RU2573417C2 - Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) - Google Patents
Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2573417C2 RU2573417C2 RU2014121916/06A RU2014121916A RU2573417C2 RU 2573417 C2 RU2573417 C2 RU 2573417C2 RU 2014121916/06 A RU2014121916/06 A RU 2014121916/06A RU 2014121916 A RU2014121916 A RU 2014121916A RU 2573417 C2 RU2573417 C2 RU 2573417C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- rim
- section
- rotor shaft
- stage
- Prior art date
Links
Images
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, с. 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 предназначенной для сборки вала второй секции вала ротора барабанно-дисковой конструкции КНД ТРД, с диском третьей ступени улучшенной аэродинамической конфигурации, пространственной жесткости узлов и элементов соединения дисков предшествующих и последующей ступеней 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 intended for the Assembly of the shaft of the second section of the rotor shaft of the drum and disk structure of the low pressure turbojet engine, with a third-stage disk of improved aerodynamic configuration, spatial rigidity of the nodes and elements of the connection of the disks of the previous and subsequent stages of the rotor shaft, providing shaft parameters, and internal contour and flow section of the flow part formed by discs and shaft spacers necessary to increase efficiency, gas-dynamic bility and resource consumption of materials without increasing compressor.
Поставленная задача решается тем, что секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, согласно изобретению выполнена в качестве второй секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает диск третьей ступени и снабженную фланцем цилиндрическую проставку, при этом секция выполнена неразборной, причем 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 для соединения с лопатками ротора, причем продольная ось каждого из пазов диска третьей 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÷28)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(6,7÷11,5) [ед/рад], при этом обод указанного диска выполнен с возрастающим по направлению потока рабочего тела радиусом с градиентом радиального расширения Go6, 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 second section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a third-stage disk and a cylindrical spacer provided with a flange, while the section made non-separable, moreover, the disk is made in the form of a single element, including a rim turning into an annular web reinforced by a hub provided with a central hole, and the disk rim is equipped with on the side facing the flowing part, a system of grooves for connecting with the rotor blades, the longitudinal axis of each of the grooves of the third-stage disk forming, with the axis of the rotor 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 = (19 ÷ 28) °, and the grooves are uniformly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (6.7 ÷ 11.5) [units / rad], while the rim of the specified disk is made with increasing direction working fluid flow with a radius with a gradient of radial Expansion G o6, certain range
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, а Воб - осевая ширина обода диска.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk, and In about - the axial width of the rim of the disk.
При этом обод диска третьей ступени может быть асимметрично соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, тыльная из которых превышает ширину фронтальной не менее чем в 1,7 раза, при этом радиус диска от оси вала ротора до верха обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,54÷0,77) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.Moreover, the rim of the disk of the third stage can be asymmetrically connected to the web with the formation of different shoulders of circular conical inclined shelves, the rear of which exceeds the frontal width by at least 1.7 times, while the radius of the disk from the axis of the rotor shaft to the top of the rim in the middle plane of the web the disk is (0.54 ÷ 0.77) from the radius of the peripheral contour of the engine duct.
Конфигурация поперечного сечения пазов обода диска третьей ступени может быть выполнена по типу «ласточкин хвост».The configuration of the cross section of the grooves of the rim of the disk of the third stage can be performed on the type of "dovetail".
Расположенные между пазами участки внешней поверхности обода диска третьей ступени могут быть выполнены образующими внутреннюю поверхность проточной части двигателя в зоне расположения диска.The sections of the outer surface of the rim of the disk of the third stage located between the grooves can be made forming the inner surface of the flowing part of the engine in the area of the disk.
Тыльная полка обода диска третьей ступени в составе второй секции может быть выполнена развитой на ширину, достаточную для обеспечения контакта через цилиндрическую проставку с полотном входящего в третью секцию диска четвертой ступени, при этом цилиндрическая проставка развита на ширину, достаточную для размещения на ней элементов лабиринтного уплотнения.The rear shelf of the rim of the third-stage disk as part of the second section can be made developed to a width sufficient to ensure contact through the cylindrical spacer with the web of the fourth stage disk entering the third section, while the cylindrical spacer is developed to a width sufficient to accommodate the labyrinth seal elements .
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 второй секции вала ротора КНД ТРД по ходу воздушного потока в КНД и включает последовательно соединенные диск третьей ступени и кольцевую цилиндрическую проставку, снабженную фланцем для разъемного соединения с последующей секцией вала ротора, при этом вторая секция выполнена неразборной, причем 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 замкового соединения с лопатками ротора, кроме того, обод диска третьей ступени выполнен с возрастающим к выходу из секции радиусом, а образующая внешней грани обода диска составляет с осью вала в осевой плоскости последнего угол φ=(3÷9)°.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 second section of the rotor shaft of the low pressure turbojet engine in the direction of air flow in the low pressure cylinder and includes a third-stage disk and an annular ring connected in series a cylindrical spacer provided with a flange for detachable connection with the subsequent section of the rotor shaft, while the second section is made non-separable, and the disk is made in the form of monoe a element comprising 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 on the side facing the flow part, which allows locking connection with rotor blades, in addition, the rim of the third-stage disk is made with increasing to the exit from the section with a radius, and the generatrix of the outer face of the rim of the disk makes an angle φ = (3 ÷ 9) ° with the axis of the shaft in the axial plane of the latter.
При этом обод диска третьей ступени в составе второй секции вала ротора может быть выполнен с возрастающим к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения Goб, определенным в диапазонеMoreover, the rim of the disk of the third stage as part of the second section of the rotor shaft can be made with increasing radius of exit from the section with a gradient of radial expansion G about , defined in the range
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, а Воб - осевая ширина обода диска.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk, and In about - the axial width of the rim of the disk.
Обод может быть асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, тыльная из которых превышает ширину фронтальной не менее чем в 1,7 раза, при этом радиус диска от оси вала ротора до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна диска составляет (0,54÷0,77) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The rim can be asymmetrically connected to the disk web with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves, the rear of which exceeds the front width by at least 1.7 times, while the radius of the disk from the axis of the rotor shaft to the outer surface of the rim in the middle plane of the disk web is ( 0.54 ÷ 0.77) from the radius of the peripheral contour of the engine flow path.
Обод диска третьей ступени может быть снабжен со стороны, обращенной к проточной части двигателя, системой пазов для последующего размещения лопаток ротора, при этом продольная ось каждого из пазов 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=(194÷28)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y=(6,7÷11,5) [ед/рад].The rim of the disk of the third stage can be equipped with a system of grooves for the subsequent placement of the rotor blades, with the longitudinal axis of each of the grooves forming with the axis of the rotor in the projection onto the conditional axial plane normal to the radius drawn through the center point the groove axis, the angle α, defined in the range of values α = (194 ÷ 28) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (6.7 ÷ 11.5) [units / rad].
Полотно диска третьей ступени с тыльной 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 грани обода, и принятым в диапазоне β=(35÷65)°, а также выполнен с возможностью силового соединения с коническим элементом цапфы задней опоры.The disk of the third stage disk from the back 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 disk geometric axis, exceeding the angle of inclination of the generatrix of the outer edge of the rim, and adopted in the range β = ( 35 ÷ 65) °, and is also made with the possibility of power connection with the conical element of the axle of the rear support.
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, гдеThe 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 диска третьей ступени второй секции вала ротора КНД, вид сверху.in FIG. 2 - a fragment of the rim of the disk of the third stage of the second section of the shaft of the rotor KND, top view.
Секция вала ротора с рабочими лопатками 1 компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью, выполнена в качестве второй секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД и включает диск 2 третьей ступени и снабженную фланцем 3 цилиндрическую проставку 4.A section of the rotor shaft with rotor blades 1 of a low-pressure compressor of a turbojet engine, including a housing with a flow part, is made as the second section of the rotor shaft along the air flow in the low pressure valve and includes a disk 2 of the third stage and a cylindrical spacer 4 equipped with a flange 3.
