripheral chord connecting the edges of the feather blades; L K..x is the length of the root chord connecting the 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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014115934/06A RU2565138C1 (en) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014115934/06A RU2565138C1 (en) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2565138C1 true RU2565138C1 (en) | 2015-10-20 |
Family
ID=54327056
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014115934/06A RU2565138C1 (en) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2565138C1 (en) |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
RU2636998C1 (en) * | 2016-12-14 | 2017-11-29 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Second stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring |
Citations (4)
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 |
CN202209313U (en) * | 2011-09-19 | 2012-05-02 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | First-level blade of gas compressor used for high-power gas turbine |
-
2014
- 2014-04-22 RU RU2014115934/06A patent/RU2565138C1/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 |
CN202209313U (en) * | 2011-09-19 | 2012-05-02 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | First-level blade of gas compressor used for high-power gas turbine |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
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 |
RU2636998C1 (en) * | 2016-12-14 | 2017-11-29 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Second stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2565138C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade | |
RU2565091C1 (en) | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) | |
RU2603382C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (versions) | |
RU2565114C1 (en) | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) | |
RU2565108C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions) | |
RU2581990C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine engine | |
RU2565092C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade | |
RU2565123C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade | |
RU155495U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU2596915C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) | |
RU2565135C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade | |
RU149745U1 (en) | TURBOJET ENGINE COMPRESSOR ROTOR ROTOR BLADE | |
RU2612282C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller | |
RU155492U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155604U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU2581981C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) | |
RU155605U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155493U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU2603379C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
RU2603383C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions) | |
RU155603U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155498U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU2603380C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
RU155491U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU155607U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |