RU2567887C1 - Gas turbine engine compressor rotor - Google Patents

Gas turbine engine compressor rotor Download PDF

Info

Publication number
RU2567887C1
RU2567887C1 RU2014132732/06A RU2014132732A RU2567887C1 RU 2567887 C1 RU2567887 C1 RU 2567887C1 RU 2014132732/06 A RU2014132732/06 A RU 2014132732/06A RU 2014132732 A RU2014132732 A RU 2014132732A RU 2567887 C1 RU2567887 C1 RU 2567887C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor
shaft
gas turbine
compressor rotor
coupling nut
Prior art date
Application number
RU2014132732/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Иванович Тупкин
Леонид Шмерович Нихамкин
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority to RU2014132732/06A priority Critical patent/RU2567887C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2567887C1 publication Critical patent/RU2567887C1/en

Links

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engines, particularly, to weldless joint of discs in compressor rotor. Gas turbine engine compressor rotor (1) comprises shaft (8) with coupling nut (10) ahead of front impeller (6) and conical shell ring (7) coupled with said shaft (8) behind the rotor. Shaft (8) is a solid body between said coupling nut (10) and turbine rotor flange joint (11) and integral with conical shell ring (7). Mid wheel (12) is arranged behind the front impeller (6) and made integral therewith or welded thereto.
EFFECT: higher reliability of the rotor, lower labour input at its production.
2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к соединению без сварки дисков в роторе компрессора.The invention relates to gas turbine engines for aviation and ground applications, namely to the connection without welding discs in the compressor rotor.

Известна конструкция ротора компрессора, в котором шлицы всех дисков расположены на выносных упругих элементах (патент RU №2235922, F04D 29/60, опубл. 10.09.2004 г.).A known compressor rotor design, in which the slots of all disks are located on external elastic elements (patent RU No. 2235922, F04D 29/60, publ. 10.09.2004,).

Недостатком известной конструкции является наличие статически неопределимой конструкции из-за стяжки двумя гайками по торцам ступиц дисков и стяжки за счет упругости дисков и по ободам. При этом на одних переменных режимах (приемистости) теряется затяжка (появляется зазор в стыках) по ступицам, на других режимах (сбросах) теряется затяжка (появляется зазор в стыках) по ободам.A disadvantage of the known design is the presence of a statically indeterminate structure due to the screed with two nuts at the ends of the hubs of the discs and the screed due to the elasticity of the discs and rims. At the same time, in some alternating modes (throttle response), the puff is lost (there is a gap at the joints) over the hubs, in other modes (discharges) the puff is lost (a gap appears at the joints) over the rims.

Наиболее близкой к заявляемому изобретению является конструкция ротора компрессора, в котором перед ротором расположена стяжная гайка, а за ротором - конусная обечайка, соединенная с валом болтовым соединением (патент RU №2347111, F04D 29/32, опубл. 20.02.2009 г.).Closest to the claimed invention is the design of the compressor rotor, in which a coupling nut is located in front of the rotor, and a conical shell connected to the shaft with a bolt connection behind the rotor (patent RU No. 2347111, F04D 29/32, published on 02.20.2009).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее недостаточная поперечная жесткость, а также увеличенная трудоемкость из-за болтового соединения в задней части ротора.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its insufficient lateral stiffness, as well as increased labor intensity due to the bolted connection at the rear of the rotor.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности ротора компрессора, а также в уменьшении трудоемкости при его изготовлении за счет исключения болтового соединения вала ротора с конусной обечайкой и выполнения промежуточного диска заодно с передним рабочим колесом или приваренным к переднему рабочему колесу.The technical result of the claimed invention is to increase the reliability of the compressor rotor, as well as to reduce the complexity in its manufacture by eliminating the bolt connection of the rotor shaft with the conical shell and making the intermediate disk integral with the front impeller or welded to the front impeller.

Указанный технический результат достигается тем, что в роторе компрессора газотурбинного двигателя, включающем вал со стяжной гайкой перед передним рабочим колесом и конусную обечайку за ротором, соединенную с валом, согласно изобретению вал выполнен цельным от стяжной гайки до стыка с фланцем ротора турбины и зацело с конусной обечайкой.The specified technical result is achieved in that in the compressor rotor of a gas turbine engine including a shaft with a coupling nut in front of the front impeller and a conical shell behind the rotor connected to the shaft, according to the invention, the shaft is made integral from the coupling nut to the junction with the turbine rotor flange and is integral with the conical the shell.

При этом за передним рабочим колесом расположен промежуточный диск, выполненный в виде единого целого с передним рабочим колесом или приваренным к переднему рабочему колесу.At the same time, an intermediate disk is located behind the front impeller, made as a whole with the front impeller or welded to the front impeller.

Выполнение вала цельным (нераздельным, без стыков) от стяжной гайки до стыка с фланцем ротора турбины и зацело (как единое целое) с конусной обечайкой исключает болтовое соединение вала ротора с конусной обечайкой, что повышает надежность ротора компрессора и уменьшает трудоемкость при его изготовлении.The implementation of the shaft integral (inseparable, without joints) from the coupling nut to the junction with the turbine rotor flange and integrally (as a whole) with the conical shell eliminates the bolt connection of the rotor shaft with the conical shell, which increases the reliability of the compressor rotor and reduces the complexity of its manufacture.

Выполнение промежуточного диска в виде единого целого с передним рабочим колесом или приваренным к переднему рабочему колесу увеличивает жесткость ротора компрессора и позволяет разгрузить выходные кромки лопаток и кольцевую проставку между колесами от повышенных напряжений.The execution of the intermediate disk as a whole with the front impeller or welded to the front impeller increases the stiffness of the compressor rotor and allows you to unload the output edges of the blades and the annular spacer between the wheels from high voltages.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен продольный разрез ротора компрессора газотурбинного двигателя.The invention is illustrated by the drawing, which shows a longitudinal section of the rotor of the compressor of a gas turbine engine.

Ротор 1 компрессора 2 газотурбинного двигателя состоит из рабочих колес 3, имеющих шлицы 4 на выносных элементах 5, а также из переднего жесткого рабочего колеса 6. За ротором 1 установлена конусная обечайка 7. Ротор стянут центральной стяжкой при помощи упругого вала 8. Рабочие колеса 3 стянуты по ободам 9 колес при помощи стяжной гайки 10. Вал 8 выполнен цельным от стяжной гайки 10 до стыка с фланцем 11 ротора турбины (не показана) и зацело с конусной обечайкой 7. За передним рабочим колесом 6 выполнен промежуточный диск 12 заодно (в виде единого целого) с передним рабочим колесом 6 или приваренным к переднему рабочему колесу 6. Рабочие колеса 3 имеют ступицу 13.The rotor 1 of the compressor 2 of the gas turbine engine consists of impellers 3 having slots 4 on the external elements 5, as well as a front hard impeller 6. Behind the rotor 1 there is a conical shell 7. The rotor is pulled by a central coupler using an elastic shaft 8. Impellers 3 tightened along the rims of 9 wheels with a coupling nut 10. The shaft 8 is made integral from the coupling nut 10 to the junction with the flange 11 of the turbine rotor (not shown) and integrally with the conical shell 7. An intermediate disk 12 is integral at the front of the impeller 6 (in the form whole) with a front impeller 6 or welded to the front impeller 6. The impellers 3 have a hub 13.

Работает устройство следующим образом.The device operates as follows.

При работе двигателя из-за воздействия центробежных сил вытягивается ступица 13 рабочих колес 3, при этом из-за расположения шлиц 4 на выносных элементах 5 рабочие колеса 3 разгружены от воздействия центробежных сил, а нагружены только передачей крутящего момента. Для устранения прогиба ротора 1 в поперечном направлении выполнена стяжка по ободам 9 колес 3, при этом переднее колесо 6 имеет промежуточный диск 12 для увеличения жесткости всего ротора 1. Упругий вал 8, имея увеличенную вытяжку при сборке со стяжной гайкой 10, обеспечивает сохранение затяжки по ободам 9 рабочих колес 3 (отсутствие зазоров в стыках) на всех режимах работы двигателя.When the engine is running, due to the action of centrifugal forces, the hub 13 of the impellers 3 is pulled out, while due to the location of the slots 4 on the external elements 5, the impellers 3 are unloaded from the action of centrifugal forces, and are loaded only with torque transmission. To eliminate the deflection of the rotor 1 in the transverse direction, a screed was made along the rims 9 of the wheels 3, while the front wheel 6 has an intermediate disk 12 to increase the stiffness of the entire rotor 1. The elastic shaft 8, having an increased hood during assembly with the coupling nut 10, ensures that the rims 9 impellers 3 (no gaps in the joints) at all engine operating modes.

Claims (2)

1. Ротор компрессора газотурбинного двигателя, включающий вал со стяжной гайкой перед передним рабочим колесом и конусную обечайку за ротором, соединенную с валом, отличающийся тем, что вал выполнен цельным от стяжной гайки до стыка с фланцем ротора турбины и зацело с конусной обечайкой.1. The compressor rotor of a gas turbine engine, including a shaft with a coupling nut in front of the front impeller and a conical shell behind the rotor, connected to the shaft, characterized in that the shaft is made from a coupling nut to the junction with the turbine rotor flange and is integral with the conical shell. 2. Ротор компрессора по п. 1, отличающийся тем, что за передним рабочим колесом расположен промежуточный диск, выполненный в виде единого целого с передним рабочим колесом или приваренным к переднему рабочему колесу. 2. The compressor rotor according to claim 1, characterized in that an intermediate disk is located behind the front impeller, made as a unit with the front impeller or welded to the front impeller.
RU2014132732/06A 2014-08-08 2014-08-08 Gas turbine engine compressor rotor RU2567887C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014132732/06A RU2567887C1 (en) 2014-08-08 2014-08-08 Gas turbine engine compressor rotor

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014132732/06A RU2567887C1 (en) 2014-08-08 2014-08-08 Gas turbine engine compressor rotor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2567887C1 true RU2567887C1 (en) 2015-11-10

Family

ID=54537225

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014132732/06A RU2567887C1 (en) 2014-08-08 2014-08-08 Gas turbine engine compressor rotor

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2567887C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2614018C1 (en) * 2016-03-22 2017-03-22 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor shaft bearing of low-pressure compressor of turbojet engine (versions), cylinder constituent of rotor shaft, external tightening component of rotor shaft

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1666811A1 (en) * 1989-08-07 1991-07-30 Всесоюзный научно-исследовательский и конструкторско-технологический институт компрессорного машиностроения Сумского научно-производственного объединения им.М.В.Фрунзе Rotor of centrifugal compressor
RU2347111C2 (en) * 2007-02-21 2009-02-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Rotor of gas turbine engine compressor
EP2386763A2 (en) * 2010-05-11 2011-11-16 Nuovo Pignone S.p.A. Balancing piston
WO2014037523A1 (en) * 2012-09-07 2014-03-13 Siemens Aktiengesellschaft Method for assembling and disassembling a rotor having a number of rotor components of an axial flow turbomachine and such a rotor

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1666811A1 (en) * 1989-08-07 1991-07-30 Всесоюзный научно-исследовательский и конструкторско-технологический институт компрессорного машиностроения Сумского научно-производственного объединения им.М.В.Фрунзе Rotor of centrifugal compressor
RU2347111C2 (en) * 2007-02-21 2009-02-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Rotor of gas turbine engine compressor
EP2386763A2 (en) * 2010-05-11 2011-11-16 Nuovo Pignone S.p.A. Balancing piston
WO2014037523A1 (en) * 2012-09-07 2014-03-13 Siemens Aktiengesellschaft Method for assembling and disassembling a rotor having a number of rotor components of an axial flow turbomachine and such a rotor

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2614018C1 (en) * 2016-03-22 2017-03-22 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor shaft bearing of low-pressure compressor of turbojet engine (versions), cylinder constituent of rotor shaft, external tightening component of rotor shaft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104736799B (en) The fixed part of turbine nozzle constructs and employs the turbine of this fixed part structure
FR2982635B1 (en) AUBES WHEEL FOR A TURBOMACHINE
TWI725001B (en) Impeller assembly for centrifugal pumps
RU2016141097A (en) LOAD REDUCTION FROM AXIAL EFFORT IN A TURBO COMPRESSOR
WO2009041460A1 (en) Compressor
KR101437319B1 (en) Diffuser for centrifugal compressor and centrifugal compressor with same
CN103562557B (en) A kind of turbine engine, centrifugal compressor and the impeller for centrifugal compressor
RU2007102521A (en) STAINLESS STEERING BLADES ASSEMBLY FOR SECTOR DISTRIBUTION IN A COMPRESSOR OF A GAS TURBINE ENGINE
RU2015112596A (en) METHOD OF ASSEMBLY, APPROPRIATELY DISASSEMBLY, CONTAINING MANY ROTARY STRUCTURAL ELEMENTS OF A TURBO MACHINE ROTOR WITH AXIAL FLOW PASSING AND SUCH A ROTOR
RU2567887C1 (en) Gas turbine engine compressor rotor
CN105392963B (en) Rotor for heat turbine
RU2011135908A (en) SUPERSONIC COMPRESSOR ROTOR AND SUPERSONIC COMPRESSOR UNIT
RU2347111C2 (en) Rotor of gas turbine engine compressor
JP2016522357A5 (en)
GB2547846A (en) Compressor and turbocharger
RU2451840C2 (en) Compressor rotor of gas-turbine engine
JP2013139794A5 (en)
JP5480965B2 (en) Low pressure turbine
RU2506428C1 (en) Multistage gas turbine
RU2396468C1 (en) Gas turbine engine compressor rotor
RU2453709C1 (en) Gas turbine engine turbine rotor
RU92694U1 (en) AXIAL COMPRESSOR ROTOR DISC CONNECTOR ASSEMBLY OF A GAS TURBINE ENGINE
RU2014121915A (en) LOW PRESSURE COMPRESSOR SHAFT ROTOR SECTION OF TURBO-REACTIVE ENGINE (OPTIONS)
RU2470170C1 (en) Gas turbine engine rotor
RU2506427C1 (en) Gas turbine engine turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20190923

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210325

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210520

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20210701

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20211018

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20220426