RU2573408C2 - Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) - Google Patents
Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2573408C2 RU2573408C2 RU2014121915/06A RU2014121915A RU2573408C2 RU 2573408 C2 RU2573408 C2 RU 2573408C2 RU 2014121915/06 A RU2014121915/06 A RU 2014121915/06A RU 2014121915 A RU2014121915 A RU 2014121915A RU 2573408 C2 RU2573408 C2 RU 2573408C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- rim
- stage
- section
- rotor shaft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД).The group of inventions relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to low-pressure compressors (LPC) of aircraft turbojet engines (turbojet engines).
Известен вал ротора многоступенчатой турбины двигателя, включающий диски первой, второй и третьей ступени с возможностью оснащения рабочими лопатками. Диски контактируют между собой нижними фланцами. В окружном направлении зафиксированы штифтами, образуя внутренний силовой пояс. Диск третьей ступени с помощью фланца прикреплен к валу (RU 2211337 С1, опубл. 27.08.2003).Known rotor shaft of a multi-stage turbine of an engine, including disks of the first, second and third stages with the possibility of equipping with working blades. Disks contact each other with lower flanges. In the circumferential direction are fixed with pins, forming an internal power belt. The disk of the third stage by means of a flange is attached to the shaft (RU 2211337 C1, publ. 08.27.2003).
Известен вал ротора барабанно-дискового типа осевого компрессора двигателя с дисками, попарно объединенными в ступени и расположенными последовательно по потоку в продольной плоскости сечения барабана. Оба диска каждой ступени соединены между собой с помощью кольцевого бурта первого диска и посадочного пояска в полотне второго диска. Кольцевой бурт второго диска образует трактовую барабанную оболочку, выполняя роль проставки между вторым и первым дисками каждой последующей рабочей ступени. На ободах дисков выполнены клиновидные кольцевые углубления, которые образуют кольцевой паз типа "ласточкин хвост" для контакта с клиновидными кольцевыми выступами на торцах полок рабочих лопаток ротора (RU 2269678 С1, опубл. 10.02.2006).Known rotor shaft of a drum-disk type axial compressor of the engine with disks pairwise combined in stages and arranged sequentially downstream in the longitudinal plane of the drum cross-section. Both disks of each stage are interconnected by means of an annular collar of the first disk and a landing belt in the canvas of the second disk. The annular collar of the second disk forms a tract drum shell, acting as a spacer between the second and first disks of each subsequent working stage. On the rims of the disks, wedge-shaped annular recesses are made, which form an annular dovetail groove for contact with the wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the rotor blades (RU 2269678 C1, publ. 02.10.2006).
Известен вал ротора компрессора низкого давления (КНД), включающий систему из четырех дисков, каждый из которых содержит обод для установки и приведения во вращение рабочих лопаток, сообщенный с валом турбины низкого давления (ТНД) турбореактивного двигателя (ТРД) (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. 249-259).Known rotor shaft of a low pressure compressor (LPC), comprising a system of four disks, each of which contains a rim for installing and driving rotor blades, in communication with a shaft of a low pressure turbine (HPH) of a turbojet engine (turbojet engine) (N.N. Sirotin , AS Novikov, AG Paykin, AN Sirotin. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. Moscow. Science 2011. pp. 249-259).
К недостаткам известных решений относятся отсутствие системы выбора совокупности необходимых параметров дисков, образующих конфигурацию вала ротора и влияющих на площадь проходного сечения проточной части и размещение на ободе диска пазов и лопаток, формирующих аэродинамические процессы взаимодействия вала ротора с потоком рабочего тела, вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации дисков и угловой ориентации пазов в ободах дисков, 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 вала ротора при минимуме материалоемкости дисков и их соединений в конструкции вала.The disadvantages of the known solutions include the lack of a system for selecting the set of necessary parameters of the disks forming the configuration of the rotor shaft and affecting the area of the flow section of the flow passage and placing grooves and blades on the disk rim that form the aerodynamic processes of the interaction of the rotor shaft with the flow of the working fluid, due to the lack of specification of the geometric ranges and aerodynamic parameters of the spatial configuration of the disks and the angular orientation of the grooves in the rims of the disks, as well as the complexity of teachings compromise combination of increased efficiency values stocks dynamic stability (CDB) of the compressor and as a consequence, the complexity of optimal dynamic strength and increased life of the rotor shaft with a minimum of material consumption discs and their connections in the shaft structure.
Задача настоящего изобретения состоит в разработке вала ротора барабанно-дисковой конструкции КНД ТРД с дисками улучшенной аэродинамической конфигурации, пространственной жесткости узлов и элементов соединения дисков вала ротора, обеспечивающими получение параметров вала, а также внутреннего контура и проходного сечения проточной части, формируемых дисками и проставками вала, необходимыми для повышения КПД, газодинамической устойчивости и ресурса без увеличения материалоемкости компрессора.The objective of the present invention is to develop a rotor shaft of a drum-type design of the low pressure turbojet engine with disks of improved aerodynamic configuration, spatial stiffness of the nodes and connection elements of the rotor shaft disks, providing parameters of the shaft, as well as the inner contour and the flow passage section formed by the disks and shaft spacers necessary to increase efficiency, gas-dynamic stability and resource without increasing the material consumption of the compressor.