Вторая секция выполнена неразборной. Диск 2 выполнен в виде моноэлемента, включающего обод 5, переходящий в кольцевое полотно 6, усиленное ступицей 7, снабженной центральным отверстием 8. Обод 5 диска 3 снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов 9 для соединения с лопатками 1 ротора.The second section is non-separable. The disk 2 is made in the form of a single element, including a
Продольная ось каждого из пазов 9 указанного диска 2 третьей ступени образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза 9, угол α, определенный в диапазоне значений α=(19÷28)°. Пазы 9 равномерно разнесены по периметру диска 2 с угловой частотой Y=(6,7÷11,5) [ед/рад].The longitudinal axis of each of the
Обод 5 диска 2 выполнен с возрастающим по направлению потока рабочего тела радиусом с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазонеThe
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности 12 обода 5 диска 3, а Воб - осевая ширина обода диска 2.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the
Обод 5 диска 2 асимметрично соединен с полотном 6 с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок 10, 11. Тыльная полка 11 превышает ширину фронтальной полки не менее чем в 1,7 раза. Радиус диска 2 от оси вала ротора до внешней поверхности 12 обода 5 в средней плоскости полотна 6 диска 2 составляет (0,54÷0,77) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The
Конфигурация поперечного сечения пазов 9 обода 5 диска 2 третьей ступени выполнена по типу «ласточкин хвост».The cross-sectional configuration of the
Расположенные между пазами 9 участки внешней поверхности 12 обода 5 диска 2 выполнены образующими внутреннюю поверхность проточной части двигателя в зоне расположения диска.Located between the
Тыльная полка 11 обода 5 диска 2 третьей ступени в составе второй секции выполнена развитой на ширину, достаточную для обеспечения контакта через цилиндрическую проставку 4 с полотном 13 входящего в третью секцию диска 14 четвертой ступени с возможностью силового соединения с последним и передачи крутящего момента от ТНД. Цилиндрическая проставка 4 развита на ширину, достаточную для размещения на указанной проставке элементов 15 лабиринтного уплотнения.The rear shelf 11 of the
По второму варианту секция вала ротора с рабочими лопатками 1 компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, включающего корпус с проточной частью выполнена в качестве второй секции вала ротора КНД ТРД по ходу воздушного потока в КНД и включает последовательно соединенные диск 2 третьей ступени и кольцевую, преимущественно, цилиндрическую проставку 4, снабженную фланцем 3 для разъемного соединения с последующей секцией вала ротора. Вторая секция выполнена неразборной. Диск 2 третьей ступени выполнен в виде моноэлемента, включающего обод 5, переходящий в кольцевое полотно 6, усиленное ступицей 7, снабженной центральным отверстием 8. Обод 5 диска 2 снабжен со стороны, обращенной к проточной части, системой пазов 9, обеспечивающих возможность замкового соединения с лопатками 1 ротора. Обод 5 диска 2 третьей ступени выполнен с возрастающим к выходу из секции радиусом. Образующая внешней поверхности 12 обода 5 диска 2 составляет с осью вала в осевой плоскости последнего угол φ=(3÷9)°.According to the second variant, the rotor shaft section with rotor blades 1 of the low-pressure compressor of the turbojet engine, including the casing with the flow part, is made as the second section of the low-pressure turbine engine rotor shaft along the air flow in the low-pressure cylinder and includes a third-stage disk 2 connected in series and an annular, mainly cylindrical a spacer 4 provided with a flange 3 for detachable connection with the subsequent section of the rotor shaft. The second section is non-separable. The disk 2 of the third stage is made in the form of a mono-element, comprising a
Обод 5 диска 2 третьей ступени в составе второй секции вала ротора выполнен с возрастающим к выходу из секции радиусом с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазонеThe
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности 12 обода 5 диска 3, а Воб - осевая ширина обода диска 2.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the
Обод 5 диска 2 асимметрично соединен с полотном 6 с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок 10, 11. Тыльная полка 11 превышает ширину фронтальной полки не менее чем в 1,7 раза. Радиус диска 2 от оси вала ротора до внешней поверхности 12 обода 5 в средней плоскости полотна 6 диска 2 составляет (0,54÷0,77) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The
Во второй секции обод 5 диска 2 третьей ступени снабжен со стороны, обращенной к проточной части двигателя, системой пазов 9 для последующего размещения лопаток 1 ротора. Продольная ось каждого из пазов 9 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=(194÷28)°. Пазы 9 равномерно разнесены по периметру диска 2 с угловой частотой Y=(6,7÷11,5) [ед/рад].In the second section, the
Полотно 6 диска 2 третьей ступени с тыльной стороны снабжено в зоне, примыкающей к ободу 5, расположенным под ободом 5 коническим кольцевым элементом 16. Конический кольцевой элемент 16 выполнен с углом наклона образующей к геометрической оси диска 2, превышающим угол наклона образующей внешней поверхности 12 обода 5 и принятым в диапазоне β=(354÷65)°. Конический кольцевой элемент 16 выполнен также с возможностью силового соединения с коническим элементом 17 цапфы 18 задней опоры и передачи через указанный конический элемент диска 3 радиальных, осевых усилий и крутящего момента на элементы опор вала ротора.The canvas 6 of the disk 2 of the third stage from the rear side is provided in the area adjacent to the
Пример реализации изобретения.An 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.
Входящий во вторую секцию вала ротора КНД ТРД диск третьей ступени изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные заодно целое массивную ступицу 7, полотно 6 и обод 5. Профили полотна 6 и ступицы 7 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой.The third-stage disk included in the second section of the rotor shaft of the low pressure rotor turbojet engine is made by die forging from a forging in the form of a single element, which includes a solid massive hub 7, web 6 and
Изготовленный диск имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 25 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 150 мм; средняя толщина полотна - 5 мм; ширина обода - 43 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска - 509 мм и 517 мм соответственно; угол наклона внешней поверхности обода диска - 5°.The manufactured disk has the following geometric parameters: overall width of the hub - 25 mm; diameter of the central hole of the hub - 150 mm; average web thickness - 5 mm; rim width - 43 mm; minimum and maximum diameters of the outer surface of the rim of the disk - 509 mm and 517 mm, respectively; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 5 °.
На внешней стороне обода 5 выполняют протягиванием замковые пазы 9 для крепления лопаток ротора.On the outer side of the
Вторую секцию вала ротора изготавливают, соединяя неразъемно на сварке сборочные единицы - цапфу 18 задней опоры с диском 2 третьей ступени и цилиндрическую проставку 4, снабженную фланцем 3 с радиально разнесенными отверстиями, для последующего соединения с полотном 13 диска 14 четвертой ступени, входящего в третью секцию. Соединение сборочных единиц выполняют электронно-лучевой сваркой под глубоким вакуумом.The second section of the rotor shaft is made by joining the assembly units in one piece for welding - a pin 18 of the rear support with a disk 2 of the third stage and a cylindrical spacer 4 equipped with a flange 3 with radially spaced holes for subsequent connection with the web 13 of the disk 14 of the fourth stage included in the third section . The connection of the assembly units is performed by electron beam welding under high vacuum.
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 ротора. 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 disks of all stages, is driven by the torque transmitted from the high-pressure pump through the rim of the disks integrated into the power shell of the rotary-shaft design of the rotor shaft of the low pressure rotor and includes the rotor 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 настоящего изобретения достигают совокупностью разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов диска третьей ступени ротора КНД, а именно радиальных параметров диска, геометрической конфигурации обода 5 с разноплечими кольцевыми полками 10 и 11, принятого сочетания тонкого полотна 6 и осевой ширины ступицы 7, компенсирующей ослабление полотна 6 диска центральным отверстием 8, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 8 в ступице 7 принят достаточным для свободного пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных операциях сборки компрессора. Превышение радиуса отверстия в ступице 7 не менее чем на 10% относительно радиуса шлицевой трубы необходимо для заведения в полость компрессора монтажного и ремонтно-технологического инструмента.The technical result of the present invention is achieved by the combination of the design solutions and geometric parameters of the main elements of the third-stage rotor KND disk, namely the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the
Функциональное назначение диска третьей ступени второй секции вала ротора - обеспечивать передачу механической энергии на лопатки рабочего колеса - достигают при соблюдении условия, когда радиус диска Rд от оси ротора до внешней поверхности 12 обода 5 в средней плоскости полотна 6 составляет (0,54÷0,77) от радиуса Rп.к. периферийного контура проточной части двигателя. Выход за указанный диапазон в область отношений (Rд/Rп.к.)<0,54 приводит к неоправданному завышению материалоемкости лопаток рабочего колеса, перегруженности диска крутящим моментом от ТНД, рассогласованию с аэродинамической работой остальных ступеней и, как следствие, к снижению КПД компрессора, запасов ГДУ и ресурса диска. Выход за найденный в изобретении допустимый диапазон соотношений параметров (Rд/Rп.к.)>0,77 недопустимо снизит площадь входного сечения проточной части и расход рабочего тела в зоне третьей ступени компрессора, уменьшит мощность двигателя и запас ГДУ при неоправданном повышении материалоемкости диска. Кроме того, при таком ассиметричном решении ширины разноплечих кольцевых конических наклонных полок 10, 11 обода 5 остаются равноплечими относительно условной средней плоскости полотна 6 диска фронтальная полка 10 и участок тыльной полки 11 обода 5 диска. Дополнительное уширение тыльной полки 11 обода 5 диска относительно ширины фронтальной полки 10 необходимо и достаточно для обеспечения подвижного сопряжения силовой оболочки барабанно-дисковой конструкции вала ротора с лопаточным венцом статора третьей ступени КНД и работает на технический результат изобретения, повышая КПД, запас ГДУ ступени компрессора и ресурс диска.The functional purpose of the disk of the third stage of the second section of the rotor shaft — to ensure the transfer of mechanical energy to the impeller blades — is achieved under the condition that the radius of the disk R d from the axis of the rotor to the
На внешней стороне обода 5 диска выполняют протягиванием систему пазов 9 для закрепления лопаток. Пазы 9 расположены под углом к оси вращения ротора. Технический результат изобретения достигают при выполнении пазов, расположенных под углом α, принятым из заявленного диапазона (19÷28)°, 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 третьей ступени 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 (19÷28)° 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 9 диске лопаток рабочего колеса третьей ступени ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α>28° отклонения оси паза 9 диска от оси вращения ротора неоправданно возрастают напряжения в лопатках на всех режимах работы КНД, что приводит к снижению ресурса системы «диск - лопаточный венец», увеличению материалоемкости установленных на диске лопаток и, в конечном счете, к утяжелению компрессора и снижению эксплуатационной экономичности двигателя. Кроме того, пазы 9 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(6,7÷11,5) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. On the outer side of the
Технический результат изобретения обеспечивают при насыщении лопаточного венца количеством лопаток и соответственно пазов 9 на диске 2 для закрепления хвостовиков лопаток, располагаемых с угловой частотой, принимаемой из диапазона, найденного в изобретении. При уменьшении числа лопаток и соответственно пазов 9 на ободе диска ниже нижнего предела указанного диапазона Yп<6,7 [ед/рад] нарастает отставание потока от вращения лопаточного венца и возрастает риск потери ГДУ в указанной ступени компрессора. Превышение верхней границы указанного диапазона Yп>11,5 [ед/рад] и соответствующем увеличении числа лопаток в лопаточном венце, образуемом на диске третьей ступени, приводит к неоправданному ухудшению КПД и риску преждевременного запирания потока рабочего тела лопаточным венцом.The technical result of the invention is provided by saturating the blade rim with the number of blades and, respectively, the
Полотно 6 снабжено коническим кольцевым элементом 16, выполненным с углом β наклона образующей к геометрической оси диска, составляющим β=(35÷65)°. Выполнение угла β обеспечивает оптимальное повышение объемной жесткости соединения полотна 6 с конической диафрагмой и ресурса диска в условиях многократных изгибно-крутильных нагружений в процессе эксплуатации компрессора, обеспечивает необходимую компактность узла без увеличения материалоемкости диска. Выполнение угла β<35° привело бы к неоправданному увеличению осевых габаритов и повышению материалоемкости конической диафрагмы как переходного элемента задней опоры диска, не оказывая положительного влияния на технический результат изобретения.The blade 6 is equipped with a conical ring element 16, made with an angle β of inclination of the generatrix to the geometric axis of the disk, component β = (35 ÷ 65) °. The implementation of the angle β provides the optimal increase in volumetric stiffness of the connection of the blade 6 with a conical diaphragm and the resource of the disk under conditions of multiple bending-torsional loads during operation of the compressor, provides the necessary compactness of the assembly without increasing the material consumption of the disk. The implementation of the angle β <35 ° would lead to an unjustified increase in axial dimensions and increase the material consumption of the conical diaphragm as a transition element of the rear support of the disk, without having a positive effect on the technical result of the invention.
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров диска третьей ступени второй секции вала ротора достигают повышение КПД и увеличение запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска третьей ступени КНД без увеличения материалоемкости диска.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the disk of the third stage of the second section of the rotor shaft, an increase in efficiency and an increase in the supply of hydraulic control devices are achieved in all compressor operation modes with an increase in the resource of the disk of the third stage of the low pressure valve without increasing the material consumption of the disk.
Claims (10)
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, а Воб - осевая ширина обода диска.1. Section of the rotor shaft with the blades of the low-pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD), comprising a housing with a flow part, characterized in that it is made as the second section of the rotor shaft along the air flow in the LPC and includes a disk of the third stage and equipped with a flange a cylindrical spacer, while the section is made non-separable, the disk being made in the form of a single element including a rim turning into an annular web reinforced by a hub provided with a central hole, and the disk rim is equipped with a side s, facing the flow part, with a system of grooves for connecting with the rotor blades, and the longitudinal axis of each of the grooves of the third-stage disk forms with the rotor axis in the projection on 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 = (19-28) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y = (6.7 ÷ 11.5) [units / rad], while the rim of the specified disk is made with increasing direction of flow working fluid radius with a radial gradient expanded ia G about 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, and In about - the axial width of the rim of the disk.
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, а Воб - осевая ширина обода диска.7. The section of the rotor shaft according to claim 6, characterized in that the rim of the third-stage disk as part of the second section of the rotor shaft is made with a radius increasing to the exit from the section with a radial expansion gradient G 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, and In about - the axial width of the rim of the disk.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014121916/06A RU2573417C2 (en) | 2014-05-30 | 2014-05-30 | Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014121916/06A RU2573417C2 (en) | 2014-05-30 | 2014-05-30 | Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014121916A RU2014121916A (en) | 2015-12-10 |
| RU2573417C2 true RU2573417C2 (en) | 2016-01-20 |
Family
ID=54843122
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014121916/06A RU2573417C2 (en) | 2014-05-30 | 2014-05-30 | Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2573417C2 (en) |
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 |
| SU1348563A1 (en) * | 1986-06-30 | 1987-10-30 | И. К. Попов | Attachment unit of axial compressor blade |
| 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 RU2014121916/06A patent/RU2573417C2/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 |
| SU1348563A1 (en) * | 1986-06-30 | 1987-10-30 | И. К. Попов | Attachment unit of axial compressor blade |
| 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 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2014121916A (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) | |
| RU2630919C1 (en) | Rotor forth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring | |
| RU2573408C2 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) | |
| RU2603382C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (versions) | |
| RU2573416C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2573417C2 (en) | 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 | |
| RU2573419C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2565136C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor first stage disc | |
| 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 | |
| RU2573406C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2573413C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| 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 | |
| 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 | |
| RU2565090C1 (en) | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine | |
| 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 | |
| RU2603222C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor third stage disc (versions) | |
| RU2603217C1 (en) | First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2603218C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor second stage disc (versions) | |
| RU2603220C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor last stage disc | |
| RU2565140C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor third stage disc | |
| RU2603304C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor first stage disc (versions) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |