RU2596917C1

RU2596917C1 - Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions)

Info

Publication number: RU2596917C1
Application number: RU2015114148/06A
Authority: RU
Inventors: Ирик Усманович Манапов; Сергей Анатольевич Симонов; Виктор Викторович Куприк; Тамара Петровна Коновалова; Марина Михайловна Трощенкова; Ольга Владимировна Шишкова; Игорь Сергеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date: 2015-04-17
Filing date: 2015-04-17
Publication date: 2016-09-10

Abstract

FIELD: engines.

SUBSTANCE: invention relates to engine building. Impeller vane fourth stage, having a disc with slots and blade ring with frontal line of grid wing profiles, in low-pressure compressor rotor of gas turbine engine (GTE), comprising a flow part, limited on peripheral outline by engine housing, having power turbine, comprises stem and feather with convex-concave profile. Blade feather is made with helical twisting relative to axis of feather, creating variable on height of feather an angle of γ_ust of installation of feather profile, defined as angle between common tangent, connecting leading and trailing edges, forming a chord profile, and front line of profile grid in flat scanning of cylindrical section of blade rim, having in root section a value γ_ust.k= (61.3÷69.3)°, and in peripheral section a value γ_ust.p= (38.7÷46.7)°. Blade has variable on height of feather an angle γ of installation of feather profile relative to front line of profile grid of blade rim, decreasing with radial distance from rotor axis with gradient G_y.u= (217.0÷311.9) [deg/m]. Blade feather has leading and trailing edges diverging to peripheral end with chord increase gradient G_y.x= (2.9÷4.3)·10^-2 [m/m]. Blade feather has, variable on width and height, blade thickness. Maximum thickness of blade feather profile is highest in root section and decreases on height to peripheral end with gradient G_{u.t .}= (1.82÷2.62)·10^-2 [m/m].

EFFECT: technical result consists in improved geometrical configuration, spatial stiffness, structural and aerodynamic parameters of fourth stage low-pressure compressor rotor shaft gas turbine engine, as well as high efficiency and wider range of GDU modes of compressor with longer service life of blade.

25 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к осевым компрессорам низкого давления авиационных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to axial low-pressure compressors of aircraft gas turbine engines.

Известна профилированная лопатка компрессора для диска рабочего колеса, имеющего аксиальную, тангенциальную и радиальную ортогональные оси, содержащая стороны повышенного и низкого давления, простирающиеся в радиальном направлении от хвостовика к вершине и в аксиальном направлении между передней и задней кромками, поперечные сечения, имеющие соответствующие хорды и линии изгиба, проходящие между передней и задней кромками, и центры тяжести, выровненные по оси укладки, имеющей двойной изгиб. Сторона низкого давления изогнута вдоль задней кромки вблизи хвостовика для уменьшения разделения потока на нем (RU 2000130594 А, опубл. 27.01.2003).Known profiled compressor blade for the impeller disk having axial, tangential and radial orthogonal axes, containing high and low pressure sides, extending in the radial direction from the shank to the apex and in the axial direction between the front and rear edges, cross sections having corresponding chords and bending lines extending between the leading and trailing edges, and centers of gravity aligned along a pivot axis having a double bend. The low pressure side is curved along the trailing edge near the liner to reduce the separation of the flow on it (RU 2000130594 A, publ. 01.27.2003).

Известна рабочая лопатка компрессора, включающая перо и хвостовик. Хвостовик лопатки расположен горизонтально, а перо соединено с хвостовиком через промежуточный элемент - ножку. Между ножкой и пером размещена полка, формирующая проточную часть двигателя (Н.Н. Сиротин, А.С. Новиков, А.Г. Пайкин, А.Н. Сиротин. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва. Наука 2011. стр. 257-263).Known compressor blades, including a feather and a shank. The shank of the blade is located horizontally, and the feather is connected to the shank through an intermediate element - the leg. Between the leg and the feather there is a shelf forming the engine flow part (NN 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 system technologies. Book 1. Moscow. Science 2011. p. 257-263).

К недостаткам известных решений относятся неопределенность достижения эффективного взаимодействия лопаток с потоком рабочего тела вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации пера и угловой установки лопатки в рабочем колесе четвертой ступени ротора, а также сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД, газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и как следствие сложность обеспечения оптимальной динамической прочности и повышенного ресурса лопатки.The disadvantages of the known solutions include the uncertainty of achieving effective interaction of the blades with the flow of the working fluid due to the lack of specification of the ranges of geometric and aerodynamic parameters of the spatial configuration of the pen and the angular installation of the blades in the impeller of the fourth stage of the rotor, as well as the difficulty of obtaining a compromise combination of increased values of efficiency, gas-dynamic stability (GDU ) compressor and, as a consequence, the difficulty of ensuring optimal dynamic strength and Vyshen blade resource.

Задача группы изобретений, объединенных единым творческим замыслом, состоит в разработке лопатки рабочего колеса четвертой ступени ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД) с улучшенными конструктивными и аэродинамическими параметрами пространственной конфигурации и жесткостью пера лопатки, обеспечивающими возможность увеличения расхода сжимаемого рабочего тела - воздуха в четвертой ступени на всех режимах работы двигателя, а также увеличение газодинамической устойчивости и ресурса без увеличения материалоемкости лопатки.The task of the group of inventions, united by a single creative concept, is to develop the impeller blades of the fourth stage of the rotor of the low pressure compressor (KND) of the gas turbine engine (GTE) with improved structural and aerodynamic parameters of the spatial configuration and stiffness of the blade’s pen, which provide the possibility of increasing the flow rate of the compressible working fluid - air in the fourth stage at all engine operating modes, as well as an increase in gas-dynamic stability and resource without increasing ma terial capacity of the scapula.

Поставленная задача решается тем, что лопатка рабочего колеса четвертой ступени, имеющего диск с пазами и лопаточный венец с фронтальной линией решетки профилей пера, в составе ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, имеющего турбину низкого давления, турбину высокого давления и силовую турбину, согласно изобретению, содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками, при этом перо выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γ_уст установки профиля пера, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки, образуя хорду профиля, и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γ_уст.к.=(61,3÷69,3)°, а в периферийном сечении значение γ_уст.п=(38,7÷46,7)°, при этом угол γ_уст установки профиля пера выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом G_y.п изменения угла γ_уст., имеющим значения в диапазонеThe problem is solved in that the impeller blade of the fourth stage, having a disk with grooves and a blade rim with a front line of the lattice of the profile of the pen, as part of the rotor of a low-pressure compressor of a gas turbine engine, containing a flow part limited along the peripheral contour of the engine body having a low pressure turbine , the high pressure turbine and the power turbine according to the invention comprises a shank and a feather with a convex-concave profile formed by a concave trough and a convex back, mating ennymi inlet and outlet edges, the pen formed with a spiral twist with respect to the pen axis, to create a variable height feather angle γ _mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent line connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the front grille line profiles in a flat scan of a cylindrical section of the blade of the crown, having the value γ _set in the root section of the pen = (61,3 ÷ 69,3) °, and in the peripheral section _Factory γ value = (38,7 ÷ 46,7) °, wherein the angle γ _mouth profile settings pen configured decreasing adjustment of the blade with the gradient G _y changing the angle γ _{it dry} _mouth. having values in the range

G_y.п.=(γ_уст.к.-γ_уст.п)/Н_ср=(217,0÷311,9) [град/м],G _y.p. = (γ _set.- γ _set.p ) / N _sr = (217.0 ÷ 311.9) [deg / m],

где γ_уст.к - угол установки профиля в корневом сечении пера лопатки; у_уст.п - то же в периферийном сечении пера лопатки; Н_ср - средняя высота пера лопатки; а входная и выходная кромки пера выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом G_y.x. увеличения соединяющей их хорды, равнымwhere γ _ust.k - the installation angle of the profile in the root section of the pen blade; in _ust.p - the same in the peripheral section of the pen blade; N _cf - the average height of the feather blades; and the input and output edges of the pen are made diverging sailing towards the peripheral end of the blade with a gradient G _{yx of} an increase in the chords connecting them equal to

G_y.x.=(L_п.x.-L_к.х.)/H_cp=(2,9÷4,3)·10^-2 [м/м],G _yx = (L _p.x.- L _k.h. ) / H _cp = (2.9 ÷ 4.3) · 10 ^-2 [m / m],

где L_п.x - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки пера лопатки; L_к.х. - то же, длина корневой хорды; Н_ср - средняя высота пера лопатки.where L _p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the spiral twist of the feather blade; L _c.h. - the same, the length of the root chord; N _cf - the average height of the feather blades.

При этом лопатка выполнена с отношением высоты h входной кромки профиля пера к средней хорде L_cp.x., разделяющей площадь рабочей поверхности пера на две равные части, составляющим h/L_cp.x.=(1,33÷1,91).In this case, the blade is made with the ratio of the height h of the input edge of the pen profile to the middle chord L _cp.x. , dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L _cp.x. = (1.33 ÷ 1.91).

Хвостовик лопатки может быть выполнен с подошвой, имеющей продольную ось, расположенную в условной плоскости, параллельной оси ротора, и снабжен канавкой для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.The blade shank can be made with a sole having a longitudinal axis located in a conditional plane parallel to the rotor axis and provided with a groove for fixing the blade in the disc from the shift of the shank along the groove axis with a split locking ring.

Перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета) и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки (вид по н.п.).The feather of the blade can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view along the np - direction of flight) and with the back of the feather convex towards the side of rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise direction (view in n .P.).

Перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.) и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).The blade feather can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (n.p. view) and with a back of the pen convexing towards the side of rotation of the rotor and counterclockwise rotation direction (clockwise view )

Периферийный торец пера лопатки может быть выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне четвертой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face of the blade vane pen can be made beveled with a repetition of the curvature of the internal surface of the engine duct in the zone of the fourth KND stage with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unobstructed rotation of the impeller blade as part of the KND rotor of the engine.

Поставленная задача по второму варианту решается тем, что лопатка рабочего колеса четвертой ступени, имеющего диск с пазами и лопаточный венец с фронтальной линией решетки профилей пера, в составе ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, имеющего турбину низкого давления, турбину высокого давления и силовую турбину, согласно изобретению, содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками, при этом перо выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γ_уст установки профиля пера, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки, образуя хорду профиля, и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γ_уст.к.=(61,3÷69,3)°, а в периферийном сечении значение у_уст.п=(38,7÷46,7)°, при этом угол γ_уст установки профиля пера выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом G_y.п изменения угла γ_уст., имеющим значения в диапазонеThe task of the second embodiment is solved in that the impeller blade of the fourth stage, having a disk with grooves and a blade rim with a front line of the grating of the profile of the pen, as part of the rotor of a low-pressure compressor of a gas turbine engine, containing a flow part limited by a peripheral contour of the engine casing having the low pressure turbine, the high pressure turbine, and the power turbine according to the invention comprise a liner and a feather with a convex-concave profile formed by a concave trough and kloy backrest paired inlet and outlet edges, the pen formed with a spiral twist with respect to the pen axis, to create a variable height feather angle γ _mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent line connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the front line of the lattice of profiles in a flat scan of the cylindrical section of the blade rim, having the value γ _set in the root section of the pen = (61,3 ÷ 69,3) °, and in the peripheral section _Factory value y = (38,7 ÷ 46,7) °, wherein the angle γ _mouth profile settings pen configured decreasing adjustment of the blade with the gradient G _y changing the angle γ _{it dry} _mouth. having values in the range

где γ_уст.к - угол установки профиля в корневом сечении пера лопатки; γ_уст.п - то же в периферийном сечении пера лопатки; Н_ср - средняя высота пера лопатки; причем лопатка выполнена с отношением высоты h входной кромки профиля пера к средней хорде L_cp.x., разделяющей площадь рабочей поверхности пера на две равные части, составляющим h/L_cp.x.=(1,33÷1,91).where γ _ust.k - the installation angle of the profile in the root section of the pen blade; γ _ust.p - the same in the peripheral section of the pen blade; N _cf - the average height of the feather blades; moreover, the blade is made with the ratio of the height h of the input edge of the pen profile to the middle chord L _cp.x. , dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L _cp.x. = (1.33 ÷ 1.91).

При этом входная и выходная кромки пера могут быть выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом G_y.x. увеличения соединяющей их хорды, равнымIn this case, the input and output edges of the pen can be made sailing diverging to the peripheral end of the blade with a gradient G _{yx of} an increase in the chords connecting them, equal to

G_y.x.=(L_п.x.-L_к.x.)/H_ср=(2,9÷4,3)·10^-2 [м/м],G _yx = (L _p.x. -L _c.x. ) / H _cf = (2.9 ÷ 4.3) · 10 ^-2 [m / m],

Вариантно перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.) и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).Alternatively, the feather of the blade can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (n.p. view) and with a back of the pen convex towards the side of rotation of the rotor and counterclockwise direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p. .).

Поставленная задача по третьему варианту решается тем, что лопатка рабочего колеса четвертой ступени, имеющего диск с пазами и лопаточный венец с фронтальной линией решетки профилей пера, в составе ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, имеющего турбину низкого давления, турбину высокого давления и силовую турбину, согласно изобретению, содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками, при этом перо выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γ_уст установки профиля пера, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки, образуя хорду профиля, и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γ_уст.к.=(61,3÷69,3)°, а в периферийном сечении значение γ_уст.п=(38,7÷46,7)°, причем перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки, при этом входная и выходная кромки пера выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом G_y.x. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe task of the third embodiment is solved by the fact that the impeller blade of the fourth stage, having a disk with grooves and a blade rim with a front line of the grating of the profile of the pen, as part of the rotor of the low-pressure compressor of a gas turbine engine, containing a flow part bounded by a peripheral contour of the engine casing having the low pressure turbine, the high pressure turbine and the power turbine according to the invention comprise a shank and a feather with a convex-concave profile formed by a concave trough and you ukloy backrest paired inlet and outlet edges, the pen formed with a spiral twist with respect to the pen axis, to create a variable height feather angle γ _mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent line connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the front line of the lattice of profiles in a flat scan of the cylindrical section of the blade rim, having the value γ _set in the root section of the pen = (61.3 ÷ 69.3) °, and in the peripheral section the value of γ is _set = (38.7 ÷ 46.7) °, and the feather of the blade is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in the cross section as the difference in the height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the feather of the blade, while the input and output edges of the feather are made diverging to the peripheral end of the blade with a gradient G _{yx of} an increase connecting their chords equal to

G_y.x.=(L_п.x.-L_к.х.)/H_сp=(2,9÷4,3)·10^-2 [м/м],G _yx = (L _p.x.- L _k.h. ) / H _cp = (2.9 ÷ 4.3) · 10 ^-2 [m / m],

где L_п.x - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки пера лопатки; L_к.х. - то же, длина корневой хорды; Н_ср - средняя высота пера лопатки; кроме того лопатка выполнена с отношением высоты h входной кромки профиля пера к средней хорде L_cp.x., разделяющей площадь рабочей поверхности пера на две равные части, составляющим h/L_cp.x.=(1,33÷1,91).where L _p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the spiral twist of the feather blade; L _c.h. - the same, the length of the root chord; N _cf - the average height of the feather blades; in addition, the blade is made with the ratio of the height h of the input edge of the pen profile to the middle chord L _cp.x. , dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L _cp.x. = (1.33 ÷ 1.91).

При этом угол γ_уст установки профиля пера может быть выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом G_y.п изменения угла γ_уст., имеющим значения в диапазонеThe angle γ _mouth profile settings pen may be formed by decreasing the height of the blade G with the gradient angle γ changes _y.p _mouth. having values in the range

где γ_уст.к - угол установки профиля в корневом сечении пера лопатки; γ_уст.п - то же в периферийном сечении пера лопатки; Н_ср - средняя высота пера лопатки.where γ _ust.k - the installation angle of the profile in the root section of the pen blade; γ _ust.p - the same in the peripheral section of the pen blade; N _cf - the average height of the feather blades.

Поставленная задача по четвертому варианту решается тем, что лопатка рабочего колеса четвертой ступени, имеющего диск с пазами и лопаточный венец с фронтальной линией решетки профилей пера, в составе ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, имеющего турбину низкого давления, турбину высокого давления и силовую турбину, согласно изобретению, содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками, при этом перо выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γ_уст установки профиля пера, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки, образуя хорду профиля, и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γ_уст.к.=(61,3÷69,3)°, а в периферийном сечении значение γ_уст.п=(38,7÷46,7)°, причем перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки, при этом максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом G_y.т., равнымThe task of the fourth embodiment is solved by the fact that the impeller blade of the fourth stage, having a disk with grooves and a blade rim with a front line of the grating of the pen profiles, is comprised of a low-pressure compressor rotor of a gas turbine engine containing a flow part limited by a peripheral contour of the engine casing having a low pressure turbine, a high pressure turbine and a power turbine according to the invention comprise a shank and a feather with a convex-concave profile formed by a concave trough and ypukloy backrest paired inlet and outlet edges, the pen formed with a spiral twist with respect to the pen axis, to create a variable height feather angle γ _mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent line connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the front line of the lattice of profiles in a flat scan of the cylindrical section of the blade rim, having the value γ _set in the root section of the pen = (61.3 ÷ 69.3) °, and in the peripheral section the value of γ is _set = (38.7 ÷ 46.7) °, and the feather of the blade is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in the cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the inlet and outlet edges of the blade feather, the maximum thickness of the blade feather profile being the largest in the root section and decreasing along the height of the feather to the peripheral end with a gradient of G _y.t. equal to

G_y.т.=(С_к-С_п)/Н_ср=(1,82÷2,62)·10^-2 [м/м],G _y.t. = (C _to -C _p ) / N _cf = (1.82 ÷ 2.62) · 10 ^-2 [m / m],

где С_к - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; С_п - то же, периферийного; Н_ср - средняя высота пера лопатки; кроме того лопатка выполнена с отношением высоты h входной кромки профиля пера к средней хорде L_cp.x., разделяющей площадь рабочей поверхности пера на две равные части, составляющим h/L_cp.x.=(1,33÷1,91).where C _to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With _p - the same peripheral; N _cf - the average height of the feather blades; in addition, the blade is made with the ratio of the height h of the input edge of the pen profile to the middle chord L _cp.x. , dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L _cp.x. = (1.33 ÷ 1.91).

Входная и выходная кромки пера могут быть выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом G_y.x. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe input and output edges of the pen can be made sailing diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G _yx increasing the chords connecting them, equal to

G_y.x=(L_п.x.-L_к.х.)/H_cp=(2,9÷4,3)·10^-2 [м/м],G _yx = (L _p.x.- L _k.h. ) / H _cp = (2.9 ÷ 4.3) · 10 ^-2 [m / m],

Технический результат, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков лопатки рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД ГТД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,2% при повышении ресурса лопатки в 2 раза.The technical result achieved by the above set of essential features of the impeller blades of the fourth stage of the rotor KND GTE rotor consists in increasing the efficiency and expanding the range of compressor gas-dynamic stability modes by 2.2% with a 2-fold increase in the resource of the blade.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 изображена лопатка рабочего колеса четвертой ступени, вид сбоку;in FIG. 1 shows a blade of the impeller of the fourth stage, side view;

на фиг. 2 - перо лопатки рабочего колеса четвертой ступени, поперечный разрез;in FIG. 2 - feather blades of the impeller of the fourth stage, a cross section;

на фиг. 3 - лопатка рабочего колеса четвертой ступени, вид сверху.in FIG. 3 - the blade of the impeller of the fourth stage, top view.

Лопатка рабочего колеса четвертой ступени, имеющего диск с пазами и лопаточный венец с фронтальной линией решетки профилей пера, в составе ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, имеющего турбину низкого давления, турбину высокого давления и силовую турбину, содержит хвостовик 1 и перо 2. Перо 2 лопатки выполнено с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом 3 и выпуклой спинкой 4, сопряженными входной и выходной кромками 5 и 6 соответственно. Перо 2 лопатки выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера 2, создающей переменный по высоте пера угол γ_уст установки профиля пера, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки 5 и 6, образуя хорду 7 профиля, и фронтальной линией 8 решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γ_уст.к.=(61,3÷69,3)°, а в периферийном сечении значение γ_уст.п=(38,7÷46,7)°. В качестве оси пера 2 лопатки принята продольная ось профиля пера, совпадающая с осью закрутки профиля. В качестве оси ротора принята ось вращения ротора.The blade of the impeller of the fourth stage, having a grooved disk and a blade rim with a front profile line of the pen profiles, comprising a rotor of a low-pressure compressor of a gas turbine engine containing a flow part bounded by a peripheral contour of the engine body having a low-pressure turbine, a high-pressure turbine, and a power the turbine contains a shank 1 and a feather 2. The feather 2 of the blade is made with a convex-concave profile formed by a concave trough 3 and a convex back 4, conjugate the input and output edges kami 5 and 6, respectively. Pen 2 blade formed with a spiral twist with respect to the pen axis 2, which creates a variable height feather angle γ _mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent line connecting the inlet and outlet edges 5 and 6 forming the chord 7 the profile, and the front line 8 lattice profiles in a flat scan of a cylindrical section of the blade of the crown, having the value γ _set in the root section of the pen = (61.3 ÷ 69.3) °, and in the peripheral section the value of γ _set n = (38.7 ÷ 46.7) °. As the axis of the pen 2 blades adopted the longitudinal axis of the profile of the pen, coinciding with the axis of twist of the profile. As the axis of the rotor adopted the axis of rotation of the rotor.

Угол γ_уст установки профиля пера 2 выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом G_y.п изменения угла γ_уст., имеющем значения в диапазонеThe angle γ of the _{mouth of the} installation profile of the pen 2 is made decreasing in height of the blade with a gradient of G _y.p changes the angle of γ _mouth. having values in the range

Входная и выходная кромки 5 и 6 пера 2 лопатки выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу 9 лопатки с градиентом G_y.x. увеличения соединяющей их хорды 7, равнымThe input and output edges 5 and 6 of the feather 2 of the blade are made sailing diverging to the peripheral end 9 of the blade with a gradient G _{yx of} an increase in the chord 7 connecting them equal to

где L_п.x - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки пера лопатки; L_к.х. - то же, длина корневой хорды; Н_ср -средняя высота пера лопатки.where L _p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the spiral twist of the feather blade; L _c.h. - the same, the length of the root chord; H _{cf is the} average feather height of the scapula.

Перо 2 лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера 2 толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 4 и корыта 3 относительно хорды 7, соединяющей входную и выходную кромки 5 и 6 пера 2 лопатки. Максимальная толщина профиля пера 2 лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу 9 с градиентом G_y.т., равнымThe feather 2 of the blade is made variable in width and height of the feather 2 thickness, defined in cross section as the difference between the heights of the back 4 and trough 3 relative to the chord 7 connecting the input and output edges 5 and 6 of the feather 2 of the blade. The maximum thickness of the profile of the pen 2 blades made the largest in the root section and decreasing in height of the pen to the peripheral end 9 with a gradient of G _y.t. equal to

где С_к - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; С_п - то же, периферийного; Н_ср - средняя высота пера лопатки.where C _to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With _p - the same peripheral; N _cf - the average height of the feather blades.

Лопатка выполнена с отношением высоты h входной кромки 5 профиля пера 2 к средней хорде L_cp.x., разделяющей площадь рабочей поверхности пера на две равные части, составляющим h/L_ср.х.=(1,33÷1,91).The blade is made with the ratio of the height h of the input edge 5 of the profile of the pen 2 to the middle chord L _cp.x. dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L _cf. = (1.33 ÷ 1.91).

Хвостовик 1 лопатки выполнен с подошвой 10, имеющей продольную ось, расположенную в условной плоскости, параллельной оси ротора, и снабжен канавкой 11 для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.The shank 1 of the blade is made with a sole 10 having a longitudinal axis located in a conditional plane parallel to the axis of the rotor, and is provided with a groove 11 for fixing the blade in the disk from displacement of the shank along the axis of the groove with a split locking ring.

Перо 2 лопатки выполнено с корытом 3, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п.- направлению полета) и со спинкой 4 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки (вид по н.п.).The feather 2 of the blade is made with a trough 3, turned concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view in the n.p. direction of flight) and with a back 4 of the pen, convex in the direction of rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p.).

Вариантно перо 2 лопатки выполнено с корытом 3, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.) и со спинкой 4 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).Alternatively, the feather 2 of the blade is made with a trough 3, turned concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (view in n.p.) and with a back 4 of the pen, convex in side against rotation of the rotor and counterclockwise direction of rotation of the clockwise direction (view in n. P.).

Периферийный торец 9 пера 2 лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне четвертой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face 9 of the pen 2 of the blade is made beveled with a repetition of the curvature of the inner surface of the engine duct in the zone of the fourth stage of the low pressure valve with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient to freely rotate the blade of the impeller in the rotor of the low pressure sensor.

Лопатку рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД ГТД поэтапно изготавливают из прутка авиационного сплава. На первом этапе отрезают фрагмент прутка требуемой длины, из которого электровысадкой с последующей механической обработкой выполняют заготовку лопатки с локальным утолщением на участке расположения хвостовика 1. На следующем этапе заготовку подвергают общему нагреву в электропечи до состояния термопластичности и выполняют горячую объемную штамповку, используя штамп, состоящий из двух ответно профилированных полуматриц. Рабочая поверхность одной из полуматриц штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности спинки 4 пера 2 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 3 пера 2 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 1. Доводку обтекаемых поверхностей профилей пера 2 производят фрезерованием с последующей полировкой. Изготовленная таким образом лопатка состоит из объединенных в одно целое пера 2 с хвостовиком 1, выполненной как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД ГТД.The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor KND GTD is stage-by-stage made from the bar of an aircraft alloy. At the first stage, a fragment of the rod of the required length is cut, from which the blade blank is prepared by electric upsetting, followed by machining, with a local thickening at the location of the shank 1. In the next step, the blank is subjected to general heating in an electric furnace to the state of thermoplasticity and hot die forging is performed using a stamp consisting of of two responding profiled half-matrices. The working surface of one of the die semi-matrices includes a section whose shape is made of the mating spatial surface of the back 4 of the pen 2 of the blade. The working surface of the other half-matrix of the stamp includes a section, the shape of which is made mating spatial surface of the trough 3 pen 2 blades. After that, the blade is subjected to mechanical processing, including grinding off the flap by milling, pulling the shank 1. The streamlined surfaces of the profiles of the pen 2 are finished by milling, followed by polishing. The blade made in this way consists of a single pen 2 with a shank 1, made as a segment of the assembled ring of the blade ring of the impeller of the fourth stage of the rotor of the low pressure turbine engine.

Профиль пера 2 лопатки имеет следующие геометрические параметры:The profile of the pen 2 blades has the following geometric parameters:

- в корневом сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля C_max=4,16 мм; длина хорды пера - 49 мм; угол γ_уст.к установки профиля пера между соединяющей входную и выходную кромки 5 и 6 профиля хордой 7 и фронтальной линией 8 решетки лопаточного венца составляет 65,3°;- in the root section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness C _max = 4.16 mm; pen chord length - 49 mm; angle γ _{set to} install the profile of the pen between connecting the input and output edges 5 and 6 of the profile chord 7 and the front line 8 of the lattice of the blade of the crown is 65.3 °;

- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля C_max=2,7 мм; длина хорды пера принята 52 мм; угол γ_уст.п установки профиля пера составляет 42,7°;- in the peripheral section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness C _max = 2.7 mm; feather chord length adopted 52 mm; _Factory setting angle γ profile pen is 42,7 °;

- средняя высота Н_ср профиля пера составляет 84 мм.- the average height H _cf the pen profile is 84 mm.

Лопатка выполнена для фиксации на диске рабочего колеса вала ротора путем установки хвостовика 1 в пазу обода диска.The blade is made for fixing on the disk of the impeller of the rotor shaft by installing the shank 1 in the groove of the rim of the disk.

При работе компрессора каждая лопатка рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД взаимодействует с рабочим телом, передавая последнему кинетическую и потенциальную энергию. В результате возникает направленный к выходу из лопаточного венца рабочего колеса поток сжимаемого рабочего тела, который поступает из межлопаточных каналов лопаточного венца рабочего колеса ротора на лопатки и в межлопаточные каналы направляющего аппарата статора четвертой ступени. После выравнивания в направляющем аппарате поток поступает далее во входной направляющий аппарат компрессора высокого давления.When the compressor is operating, each blade of the impeller of the fourth stage of the KND rotor interacts with the working fluid, transferring the kinetic and potential energy to the latter. The result is a flow of a compressible working fluid directed towards the exit from the impeller rim of the impeller, which flows from the interscapular channels of the impeller rim of the rotor impeller to the blades and into the interscapular channels of the stator of the fourth stage stator. After alignment in the guide apparatus, the flow then flows into the inlet guide apparatus of the high pressure compressor.

В процессе реализации разработанной в изобретении конструкции лопатки рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД технический результат достигается только при установке лопатки в рабочем колесе с ориентацией профиля пера 2 под углом γ между соединяющей входную и выходную кромки 5 и 6 профиля хордой 7 и фронтальной линией 8 решетки лопаточного венца, составляющем в корневом сечении γ_уст.к=(61,3÷69,3)° и в периферийном сечении значение γ_уст.п=(38,7÷46,7)°, в сочетании с одновременным согласованным удовлетворением условий соответствия найденных в изобретении геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации и градиентов их изменения по высоте пера лопатки. При назначении угла γ_уст. в корневом и периферийном сечениях пера лопатки, принятых из найденного в изобретении интервала значений γ_уст.к и γ_уст.п с учетом углов установки профиля пера предыдущих ступеней ротора компрессора, достигают наиболее высокие значения КПД, ГДУ компрессора и ресурса лопатки. При уменьшении углов γ_уст.к и γ_уст.п ниже заявленных значений существенно ограничивается диапазон газодинамической устойчивости работы компрессора, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва воздушного потока с выпуклой спинки 4 пера 2 лопатки с результирующей потерей ГДУ. С увеличением углов γ_уст.к и γ_уст.п выше заявленных значений возрастает риск срыва воздушного потока с корыта 3 пера 2 лопатки и снижается КПД, а также неоправданно возрастают напряжения в лопатке на всех режимах работы КНД, что приводит к снижению ресурса, увеличению материалоемкости лопаток и, в конечном счете, к утяжелению компрессора и снижению эксплуатационной экономичности двигателя.In the process of implementing the design of the impeller blade of the fourth stage of the KND rotor developed in the invention, the technical result is achieved only when the blade is installed in the impeller with the orientation of the pen profile 2 at an angle γ between the chord 7 connecting the input and output edges 5 and 6 of the profile and the front line 8 of the scapular lattice crown, constituting in the root section γ _set = (61.3 ÷ 69.3) ° and in the peripheral section the value γ _set = (38.7 ÷ 46.7) °, in combination with the simultaneous agreed satisfaction of the conditions of conformity found in the invention of geometric and aerodynamic parameters of the spatial configuration and their gradients of change along the height of the feather blade. When assigning the angle γ _mouth. the root and the blade peripheral sections taken from the obtained values of the inventive γ and γ interval _ust.k _Factory with the profile alignment pen preceding stages of the compressor rotor, reach the highest efficiency values, and the vane compressor GDU resource. With a decrease in the angles γ _set and γ _set below the declared values, the range of gas-dynamic stability of the compressor operation is significantly limited, the efficiency of the stage decreases and the risk of an accidentally dangerous breakdown of the air flow from the convex back of 4 feathers of 2 blades with the resulting loss of HLD increases. With an increase in the angles γ _set and γ _set above the stated values, the risk of disruption of the air flow from the trough of 3 feathers 2 blades increases and the efficiency decreases, as well as unjustifiably increase the voltage in the blade at all operating modes of the low pressure switch, which leads to a decrease in resource, increase the material consumption of the blades and, ultimately, to make the compressor heavier and reduce the operational efficiency of the engine.

Аналогичные процессы имеют место с получением положительного результата при соблюдении и отрицательного при выходе за пределы найденных в изобретении границ диапазонов градиентов G_y.п=(217,0÷311,9) [град/м] по высоте Н_ср пера 2 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера лопатки со значениями градиента G_y.п<217,0 [град/м] существенно ограничивается диапазон ГДУ работы КНД, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 4 пера лопатки с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды 7 пера 2 по высоте лопатки до значений градиента G_y.п., превышающих верхний предел G_y.п.>311,9 [град/м], приводит к недопустимому уменьшению угла раскрытия периферийного участка пера 2 лопатки, что в свою очередь приводит к снижению КПД, негативному уменьшению диапазона ГДУ компрессора и недопустимому рассогласованию работы четвертой ступени ротора с последующими ступенями НКД.Similar processes take place with obtaining a positive result when observing and negative when going beyond the boundaries of the gradient ranges G _y.n = (217.0 ÷ 311.9) [deg / m] along the height H _{cf of the} pen 2 of the blade. When performing a three-dimensional profile of the feather of the blade with the gradient values G _y.p <217.0 [deg / m], the range of GDU operation of the _{low pressure switch is} significantly limited, the efficiency of the stage decreases and the risk of an accidentally dangerous stall of the air flow from the convex back 4 of the blade feather with a resulting loss increases GDU. Increasing the ratio of the difference in the angles of installation of the chord 7 of pen 2 along the height of the blade to the gradient values G _y.p. exceeding the upper limit of G _y.p. > 311.9 [deg / m], leads to an unacceptable decrease in the opening angle of the peripheral portion of the pen of the 2 blades, which in turn leads to a decrease in efficiency, a negative decrease in the range of the GDU of the compressor and an unacceptable mismatch of the fourth stage of the rotor with subsequent NKD stages.

Градиент G_y.x. увеличения хорды 7 пера 2 лопатки по средней высоте Н_ср пера 1 лопатки характеризует парусность пера, образованную в результате углового расхождения входной и выходной кромок 5 и 6 пера 2 от втулки до периферийного торца 9. Парусность пера по высоте лопатки спрофилирована по градиенту G_y.x углового расширения хорды 7 пера 2 с заявленным диапазоном G_y.x.=(2,9÷4,3)·10^-2 [м/м], что обеспечивает получение технического результата изобретения. Уменьшение отношения разности длин периферийной и корневой хорд пера 2 к средней высоте Н_ср пера (G_y.х.<2,9·10^-2) приводит к образованию недостаточной густоты заполнения периферийного кольцевого участка площади поперечного сечения проточной части лопаточного венца периферийными участками пера 2 лопаток в проекции на условную плоскость, нормальную к оси ротора. Как следствие возникает недопустимое снижение запаса ГДУ, сужение диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора и существенному снижению КПД за счет возможного срыва воздушного потока со спинки 4 пера 2 лопатки. Увеличение (G_y.x.>4,3·10^-2) приводит к неоправданному увеличению потерь от трения потока о профиль пера 2 лопатки и к снижению КПД компрессора.Gradient G _{yx of a} chord increase of 7 feathers 2 blades according to the average height H _cf. feather 1 blades characterizes the feathering of the feather formed as a result of the angular divergence of the input and output edges 5 and 6 of feather 2 from the sleeve to the peripheral end 9. The feathering of the feather along the height of the blade is profiled according to the gradient G _{yx of the} angular expansion of the chord 7 of pen 2 with the claimed range of G _yx = (2.9 ÷ 4.3) · 10 ^-2 [m / m], which provides a technical result of the invention. A decrease in the ratio of the difference between the lengths of the peripheral and root chords of pen 2 to the average height H _{cp of the} pen (G _y.x. <2.9 · 10 ^-2 ) leads to the formation of insufficient density of filling the peripheral annular portion of the cross-sectional area of the flowing part of the shoulder blade with the peripheral portions of the pen 2 blades in a projection on a conditional plane normal to the axis of the rotor. As a result, an unacceptable decrease in the GDU stock occurs, a narrowing of the range of gas-dynamic stability of the compressor and a significant decrease in efficiency due to the possible disruption of the air flow from the back 4 of the pen 2 blades. The increase (G _yx > 4,3 · 10 ^-2 ) leads to an unjustified increase in losses from friction of the flow on the profile of the pen 2 blades and to reduce the efficiency of the compressor.

Технический результат повышения ресурса лопатки в два раза достигается при соблюдении условия соотношения разности толщин к средней высоте пера 2 лопатки, принимаемого в пределах найденного в изобретении указанного диапазона значений градиента G_y.т.=(1,82÷2,62)·10^-2 [м/м] за счет обеспечения требуемой статической и динамической жесткости при оптимальной материалоемкости профиля пера 2 лопатки. При значениях градиента G_y.т.<1,82·10^-2 [м/м] возникает излишнее повышение материалоемкости вследствие неоправданного реальными сочетаниями нагрузок увеличения толщины периферийной части пера лопатки, что приводит к завышению массы компрессора и снижению экономичности двигателя. При значениях градиента G_y.т.>2,62·10^-2 [м/м] требуемое повышение ресурса лопатки не достигается из-за снижения динамической прочности в процессе эксплуатации компрессора вследствие неоправданного возрастания параметров изгибных колебаний профиля пера 2 при недопустимом уменьшении максимальной толщины профиля в наиболее нагруженной периферийной части длины пера лопатки.The technical result of increasing the resource of the blade by two times is achieved subject to the condition of the ratio of the difference in thickness to the average height of the pen 2 of the blade, taken within the specified range of gradient values G _y.t. = (1.82 ÷ 2.62) · 10 ^-2 [m / m] due to the provision of the required static and dynamic stiffness with optimal material consumption of the profile of the pen 2 blades. With the values of the gradient G _y.t. <1.82 · 10 ^-2 [m / m] an excessive increase in material consumption occurs due to the increase in the thickness of the peripheral part of the blade feather unjustified by real load combinations, which leads to an overestimation of the compressor mass and a decrease in engine efficiency. With the values of the gradient G _y.t. > 2.62 · 10 ^-2 [m / m] the required increase in the resource of the blade is not achieved due to a decrease in dynamic strength during operation of the compressor due to an unjustified increase in the parameters of bending vibrations of pen profile 2 with an unacceptable decrease in the maximum thickness of the profile in the most loaded peripheral part of the length feather scapula.

Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса четвертой ступени достигают повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя без увеличения материалоемкости лопатки.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the blades of the impeller of the fourth stage, an increase in efficiency and an expansion of the range of regimes of gas-dynamic stability of the KND of the engine without increasing the material consumption of the blade are achieved.

Claims

1. The blade of the impeller of the fourth stage, having a disk with grooves and a blade rim with a front line of the lattice of the profile of the pen, as part of the rotor of the low-pressure compressor (KND) of a gas turbine engine (GTE), containing a flow part, limited by a peripheral contour of the engine body having a turbine low pressure (ТНД), high pressure turbine (ТД) and power turbine (ST), characterized in that it contains a shank and a feather with a convex-concave profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated Khodnev and outlet edges, the pen formed with a spiral twist with respect to the pen axis, to create a variable height feather angle γ _mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent line connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the front line profile grating in a flat scan of a cylindrical section of the blade of the crown, having the value γ _set in the root section of the pen = (61,3 ÷ 69,3) °, and in the peripheral section _Factory γ value = (38,7 ÷ 46,7) °, wherein the angle γ _mouth profile settings pen configured decreasing adjustment of the blade with the gradient G _{y .P.} changes in the angle γ _mouth. having values in the range
G _{uniformizing parameter} = (γ _set.- γ _set.p ) / N _sr = (217.0 ÷ 311.9) [deg / m],
where γ _set - the angle of installation of the profile in the root section of the feather blades; γ _ust.p - the same in the peripheral section of the pen blade; N _cf - the average height of the feather blades; and the input and output edges of the pen are made diverging sailing towards the peripheral end of the blade with a gradient G _{yx of} an increase in the chords connecting them equal to
G _yx = (L _p.x -L _c.x. ) / H _cp = (2.9 ÷ 4.3) · 10 ^-2 [m / m],
where L _p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the spiral twist of the feather blade; L _c.h. - the same, the length of the root chord; N _cf - the average height of the feather blades.

2. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 1, characterized in that the blade is made with the ratio of the height h of the input edge of the pen profile to the middle chord L _cp.x. , dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L _cp.x. = (1.33 ÷ 1.91).

3. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 1, characterized in that the shank of the blade is made with a sole having a longitudinal axis located in a conditional plane parallel to the axis of the rotor and provided with a groove for fixing the blade in the disk from displacement of the shank along the axis of the groove split lock ring.

4. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 1, characterized in that the feather of the blade is made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view in np - direction of flight) and with the back of the pen convex to the side against the rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p.).

5. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 1, characterized in that the feather of the blade is made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (view in np) and with the back of the feather convex towards the side against rotor rotation and counterclockwise rotation direction (view in np).

6. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 1, characterized in that the peripheral end of the feather of the blade is made beveled with a repetition of the curvature of the inner surface of the engine duct in the fourth stage of the low pressure valve with a decrease in radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unhindered rotation of the blades of the impeller in the rotor of the KND engine.

7. The blade of the impeller of the fourth stage, having a disk with grooves and a blade rim with a front line of the lattice of the profile of the pen, as part of the rotor of a low-pressure compressor of a gas turbine engine, containing a flow part limited along the peripheral contour of the engine body having a low-pressure turbine, a high-pressure turbine and a power turbine, characterized in that it contains a shank and a feather with a convex-concave profile formed by a concave trough and a convex back, paired with an input and output edge s, the pen formed with a spiral twist with respect to the pen axis, to create a variable height feather angle γ _mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent line connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the front line profiles grating in a planar reamer a cylindrical section of the scapular rim, having in the root section of the pen the value of γ _set. = (61,3 ÷ 69,3) °, and in the peripheral section _Factory γ value = (38,7 ÷ 46,7) °, wherein the angle γ _mouth profile settings pen configured decreasing adjustment of the blade with the gradient G _y changing the angle γ _{it dry} _mouth. having values in the range
G _{uniformizing parameter} = (γ _set.- γ _set.p ) / N _sr = (217.0 ÷ 311.9) [deg / m],
where γ _ust.k - the installation angle of the profile in the root section of the pen blade; γ _ust.p - the same in the peripheral section of the pen blade; N _cf - the average height of the feather blades; moreover, the blade is made with the ratio of the height h of the input edge of the pen profile to the middle chord L _cp.x. dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L _cf. = (1.33 ÷ 1.91).

8. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 7, characterized in that the input and output edges of the pen are made diverging sailing towards the peripheral end of the blade with a gradient G _{yx of} an increase in the chords connecting them equal to
G _yx = (L _p.x -L _k.h. ) / H _cp = (2.9 ÷ 4.3) · 10 ^-2 [m / m],
where L _p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the spiral twist of the feather blade; L _c.h. - the same, the length of the root chord; N _cf - the average height of the feather blades.

9. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 7, characterized in that the shank of the blade is made with a sole having a longitudinal axis located in a conditional plane parallel to the axis of the rotor and provided with a groove for fixing the blade in the disk from displacement of the shank along the axis of the groove split lock ring.

10. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 7, characterized in that the feather of the blade is made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view in np - direction of flight) and with the back of the pen convex to the side against the rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p.).

11. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 7, characterized in that the feather of the blade is made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (view in np) and with the back of the feather convex towards the side rotor rotation and counterclockwise rotation direction (view in np).

12. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 7, characterized in that the peripheral end of the feather of the blade is made beveled with a repetition of the curvature of the inner surface of the duct part of the engine in the zone of the fourth stage of the CPV with a decrease in radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unhindered rotation of the blades of the impeller in the rotor of the KND engine.

13. The blade of the impeller of the fourth stage, having a disk with grooves and a blade rim with a front line of the grating of the profile of the pen, as a part of the rotor of the low-pressure compressor of a gas turbine engine, containing a flow part limited along the peripheral contour of the engine body having a low pressure turbine, a high pressure turbine and a power turbine, characterized in that it contains a shank and a feather with a convex-concave profile formed by a concave trough and a convex back, paired with an input and output edge kami, while the pen is made with a spiral twist relative to the axis of the pen, creating a variable angle of the pen angle γ _mouth. setting the profile of the pen, defined as the angle between the common tangent connecting the input and output edges, forming the chord of the profile, and the front line of the lattice of profiles in a flat scan of the cylindrical section of the blade of the crown, having the root cross section of the pen value γ _set. = (61.3 ÷ 69.3) °, and in the peripheral section the value of γ is _set = (38.7 ÷ 46.7) °, and the feather of the blade is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in the cross section as the difference in the height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the feather of the blade, while the input and output edges of the feather are made diverging to the peripheral end of the blade with a gradient G _{yx of} an increase connecting their chords equal to
G _yx = (L _p.x.- L _k.h. ) / H _cp = (2.9 ÷ 4.3) · 10 ^-2 [m / m],
where L _p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the spiral twist of the feather blade; L _c.h. - the same, the length of the root chord; N _cf - the average height of the feather blades; in addition, the blade is made with the ratio of the height h of the input edge of the pen profile to the middle chord L _cp.x. , dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L _cp.x. = (1.33 ÷ 1.91).

14. The blade of the impeller of the fourth-stage rotor according to claim. 13, characterized in that the angle γ _mouth profile settings pen configured decreasing height of the blade G with the gradient angle γ changes _y.p _mouth. having values in the range
G _y.p. = (γ _set.- γ _set.p ) / N _sr = (217.0 ÷ 311.9) [deg / m],
where γ _ust.k - the installation angle of the profile in the root section of the pen blade; γ _ust.p - the same in the peripheral section of the pen blade; N _cf - the average height of the feather blades.

15. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to p. 13, characterized in that the shank of the blade is made with a sole having a longitudinal axis located in a conditional plane parallel to the axis of the rotor and provided with a groove for fixing the blade in the disk from displacement of the shank along the axis of the groove split lock ring.

16. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 13, characterized in that the feather of the blade is made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view in np - direction of flight) and with the back of the pen convex to the side against the rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p.).

17. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 13, characterized in that the feather of the blade is made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (view in np) and with the back of the feather convex towards the side rotor rotation and counterclockwise rotation direction (view in np).

18. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to p. 13, characterized in that the peripheral end of the feather of the blade is made beveled with a repetition of the curvature of the inner surface of the duct part of the engine in the zone of the fourth stage of the CPV with a decrease in radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unhindered rotation of the blades of the impeller in the rotor of the KND engine.

19. The blade of the impeller of the fourth stage, having a disk with grooves and a blade rim with a front line of the grating of the profile of the pen, as a part of the rotor of a low-pressure compressor of a gas turbine engine, containing a flow part limited along the peripheral contour of the engine body having a low-pressure turbine, a high-pressure turbine and a power turbine, characterized in that it contains a shank and a feather with a convex-concave profile formed by a concave trough and a convex back, paired with an input and output edge Kami, the pen formed with a spiral twist with respect to the pen axis, to create a variable height feather angle γ _mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent line connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the front line profiles grating in a planar reamer a cylindrical section of the scapular rim, having in the root section of the pen the value of γ _set. = (61.3 ÷ 69.3) °, and in the peripheral section the value of γ is _set = (38.7 ÷ 46.7) °, and the feather of the blade is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in the cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the inlet and outlet edges of the blade feather, the maximum thickness of the blade feather profile being the largest in the root section and decreasing along the height of the feather to the peripheral end with a gradient of G _y.t. equal to
G _y.t. = (C _to -C _p ) / N _cf = (1.82 ÷ 2.62) · 10 ^-2 [m / m],
where C _to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With _p - the same peripheral; N _cf - the average height of the feather blades; in addition, the blade is made with the ratio of the height h of the input edge of the pen profile to the middle chord L _cp.x. dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L _cf. = (1.33 ÷ 1.91).

20. The blade of the impeller of the fourth-stage rotor according to claim. 19, characterized in that the angle γ _mouth profile settings pen configured decreasing height of the blade G with the gradient angle γ changes _y.p _mouth. having values in the range
G _y.p. = (γ _set. -γ _set.p ) / N _cf. = (217.0 ÷ 311.9) [deg / m],
where γ _ust.k - the installation angle of the profile in the root section of the pen blade; γ _ust.p - the same in the peripheral section of the pen blade; N _cf - the average height of the feather blades.

21. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to p. 19, characterized in that the input and output edges of the pen are sail diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G _yx increasing their connecting chords equal to
G _yx = (L _p.x.- L _k.h. ) / H _cp = (2.9 ÷ 4.3) · 10 ^-2 [m / m],
where L _p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the spiral twist of the feather blade; L _c.h. - the same, the length of the root chord; N _cf - the average height of the feather blades.

22. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to p. 19, characterized in that the shank of the blade is made with a sole having a longitudinal axis located in a conventional plane parallel to the axis of the rotor, and provided with a groove for fixing the blade in the disk from displacement of the shank along the axis of the groove split lock ring.

23. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 19, characterized in that the feather of the blade is made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view in np - direction of flight) and with the back of the pen convex to the side against the rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p.).

24. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 19, characterized in that the feather of the blade is made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (view in np) and with the back of the feather convex towards the side rotor rotation and counterclockwise rotation direction (view in np).

25. The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor according to claim 19, characterized in that the peripheral end of the feather of the blade is made beveled with repetition of the curvature of the inner surface of the engine duct in the fourth stage of the low pressure valve with a decrease in radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unhindered rotation of the blades of the impeller in the rotor of the KND engine.