Поставленная задача решается тем, что секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, согласно изобретению выполнена в качестве первой секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и цилиндрическую проставку, снабженную фланцем, при этом секция выполнена неразборной, причем каждый диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, а обод каждого диска снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов для замкового соединения с рабочими лопатками ротора, причем продольная ось каждого из пазов диска первой ступени образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза, угол α, определенный в диапазоне значений α=(19÷25)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(4,777÷6,688) [ед./рад], при этом обод диска первой ступени выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения G1 об, определенным в диапазонеThe problem is solved in that the section of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a turbojet engine, comprising a housing with a flow part, according to the invention is made as the first section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a pin for the front support of the rotor shaft, a disk of the first stage, a second disk steps and a cylindrical spacer equipped with a flange, wherein the section is non-separable, each disk being made in the form of a single element including a rim turning into an annular web reinforced with a stup a center provided with a central hole, and the rim of each disk is provided on the side facing the flowing part with a system of grooves for interlocking with rotor rotor blades, the longitudinal axis of each of the grooves of the first stage disk forming a normal axis with the rotor axis in projection onto a conventional axial plane to the radius drawn through the central point of the axis of the groove, the angle α defined in the range of values α = (19 ÷ 25) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (4,777 ÷ 6,688) [units / rad], while the rim of the disk of the first stage in performed with increasing radius from the entrance to the exit from the section with a gradient of radial expansion G 1 rev defined in the range
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска первой ступени, а Воб - осевая ширина диска первой ступени; кроме того обод диска первой ступени асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, тыльная из которых превышает ширину фронтальной не менее чем в два раза, при этом радиус диска от оси ротора до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,32÷0,55) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the first stage, and In about - the axial width of the disk of the first stage; in addition, the rim of the disk of the first stage is asymmetrically connected to the disk web with the formation of different-shaped annular conical inclined shelves, the rear of which exceeds the frontal width by at least two times, while the radius of the disk from the rotor axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the disk web is ( 0.32 ÷ 0.55) from the radius of the peripheral contour of the engine flow path.
При этом конфигурация поперечного сечения пазов обода диска первой ступени может быть выполнена по типу «ласточкин хвост».In this case, the configuration of the cross section of the grooves of the rim of the disk of the first stage can be performed according to the dovetail type.
Участки внешней поверхности обода дисков первой и второй ступени между пазами для лопаток ротора могут быть выполнены образующими внутреннюю поверхность проточной части двигателя.The sections of the outer surface of the rim of the disks of the first and second stages between the grooves for the rotor blades can be made forming the inner surface of the flowing part of the engine.
Фронтальная полка обода диска первой ступени может быть снабжена в осевой плоскости каждого паза сквозным отверстием для пропуска фиксатора хвостовика лопатки.The front shelf of the rim of the disk of the first stage can be provided in the axial plane of each groove with a through hole for passing the blade shank retainer.
Тыльная полка обода диска первой ступени может быть развита на ширину, достаточную для размещения в указанной полке элементов лабиринтного уплотнения и обеспечения контакта с ответной фронтальной полкой обода диска второй ступени.The rear shelf of the rim of the disk of the first stage can be developed to a width sufficient to accommodate elements of the labyrinth seal in the indicated shelf and ensure contact with the mating front shelf of the rim of the disk of the second stage.
По второму варианту поставленная задача решается тем, что секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, согласно изобретению выполнена в качестве первой секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает последовательно соединенные цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и завершающую указанную секцию вала ротора кольцевую цилиндрическую проставку, снабженную фланцем для разъемного соединения с последующей секцией вала ротора, при этом секция выполнена неразборной, причем каждый диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, а обод каждого диска снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов, обеспечивающих возможность замкового соединения с рабочими лопатками ротора, причем обод диска первой ступени выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом, а образующая внешней поверхности обода диска первой ступени составляет с осью вала в осевой плоскости последнего угол φ=(17÷27)°.According to the second embodiment, the task is solved in that the section of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a turbojet engine, comprising a housing with a flow part, according to the invention is made as the first section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a pin connected in front to the front support of the rotor shaft, disk the first stage, the disk of the second stage and the annular cylindrical spacer, equipped with a flange for detachable connection with the subsequent shaft section, completing the indicated section of the rotor shaft the rotor, while the section is made non-separable, with each disk made in the form of a single element, including a rim turning into an annular web reinforced with a hub provided with a central hole, and the rim of each disk is equipped with a groove system on the side facing the flow part, which makes it possible to lock connection with the rotor blades, and the rim of the disk of the first stage is made with increasing radius from the entrance to the exit of the section, and the generatrix of the outer surface of the rim of the disk of the first stage is with the axis In the axial plane of the latter, the angle φ = (17 ÷ 27) °.
При этом обод диска первой ступени может быть выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения G1 об, определенным в диапазонеIn this case, the rim of the disk of the first stage can be made with increasing radius from the entrance to the exit from the section with a gradient of radial expansion G 1 rev defined in the range
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска первой ступени, а Воб - осевая ширина обода диска первой ступени.wherein R max and R min - minimum and maximum radii of the outer surface of the first stage disk rim, and in an - axial width of the disk rim first stage.
Обод диска первой ступени может быть асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, тыльная из которых превышает ширину фронтальной не менее чем в два раза, при этом радиус диска от оси ротора до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,324-0,55) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The rim of the disk of the first stage can be asymmetrically connected to the disk web with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves, the rear of which exceeds the frontal width by at least two times, while the radius of the disk from the rotor axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the disk web is ( 0.324-0.55) from the radius of the peripheral contour of the engine flow path.
Обод диска первой ступени может быть снабжен со стороны, обращенной к проточной части двигателя, системой пазов, предназначенных для последующего размещения лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза, угол α, определенный в диапазоне значений α=(19÷25)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(4,777÷6,688) [ед./рад].The rim of the disk of the first stage can be equipped with a system of grooves for the subsequent placement of the blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor in projection onto a conditional axial plane normal to the radius drawn through the center point of the axis the groove, the angle α, defined in the range of values α = (19 ÷ 25) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (4,777 ÷ 6,688) [units / rad].
Полотно диска первой ступени с фронтальной стороны может быть снабжено в зоне, примыкающей к ободу, расположенным под ободом коническим кольцевым элементом, который выполнен с углом наклона образующей к геометрической оси диска, превышающим угол наклона образующей внешней поверхности обода и принятым в диапазоне β=(52÷72)°, а также с возможностью силового соединения с коническим элементом цапфы передней опоры.The canvas of the disk of the first stage from the front side can be provided in the area adjacent to the rim, located under the rim by a conical ring element, which is made with an inclination angle of the generatrix to the geometric axis of the disk, exceeding the angle of inclination of the generatrix of the outer surface of the rim and adopted in the range β = (52 ÷ 72) °, and also with the possibility of power connection with the conical element of the axle of the front support.
По третьему варианту поставленная задача решается тем, что секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, согласно изобретению выполнена в качестве первой секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает последовательно соединенные цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и цилиндрическую проставку, снабженную фланцем, при этом секция выполнена неразборной, причем каждый диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, а обод каждого диска снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов для последующего замкового соединения с рабочими лопатками ротора, при этом продольная ось каждого из пазов диска второй ступени образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза, угол α, определенный в диапазоне значений α=(21÷27)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска, причем обод диска второй ступени выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения G2 об, определенным в диапазонеAccording to the third embodiment, the task is solved in that the section of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a turbojet engine, comprising a housing with a flow part, according to the invention is made as the first section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a pin connected to the front support of the rotor shaft, disk the first stage, the disk of the second stage and a cylindrical spacer provided with a flange, while the section is made non-separable, and each disk is made in the form of a single element, including both e, turning into an annular web reinforced by a hub provided with a central hole, and the rim of each disk is provided on the side facing the flow part with a system of grooves for subsequent locking connection with the working blades of the rotor, while the longitudinal axis of each of the grooves of the disk of the second stage forms the rotor axis in the projection onto the conditional axial plane normal to the radius drawn through the center point of the groove axis, the angle α defined in the range of values α = (21 ÷ 27) °, and the grooves are uniformly spaced around the perimeter of the disk, and the second stage disk rim adapted increasing from the inlet to the outlet section of radius with a gradient of radial expansion on G 2 as defined in the range
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска второй ступени, а Воб - осевая ширина обода диска второй ступени; при этом радиус диска второй ступени от оси ротора до верхней поверхности обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,42÷0,70) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the second stage, and In about - the axial width of the rim of the disk of the second stage; the radius of the disk of the second stage from the axis of the rotor to the upper surface of the rim in the middle plane of the blade web is (0.42 ÷ 0.70) from the radius of the peripheral contour of the engine duct.
При этом конфигурация поперечного сечения пазов обода диска второй ступени может быть выполнена по типу «ласточкин хвост».In this case, the configuration of the cross section of the grooves of the rim of the disk of the second stage can be performed according to the dovetail type.
Участки внешней поверхности обода дисков первой и второй ступени между пазами для лопаток ротора могут быть выполнены образующими внутреннюю поверхность проточной части двигателя.The sections of the outer surface of the rim of the disks of the first and second stages between the grooves for the rotor blades can be made forming the inner surface of the flowing part of the engine.
Тыльная полка обода диска второй ступени может быть снабжена в осевой плоскости каждого паза сквозным отверстием для пропуска фиксатора хвостовика лопатки.The rear shelf of the rim of the disk of the second stage can be provided in the axial plane of each groove with a through hole for passing the blade shank lock.
Тыльная полка обода диска второй ступени может быть выполнена с возможностью неразъемного соединения с цилиндрической проставкой, имеющей ширину, достаточную для размещения на ней элементов лабиринтного уплотнения и обеспечения контакта с диском третьей ступени второй секции вала ротора.The rear shelf of the rim of the disk of the second stage can be made with the possibility of one-piece connection with a cylindrical spacer having a width sufficient to accommodate the elements of the labyrinth seal and ensure contact with the disk of the third stage of the second section of the rotor shaft.
По четвертому варианту поставленная задача решается тем, что секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, согласно изобретению выполнена в качестве первой секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает последовательно соединенные цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и завершающую указанную секцию вала ротора кольцевую цилиндрическую проставку, снабженную фланцем для возможного разборного соединения с последующей секцией вала ротора, при этом секция выполнена неразборной, причем каждый диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, а обод диска снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов, обеспечивающих возможность последующего замкового соединения с лопатками ротора, причем обод диска второй ступени выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом, а образующая внешней поверхности обода диска второй ступени первой секции составляет с осью вала в осевой плоскости последнего угол φ=(10÷20)°.According to the fourth embodiment, the task is solved in that the section of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a turbojet engine, comprising a housing with a flow part, according to the invention is made as the first section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a pin connected in front to the front support of the rotor shaft, disk of the first stage, the disk of the second stage and the annular cylindrical spacer equipped with a flange for possible detachable connection followed by the subsequent section of the rotor shaft th section of the rotor shaft, wherein the section is non-separable, each disk being made in the form of a single element including a rim turning into an annular web reinforced with a hub provided with a central hole, and the disk rim is provided with a groove system from the side facing the flow part, providing the possibility of subsequent locking connection with the rotor blades, and the rim of the disk of the second stage is made with increasing radius from the entrance to the exit of the section, and forming the outer surface of the rim of the disk of the second stage of the first se of the section with the axis of the shaft in the axial plane of the latter angle φ = (10 ÷ 20) °.
При этом обод диска второй ступени может быть выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения G2 об, определенным в диапазонеIn this case, the rim of the disk of the second stage can be made with increasing radius from the entrance to the exit from the section with a gradient of radial expansion of G 2 about , defined in the range
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска второй ступени, а Воб - осевая ширина обода диска второй ступени.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the second stage, and In about - the axial width of the rim of the disk of the second stage.
Радиус диска второй ступени от оси ротора до верхней поверхности обода в средней плоскости полотна диска второй ступени может составлять (0,42÷0,70) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The radius of the disk of the second stage from the axis of the rotor to the upper surface of the rim in the middle plane of the canvas of the disk of the second stage can be (0.42 ÷ 0.70) from the radius of the peripheral contour of the engine duct.
Обод диска второй ступени может быть снабжен со стороны, обращенной к проточной части двигателя, системой пазов, предназначенных для последующего размещения лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза, угол α, определенный в диапазоне значений α=(21-4-27)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(5,88÷7,96) [ед./рад].The rim of the disk of the second stage can be equipped with a system of grooves for the subsequent placement of the blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor in projection onto a conditional axial plane normal to the radius drawn through the center point of the axis the groove, the angle α, defined in the range of values α = (21-4-27) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency of Y = (5.88 ÷ 7.96) [units / rad].
Технический результат группы изобретений, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков вала ротора КНД ТРД, заключается в повышении КПД и расширении запаса газодинамической устойчивости в полном диапазоне режимов работы компрессора на 2,2% при повышении ресурса вала ротора в 2 раза.The technical result of the group of inventions, achieved by the above set of essential features of the rotor shaft of the low pressure turbojet engine, is to increase efficiency and expand the supply of gas-dynamic stability in the full range of compressor operating modes by 2.2% while increasing the resource of the rotor shaft by 2 times.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображен вал ротора компрессор низкого давления ТРД, продольный разрез;in FIG. 1 shows a rotor shaft of a low pressure turbojet compressor, a longitudinal section;
на фиг. 2 - фрагмент обода дисков первой секции вала ротора КНД, вид сверху.in FIG. 2 - a fragment of the rim of the disks of the first section of the shaft of the rotor KND, top view.
Секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, выполнена в качестве первой секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает цапфу 1 передней опоры вала ротора, диск 2 первой ступени, диск 3 второй ступени и цилиндрическую проставку 4, снабженную фланцем 5.The section of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a turbojet engine, comprising a housing with a flow part, is made as the first section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a pin 1 of the front support of the rotor shaft, disk 2 of the first stage, disk 3 of the second stage and a cylindrical spacer 4 equipped with a flange 5.
Первая секция выполнена неразборной. Каждый диск 2 и 3 выполнен в виде моноэлемента, включающего обод 6, переходящий в кольцевое полотно 7, усиленное ступицей 8, снабженной центральным отверстием 9. Обод 6 каждого диска 2, 3 снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов 10 для замкового соединения с рабочими лопатками 11 ротора.The first section is non-separable. Each disk 2 and 3 is made in the form of a single element including a
Продольная ось каждого из пазов 10 диска 2 первой ступени образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза 10, угол α, определенный в диапазоне значенийThe longitudinal axis of each of the
α=(19÷25)°. α = (19 ÷ 25) °.
Пазы 10 равномерно разнесены по периметру диска 2 с угловой частотой Y=(4,777÷6,688) [ед./рад].The
Обод 6 диска 2 первой ступени выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения G1 об, определенным в диапазонеThe
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности 14 обода 6 диска 2, а Воб - осевая ширина обода диска 2.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the
Обод 6 диска 2 первой ступени асимметрично соединен с полотном 7 диска 2 с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок 12 и 13. Тыльная полка 13 превышает ширину фронтальной полки 12 не менее чем в два раза. Радиус диска 2 от оси ротора до внешней поверхности 14 обода 6 в средней плоскости полотна 7 диска 2 составляет (0,32÷0,55) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The
Конфигурация поперечного сечения пазов 10 обода 6 диска 2 первой ступени выполнена по типу «ласточкин хвост».The configuration of the cross section of the
Участки внешней поверхности 14 обода 6 дисков 2 и 3 первой и второй ступени соответственно между пазами 10, предназначенными для последующей установки лопаток 11, выполнены образующими внутреннюю поверхность проточной части двигателя в зоне расположения дисков.The sections of the
Фронтальная полка 12 обода 6 диска 2 первой ступени снабжена в осевой плоскости каждого паза 10 сквозным отверстием (на чертежах не показано) для пропуска фиксатора хвостовика 15 лопатки 11.The front shelf 12 of the
Тыльная полка 13 обода 6 диска 2 первой ступени развита на ширину, достаточную для размещения в указанной полке элементов 16 лабиринтного уплотнения и обеспечения контакта с ответной фронтальной полкой 17 обода 6 диска 3 второй ступени с возможностью силового соединения с последней и передачи крутящего момента от ТНД.The rear shelf 13 of the
По второму варианту секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, выполнена в качестве первой секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает последовательно соединенные цапфу 1 передней опоры вала ротора, диск 2 первой ступени, диск 3 второй ступени и завершающую указанную секцию вала ротора кольцевую, преимущественно, цилиндрическую проставку 4, снабженную фланцем 5 для разъемного соединения с последующей секцией вала ротора.According to the second variant, the rotor shaft section of the low-pressure compressor of the turbojet engine, including the housing with the flow part, is made as the first section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a pin 1 of the front support of the rotor shaft, disk 2 of the first stage, disk 3 of the second steps and completing the indicated section of the rotor shaft, an annular, mainly cylindrical spacer 4, provided with a flange 5 for detachable connection with the subsequent section of the rotor shaft.
Первая секция выполнена неразборной. Каждый диск 2, 3 выполнен в виде моноэлемента, включающего обод 6, переходящий в кольцевое полотно 7, усиленное ступицей 8, снабженной центральным отверстием 9. Обод 6 каждого диска 2, 3 снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов 10, обеспечивающих возможность замкового соединения с рабочими лопатками 11 ротора.The first section is non-separable. Each disk 2, 3 is made in the form of a mono-element, including a
Обод 6 диска 2 первой ступени выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом. Образующая внешней поверхности 14 обода 6 диска 2 первой ступени составляет с осью вала в осевой плоскости последнего угол φ=(17÷27)°.The
Обод 6 диска 2 первой ступени выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения G1 об, определенным в диапазонеThe
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности 14 обода 6 диска 2, а Воб - осевая ширина обода диска 2.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the
Обод 6 диска 2 первой ступени асимметрично соединен с полотном 6 диска 2 с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок 12 и 13. Тыльная полка 13 превышает ширину фронтальной полки 12 не менее чем в два раза. Радиус диска 2 от оси ротора до внешней поверхности обода 6 в средней плоскости полотна 7 диска 2 составляет (0,32÷0,55) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The
Обод 6 диска 2 первой ступени снабжен со стороны, обращенной к проточной части двигателя, системой пазов 10, предназначенных для последующего размещения лопаток 11. Продольная ось каждого паза 10 образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза, угол α, определенный в диапазоне значений α=(19÷25)°. Пазы 10 равномерно разнесены по периметру диска 2 с угловой частотой Y=(4,777÷6,688) [ед./рад].The
Полотно 7 диска 2 первой ступени с фронтальной стороны снабжено в зоне, примыкающей к ободу 6, расположенным под ободом 6 коническим кольцевым элементом 18. Кольцевой элемент 18 выполнен с углом наклона образующей к геометрической оси диска 2, превышающим угол наклона образующей внешней поверхности 14 обода 6 и принятым в диапазоне β=(52÷72)°. Кольцевой элемент 18 выполнен для силового соединения с коническим элементом 19 цапфы 1 передней опоры и передачи через конический кольцевой элемент 18 диска 2 радиальных, осевых усилий и крутящего момента на элементы передней опоры ротора.The canvas 7 of the disk 2 of the first stage from the front side is provided in the area adjacent to the
По третьему варианту секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, выполнена в качестве первой секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает последовательно соединенные цапфу 1 передней опоры вала ротора, диск 2 первой ступени, диск 3 второй ступени и цилиндрическую проставку 4, снабженную фланцем 5.According to the third variant, the rotor shaft section of the low-pressure compressor of a turbojet engine, including the housing with the flow part, is made as the first section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a pin 1 of the front support of the rotor shaft, disk 2 of the first stage, disk 3 of the second steps and a cylindrical spacer 4, equipped with a flange 5.
Первая секция выполнена неразборной. Каждый диск 2 и 3 выполнен в виде моноэлемента, включающего обод 6, переходящий в кольцевое полотно 7, усиленное ступицей 8, снабженной центральным отверстием 9. Обод 6 каждого диска 2, 3 снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов 10 для последующего замкового закрепления рабочих лопаток 11 ротора.The first section is non-separable. Each disk 2 and 3 is made in the form of a single element, including a
Продольная ось каждого из пазов 10 диска 3 второй ступени образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза 10, угол α, определенный в диапазоне значенийThe longitudinal axis of each of the
α=(21÷27)°. Пазы 10 равномерно разнесены по периметру диска 3. α = (21 ÷ 27) °. The
Обод 6 диска 3 второй ступени выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения G2 об, определенным в диапазонеThe
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности 14 обода 6 диска 3, а Воб - осевая ширина обода 6 диска 3.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the
Радиус диска 3 второй ступени от оси ротора до верхней поверхности 14 обода 6 в средней плоскости полотна 7 диска 3 составляет (0,42÷0,70) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The radius of the disk 3 of the second stage from the axis of the rotor to the
Конфигурация поперечного сечения пазов 10 обода 6 диска 3 второй ступени выполнена по типу «ласточкин хвост».The configuration of the cross section of the
Участки внешней поверхности 14 обода 6 дисков первой и второй 2 и 3 соответственно ступени между пазами 10 для последующей установки лопаток 11 выполнены образующими внутреннюю поверхность проточной части двигателя.The sections of the
Тыльная полка 20 обода 6 диска 3 второй ступени снабжена в осевой плоскости каждого паза 10 сквозным отверстием (на чертежах не показано) для пропуска фиксатора хвостовика 15 лопатки 11.The rear shelf 20 of the
Тыльная полка 20 обода 6 диска 3 второй ступени выполнена с возможностью неразъемного соединения с цилиндрической проставкой 4, имеющей ширину, достаточную для размещения на ней элементов лабиринтного уплотнения 21 и обеспечения контакта с диском 22 третьей ступени второй секции вала ротора с возможностью жесткого силового соединения с последней и передачи крутящего момента от ТНД.The rear shelf 20 of the
По четвертому варианту секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, выполнена в качестве первой секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает последовательно соединенные цапфу 1 передней опоры вала ротора, диск 2 первой ступени, диск 3 второй ступени и завершающую указанную секцию вала ротора кольцевую цилиндрическую проставку 4, снабженную фланцем 5, для возможного разборного соединения с последующей секцией вала ротора.According to the fourth embodiment, the rotor shaft section of the low-pressure compressor of the turbojet engine, including the housing with the flow part, is made as the first section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a pin 1 of the front support of the rotor shaft, disk 2 of the first stage, disk 3 of the second steps and the completion of the indicated section of the rotor shaft, an annular cylindrical spacer 4, equipped with a flange 5, for possible collapsible connection with the subsequent section of the rotor shaft.
Первая секция выполнена неразборной. Каждый диск 2 и 3 выполнен в виде моноэлемента, включающего обод 6, переходящий в кольцевое полотно 7, усиленное ступицей 8, снабженной центральным отверстием 9. Обод 6 каждого диска 2, 3 снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов 10 для последующего замкового соединения с рабочими лопатками 11 ротора.The first section is non-separable. Each disk 2 and 3 is made in the form of a single element, including a
Обод 6 диска 3 второй ступени выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом. Образующая внешней поверхности 14 обода 6 диска 3 второй ступени первой секции составляет с осью вала в осевой плоскости последнего угол β=(10÷20)°.The
Обод 6 диска 3 второй ступени выполнен с возрастающим от входа к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения G2 об, определенным в диапазонеThe
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности 14 обода 6 диска 3 второй ступени, а Воб - осевая ширина обода диска 3 второй ступени.wherein R max and R min - minimum and maximum radii of the
Радиус диска 3 второй ступени от оси ротора до верхней поверхности 14 обода 6 в средней плоскости полотна 7 диска 3 составляет (0,42÷0,70) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The radius of the disk 3 of the second stage from the axis of the rotor to the
В первой секции обод 6 диска 3 второй ступени снабжен со стороны, обращенной к проточной части двигателя, системой пазов 10 для последующего размещения лопаток 11. Продольная ось каждого из пазов 10 образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза, угол α, определенный в диапазоне значений α=(21÷27)°. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(5,88÷7,96) [ед./рад].In the first section, the
Пример реализации изобретенияAn example implementation of the invention
Вал ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкцией.The rotor shaft of a low-pressure compressor of a turbojet engine is made of a stepped drum-disk design.
Диски первой и второй ступеней, входящие в первую секцию вала ротора КНД ТРД, изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные за одно целое массивную ступицу 8, полотно 7 и обод 6. Профили полотна 7 и ступицы 8 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой. На внешней стороне обода 6 выполняют протягиванием замковые пазы 10 для крепления лопаток 11.The disks of the first and second stages included in the first section of the rotor shaft of the low pressure turbojet engine are made by die forging from a forgings in the form of a single element, including a massive hub 8, web 7 and
Изготовленный диск первой ступени имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 34 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 120 мм; средняя толщина полотна - 9 мм; ширина обода - 61 мм; входной и выходной диаметры внешней поверхности обода диска - 364 мм и 415 мм; угол наклона внешней поверхности обода диска - 21°.The manufactured disk of the first stage has the following geometric parameters: overall width of the hub - 34 mm; diameter of the central hole of the hub - 120 mm; average web thickness - 9 mm; rim width - 61 mm; input and output diameters of the outer surface of the disk rim - 364 mm and 415 mm; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 21 °.
Изготовленный диск второй ступени имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 30 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 157 мм; средняя толщина полотна - 6 мм; ширина обода - 50 мм; входной и выходной диаметры внешней поверхности обода диска - 464 мм и 491 мм; угол наклона внешней поверхности обода диска - 15°.The manufactured disk of the second stage has the following geometric parameters: overall width of the hub - 30 mm; diameter of the central hole of the hub - 157 mm; average web thickness - 6 mm; rim width - 50 mm; input and output diameters of the outer surface of the rim of the disk - 464 mm and 491 mm; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 15 °.
Первую секцию вала ротора изготавливают, последовательно соединяя неразъемно на сварке сборочные единицы - цапфу 1 передней опоры с диском 2 первой ступени. Затем тыльную полку 13 обода 6 диска 2 первой ступени также неразъемно на сварке соединяют с фронтальной полкой 17 диска 3 второй ступени. К тыльной полке 20 обода 6 диска 3 второй ступени присоединяют на сварке цилиндрическую проставку 4, снабженную фланцем 5 с радиально разнесенными отверстиями, для последующего соединения с полотном 7 диска 22 третьей ступени, входящего во вторую секцию. Соединение сборочных единиц выполняют электронно-лучевой сваркой под глубоким вакуумом.The first section of the rotor shaft is made by sequentially connecting the assembly units - axle 1 of the front support with the disk 2 of the first stage - all in one piece for welding. Then, the rear shelf 13 of the
При запуске двигателя вал ротора, объединяющий диски всех ступеней, приводится во вращение крутящим моментом, передаваемым от ТНД через объединенные в силовую оболочку барабанно-дисковой конструкции вала ротора КНД ободы дисков, и включает в работу лопатки рабочего колеса. В результате происходит нагнетание потока рабочего тела в КНД. При этом вал ротора КНД обеспечивает стабильность проектной формы и положение дисков всех ступеней в составе барабанно-дисковой конструкции на всех возможных режимах работы ТРД за счет восприятия силовой оболочкой вала сочетания нагрузок, возникающих в процессе работы компрессора, и через конические кольцевые элементы передает радиальные и осевые нагрузки на опоры вала ротора с меньшими потерями энергии и при пониженных вибрациях.When the engine is started, the rotor shaft, which combines the disks of all stages, is driven by the torque transmitted from the high-pressure pump via the rim of the disks integrated into the power shell of the drum-disk design of the rotor shaft of the low pressure rotor and includes the impeller blades. As a result, the flow of the working fluid in the CPV is forced. At the same time, the KND rotor shaft ensures the stability of the design form and the position of the disks of all stages in the drum-disk structure at all possible operating modes of the turbojet engine due to the perception by the shaft sheath of the combination of loads arising during the compressor operation and transfers radial and axial through the conical ring elements loads on the rotor shaft bearings with less energy loss and lower vibrations.
Технический результат изобретения достигают совокупностью разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов вала ротора КНД ТРД, а именно радиальных параметров дисков 2 и 3 соответственно первой и второй ступеней с геометрической конфигурацией внешней поверхности обода 6 дисков 2, 3 вала, образующей поверхность внутренней стенки проточной части двигателя, принятого сочетания тонкого полотна 7 и осевой ширины ступицы 8, компенсирующей ослабление полотна 7 диска центральным отверстием 9, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Геометрические параметры центральный отверстий 9 в ступице 8 приняты достаточными для свободного пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных сборках. Превышение радиуса отверстия в ступице 9 относительно радиуса шлицевой трубы необходимо для заведения в полость компрессора монтажного и ремонтно-технологического инструмента при выполнении монтажных и ремонтных работ.The technical result of the invention is achieved by the combination of the design solutions and geometric parameters of the main elements of the rotor shaft of the low pressure turbojet engine, namely the radial parameters of the disks 2 and 3, respectively, of the first and second stages with the geometric configuration of the outer surface of the
Функциональное назначение дисков 2 и 3 первой и второй ступеней - обеспечивать передачу механической энергии на лопатки 11 рабочего колеса. Это достигают при соблюдении условия, когда радиус Rд1 диска 2 первой ступени от оси ротора до внешней поверхности 14 обода 6 в средней плоскости полотна 7 составляет (0,32÷0,55) от радиуса Rп.к.1 периферийного контура проточной части двигателя, а радиус Rд2 диска 3 второй ступени - (0,42÷0,70) от радиуса Rп.к.2 периферийного контура проточной части двигателя. Выход за указанный диапазон в область отношений (Rд/Rп.к.) меньше заявленного значения приводит к неоправданному завышению материалоемкости лопаток рабочего колеса, перегруженности диска крутящим моментом от ТНД, рассогласованию с аэродинамической работой последующих ступеней и, как следствие, к снижению КПД компрессора, запасов ГДУ и ресурса диска. Выход за найденный в изобретении допустимый диапазон соотношений параметров (Rд/п.к.) больше заявленного значения недопустимо снизит площадь входного сечения проточной части и расход рабочего тела в зоне первой и второй ступеней компрессора, уменьшит мощность двигателя и запас ГДУ при неоправданном повышении материалоемкости дисков.The functional purpose of the disks 2 and 3 of the first and second stages is to ensure the transfer of mechanical energy to the blades 11 of the impeller. This is achieved under the condition that the radius R d1 of the disk 2 of the first stage from the axis of the rotor to the
Технический результат настоящего изобретения обеспечивают также заявленной геометрической конфигурацией диска 2 первой ступени в пределах указанного диапазона отношений разности выходного и входного радиусов к ширине обода 6 диска 2. Выход градиента Gоб1 за пределы заявленного диапазона Gоб=(0,31÷0,52) приведет к недопустимому рассогласованию радиальных параметров входного и выходного проходных сечений проточной части первой ступени и последовательно примыкающих к ней ступеней КНД, не обеспечит необходимых перепадов давлений рабочего тела в указанных ступенях КНД, что, как следствие, приведет к снижению КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса диска 2, а также к дополнительному эксплуатационному расходу топлива и повышенному износу двигателя. Кроме того, при таком асимметричном решении ширины разноплечих кольцевых конических наклонных полок 12 и 13 обода 6 остаются равноплечими относительно условной средней плоскости полотна 7 диска фронтальная полка 12 и кольцевой участок тыльной полки 13 обода 4 диска, выходящие в проточную часть. Дополнительное уширение тыльной полки 13 обода 4 диска относительно ширины фронтальной полки 10 необходимо и достаточно для обеспечения подвижного сопряжения силовой оболочки барабанно-дисковой конструкции вала ротора с лопаточным венцом статора первой ступени КНД и работает на технический результат изобретения, повышая КПД, запас ГДУ ступени компрессора и ресурс диска первой ступени.The technical result of the present invention is also provided by the claimed geometric configuration of the first stage disk 2 within the specified range of the ratio of the difference between the output and input radii to the width of the
Технический результат настоящего изобретения обеспечивают также заявленной геометрической конфигурацией диска 3 второй ступени в пределах указанного диапазона отношений разности выходного и входного радиусов к ширине обода 6 диска 3. Выход градиента Gоб1 за пределы заявленного диапазона Gоб2=(0,23÷0,33) приведет к недопустимому рассогласованию радиальных параметров входного и выходного проходных сечений проточной части второй ступени и последовательно примыкающих к ней ступеней КНД, не обеспечит необходимых перепадов давлений рабочего тела в указанных ступенях КНД, что, как следствие, приведет к снижению КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса диска 3, а также к дополнительному эксплуатационному расходу топлива и повышенному износу двигателя.The technical result of the present invention is also provided by the claimed geometric configuration of the second stage disk 3 within the specified range of the ratio of the difference between the output and input radii to the width of the
На внешней стороне обода 6 дисков 2 и 3 первой и второй ступеней выполняют протягиванием систему пазов 10 для закрепления лопаток 11. Пазы 10 расположены под углом к оси ротора. Технический результат изобретения достигают при выполнении пазов 10, расположенных под углом α, принятым из заявленного диапазона (19÷25)° для диска первой ступени и (21÷27)° для диска второй ступени, 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 ротора КНД и создаются наиболее благоприятные условия работы, повышающие запас ГДУ, КПД и ресурс при минимальной материалоемкости диска. Выход значений угла α 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 10 дисков лопаток рабочего колеса ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α отклонения оси паза 10 диска от оси ротора выше заявленных значений 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
Кроме того, пазы 10 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(4,777÷6,688) [ед./рад] для диска 2 первой ступени и Yп=(5,88÷7,96) [ед./рад] для диска 3 второй ступени. Паза 10 выполнены в поперечном сечении с гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат изобретения обеспечивают при насыщении лопаточного венца количеством лопаток и соответственно пазов 10 на диске для закрепления хвостовиков лопаток, располагаемых с угловой частотой, принимаемой из диапазона, найденного в изобретении. При уменьшении числа лопаток и соответственно пазов 10 на ободе диска ниже нижнего предела указанного диапазона нарастает отставание потока от вращения лопаточного венца и возрастает риск потери ГДУ в указанной ступени компрессора. Превышение верхней границы указанного диапазона и соответствующем увеличении числа лопаток в лопаточном венце, образуемом на диске первой ступени, приводит к неоправданному ухудшению КПД и риску преждевременного запирания потока рабочего тела лопаточным венцом.In addition, the
Полотно 7 диска 2 первой ступени снабжено коническим кольцевым элементом 18, выполненным с углом β=(52÷72)° наклона образующей к оси диска. Выполнение угла β принятым в диапазоне β=(52÷72)° обеспечивает оптимальное повышение объемной жесткости соединения полотна 7 диска с конической диафрагмой и ресурса вала в условиях многократных изгибно-крутильных нагружений в процессе эксплуатации компрессора, обеспечивает необходимую компактность узла без увеличения материалоемкости вала. Выполнение угла β<52° привело бы к неоправданному увеличению осевых габаритов и повышению материалоемкости конической диафрагмы вала как переходного элемента передней опоры, не оказывая положительного влияния на технический результат изобретения. Выполнение угла β>72° превышающим найденный в изобретении допустимый угловой диапазон величин β приводит к неоправданному повышению концентрации напряжений от односторонних внеосевых динамических нагрузок на полотно соответствующего диска и к снижению ресурса вала.The canvas 7 of the disk 2 of the first stage is equipped with a conical ring element 18, made with an angle β = (52 ÷ 72) ° of inclination of the generatrix to the axis of the disk. The implementation of the angle β adopted in the range β = (52 ÷ 72) ° provides an optimal increase in the volumetric stiffness of the connection of the blade web 7 of the disk with a conical diaphragm and the shaft resource under conditions of multiple bending-torsional loads during compressor operation, provides the necessary compactness of the assembly without increasing the material consumption of the shaft. The implementation of the angle β <52 ° would lead to an unjustified increase in axial dimensions and increase the material consumption of the conical diaphragm of the shaft as a transition element of the front support, without having a positive effect on the technical result of the invention. The implementation of the angle β> 72 ° exceeding the allowable angular range of β values found in the invention leads to an unjustified increase in the stress concentration from unilateral off-axis dynamic loads on the web of the corresponding disk and to reduce the shaft resource.
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров дисков первой и второй ступеней, объединенных в первую секцию вала ротора, достигают повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя, а также снижение материалоемкости и повышение изгибной жесткости ротора и максимальных допустимых напряжений в элементах дисков.Thus, by improving the structural and aerodynamic parameters of the disks of the first and second stages combined in the first section of the rotor shaft, they achieve an increase in efficiency and an expansion of the range of gas-dynamic stability modes of the engine’s low pressure, as well as a decrease in material consumption and an increase in the bending stiffness of the rotor and maximum allowable stresses in the elements drives.
Claims (19)
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска первой ступени, а Воб - осевая ширина диска первой ступени; кроме того обод диска первой ступени асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, тыльная из которых превышает ширину фронтальной не менее чем в два раза, при этом радиус диска от оси ротора до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,32÷0,55) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.1. The section of the rotor shaft of the low pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD), comprising a housing with a flowing part, characterized in that it is made as the first section of the rotor shaft along the air flow in the LPC and includes a pin on the front support of the rotor shaft, the first disk steps, a second-stage disk and a cylindrical spacer provided with a flange, wherein the section is non-separable, each disk being made as a single element including a rim turning into an annular web reinforced by a hub equipped with a cent an open hole, and the rim of each disk is provided on the side facing the flowing part with a system of grooves for interlocking with the working blades of the rotor, the longitudinal axis of each of the grooves of the disk of the first stage forming with the axis of the rotor in the projection onto a conditional axial plane normal to the radius, drawn through the center point of the groove axis, the angle α defined in the range of values α = (19 ÷ 25) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (4,777 ÷ 6,688) [units / rad], while the rim the first stage disk is made with increasing m from the inlet to the outlet section of radius gradient radial expansion of G 1 defined in the range
where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the first stage, and In about - the axial width of the disk of the first stage; in addition, the rim of the disk of the first stage is asymmetrically connected to the disk web with the formation of different-shaped annular conical inclined shelves, the rear of which exceeds the frontal width by at least two times, while the radius of the disk from the rotor axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the disk web is ( 0.32 ÷ 0.55) from the radius of the peripheral contour of the engine flow path.
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска первой ступени, а Воб - осевая ширина обода диска первой ступени.7. The section of the rotor shaft of the low-pressure compressor of the turbojet engine according to claim 6, characterized in that the rim of the disk of the first stage is made with increasing radius from the entrance to the exit of the section with a radial expansion gradient of G 1 r defined in the range
where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the first stage, and In about - the axial width of the rim of the disk of the first stage.
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска второй ступени, а Воб - осевая ширина обода диска второй ступени; при этом радиус диска второй ступени от оси ротора до верхней поверхности обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,42÷0,70) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.11. Section of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a turbojet engine, comprising a housing with a flow part, characterized in that it is made as the first section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a pin connected to the front support of the rotor shaft, a disk of the first stage, a second disk steps and a cylindrical spacer equipped with a flange, wherein the section is non-separable, with each disk being made in the form of a single element including a rim turning into an annular web reinforced with a step equipped with a central hole, and the rim of each disk is provided on the side facing the flow part with a system of grooves for subsequent locking connection with the rotor blades, the longitudinal axis of each of the grooves of the second-stage disk forms with the axis of the rotor in the projection onto a conditional axial plane normal to the radius drawn through the central point of the axis of the groove, the angle α defined in the range of values α = (21 ÷ 27) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk, and the rim of the disk of the second stage is made with increasing m inlet to the outlet section of radius with a gradient of radial expansion on G 2 as defined in the range
where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the second stage, and In about - the axial width of the rim of the disk of the second stage; the radius of the disk of the second stage from the axis of the rotor to the upper surface of the rim in the middle plane of the blade web is (0.42 ÷ 0.70) from the radius of the peripheral contour of the engine duct.
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска второй ступени, а Воб - осевая ширина обода диска второй ступени.17. The shaft section of the rotor of the low-pressure compressor of the turbojet engine according to claim 16, characterized in that the rim of the disk of the second stage is made with increasing radius from the entrance to the exit of the section with a radial expansion gradient of G 2 r , defined in the range
where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the second stage, and In about - the axial width of the rim of the disk of the second stage.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014121915/06A RU2573408C2 (en) | 2014-05-30 | 2014-05-30 | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014121915/06A RU2573408C2 (en) | 2014-05-30 | 2014-05-30 | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014121915A RU2014121915A (en) | 2015-12-10 |
| RU2573408C2 true RU2573408C2 (en) | 2016-01-20 |
Family
ID=54843121
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014121915/06A RU2573408C2 (en) | 2014-05-30 | 2014-05-30 | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2573408C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2614709C1 (en) * | 2016-05-19 | 2017-03-28 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type |
| RU2614708C1 (en) * | 2016-05-19 | 2017-03-28 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1348563A1 (en) * | 1986-06-30 | 1987-10-30 | И. К. Попов | Attachment unit of axial compressor blade |
| RU2096666C1 (en) * | 1995-06-29 | 1997-11-20 | Акционерное общество "ЭНТЭК" | Axial-flow compressor cascade |
| RU2162782C2 (en) * | 1996-10-04 | 2001-02-10 | Гололобов Олег Александрович | Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment |
| 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
- 2014-05-30 RU RU2014121915/06A patent/RU2573408C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1348563A1 (en) * | 1986-06-30 | 1987-10-30 | И. К. Попов | Attachment unit of axial compressor blade |
| RU2096666C1 (en) * | 1995-06-29 | 1997-11-20 | Акционерное общество "ЭНТЭК" | Axial-flow compressor cascade |
| RU2162782C2 (en) * | 1996-10-04 | 2001-02-10 | Гололобов Олег Александрович | Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment |
| 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 (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2614709C1 (en) * | 2016-05-19 | 2017-03-28 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type |
| RU2614708C1 (en) * | 2016-05-19 | 2017-03-28 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2014121915A (en) | 2015-12-10 |
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) | |
| US9739159B2 (en) | Method and system for relieving turbine rotor blade dovetail stress | |
| RU2573408C2 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (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 | |
| RU2573416C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (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 | |
| RU2573413C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2573419C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2565141C1 (en) | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine | |
| RU2565090C1 (en) | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine | |
| RU2565133C1 (en) | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine | |
| 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 | |
| RU2603217C1 (en) | First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU149748U1 (en) | DISC OF THE FIRST STAGE OF THE ROTOR COMPRESSOR OF THE LOW PRESSURE OF THE TURBO-REACTIVE ENGINE | |
| RU2573417C2 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2565108C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2603219C1 (en) | Third stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU144418U1 (en) | LAST-STAGE DISC OF THE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR OF THE TURBOREACTIVE ENGINE | |
| RU2573406C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2614719C1 (en) | Method for producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (variants) | |
| RU2630923C1 (en) | 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 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |