RU2603222C1 - Gas turbine engine low-pressure compressor rotor third stage disc (versions) - Google Patents

Gas turbine engine low-pressure compressor rotor third stage disc (versions) Download PDF

Info

Publication number
RU2603222C1
RU2603222C1 RU2015132487/06A RU2015132487A RU2603222C1 RU 2603222 C1 RU2603222 C1 RU 2603222C1 RU 2015132487/06 A RU2015132487/06 A RU 2015132487/06A RU 2015132487 A RU2015132487 A RU 2015132487A RU 2603222 C1 RU2603222 C1 RU 2603222C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
rim
rotor
blade
stage
Prior art date
Application number
RU2015132487/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Викторович Куприк
Игорь Александрович Кондрашов
Тамара Петровна Коновалова
Евгений Ювенальевич Марчуков
Константин Сергеевич Поляков
Игорь Сергеевич Кузнецов
Original Assignee
Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") filed Critical Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority to RU2015132487/06A priority Critical patent/RU2603222C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2603222C1 publication Critical patent/RU2603222C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to engine building. GTE low-pressure compressor rotor third stage disc is made in form of single component, including rim changing into circular web, reinforced by hub, having central opening. Disc radius Rd from axis to rim outer surface in web middle plane is (0.59÷0.84) of flow part peripheral contour in said plane radius Rr.p. Rim is asymmetrically connected with disc web with formation of different-arm circular flanges. Rear flange is made with possibility of permanent connection with next stage disc via spacer. For permanent joint with the disc of the next stage bores for fasteners are made via said spacer in disc web. Disc ring is provided with the system of grooves for securing of blades. Each slot longitudinal axis with rotor shaft axis in projection on arbitrary axial plane makes, normal to blade root radial axis, angle of α blade root installation defined in range of values α=(17÷25)°. Slots are uniformly spaced apart along disc perimeter and made with side faces in cross section, forming element of lock joint with blade root. Web is provided with conical circular element, made with generatrix inclination angle to disc geometrical axis of not less than 48°. Enabling higher efficiency and expanded range of compressor gas-dynamic stability modes for 2.1 % while increasing disc service life in 2 times.
EFFECT: enabling higher efficiency.
6 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно, к компрессорам низкого давления стационарных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to low-pressure compressors of stationary gas turbine engines.

Известен диск третьей ступени ротора осевого компрессора низкого давления (КНД) авиационного двигателя, включенный в систему дисков вала рабочих колес ротора компрессора. Диск рабочего колеса включает обод, полотно, ступицу, кольцевой бурт с фланцем и отверстиями в нем под призонные болты. На ободе диска выполнены клиновидные кольцевые углубления, которые образуют кольцевой паз типа “ласточкин хвост” для контакта с клиновидными кольцевыми выступами на торцах полок рабочих лопаток (RU 2269678 C1, опубл. 10.02.2006).Known disk of the third stage of the rotor of the axial low-pressure compressor (LPC) of the aircraft engine, included in the disk system of the impeller shaft of the compressor rotor. The impeller disk includes a rim, a web, a hub, an annular collar with a flange and holes in it for tight bolts. On the rim of the disk, wedge-shaped annular recesses are made, which form an annular groove of the “dovetail” type for contact with wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the working blades (RU 2269678 C1, publ. 02.10.2006).

Известен диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления авиационного двигателя, включенный в систему из четырех дисков, образующих силовую оболочку вала ротора компрессора. Диск содержит обод для установки и приведения во вращение рабочих лопаток, сообщенный с валом турбины низкого давления 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. 249-259)Known disk of the third stage of the rotor of the low-pressure compressor of an aircraft engine, included in a system of four disks forming the power shell of the shaft of the compressor rotor. The disk contains a rim for installing and driving the rotor blades in communication with the shaft of the low-pressure turbine of the engine (NN Sirotin, AS Novikov, AG Paykin, AN Sirotin. Fundamentals of designing the production and operation of aviation gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. Moscow. Nauka, 2011, pp. 249-259)

К недостаткам известных решений относятся отсутствие системы выбора совокупности необходимых параметров общей конфигурации диска, влияющих на площадь проходного сечения проточной части и размещение на ободе пазов и лопаток, формирующих аэродинамические процессы взаимодействия диска ротора с потоком рабочего тела, вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации диска и угловой ориентации упомянутых пазов в ободе диска, 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 при минимуме материалоемкости диска.The disadvantages of the known solutions include the lack of a system for selecting the set of necessary parameters for the general configuration of the disk, affecting the area of the flow section of the flow passage and the placement on the rim of grooves and blades that form the aerodynamic processes of interaction of the rotor disk with the flow of the working fluid, due to the lack of specification of the ranges of geometric and aerodynamic parameters of the spatial disk configuration and angular orientation of the said grooves in the disk rim, as well as the difficulty of compromising meat coupling efficiency elevated values stocks dynamic stability (CDB) of the compressor and as a consequence, the complexity of optimal dynamic strength and increased life with a minimum of material consumption drive.

Задача, решаемая группой изобретений, объединенных единых творческим замыслом, состоит в разработке диска рабочего колеса третьей ступени ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (ГТД) с улучшенными конструктивными и аэродинамическими параметрами пространственной конфигурации, обеспечивающими сохранение диском геометрии в процессе эксплуатации при действии эксплуатационных нагрузок, обеспечение точности геометрии межлопаточных каналов и формы решетки совместно с рабочими лопатками, достаточных для увеличения расхода сжимаемого рабочего тела - воздуха, КПД третьей ступени, подачи воздушного потока в последующую ступень КНД при повышении запасов ГДУ на всех режимах работы двигателя и ресурса без увеличения материалоемкости.The problem solved by a group of inventions, united by a single creative concept, is to develop a third-stage impeller disk of the rotor of a low-pressure compressor of a gas turbine engine (GTE) with improved structural and aerodynamic parameters of the spatial configuration, ensuring the geometry of the disk during operation under operating loads, ensuring the accuracy of the geometry of the interscapular channels and the shape of the lattice together with the working blades sufficient to increase I consumption of a compressible working fluid - air, efficiency of the third stage, supply of air flow to the next stage of the low pressure valve with an increase in gas supply at all engine operating modes and resource without increasing material consumption.

Поставленная задача решается тем, что диск третьей ступени вала ротора компрессора низкого давления (КНД) стационарного газотурбинного двигателя (ГТД), имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, в которой размещены рабочие лопатки ротора, имеющие хвостовик и перо с продольной осью, а вал выполнен полым, барабанно-дисковой конструкции с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой и сообщен с турбиной низкого давления (ТНД) с возможностью передачи крутящего момента, согласно изобретению, выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в усиленное ступицей полотно с центральным отверстием, при этом радиус диска Rд от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,59÷0,84) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости, причем обод диска соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических полок обода и выполнен выходящим в проточную часть с образованием внутреннего контура последней на осевой длине третьей ступени вала ротора, при этом тыльная полка обода диска выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки диска на ширину, достаточную для контакта и неразъемного силового соединения через кольцевую проставку с полотном последующего диска четвертой ступени, а для разъемного соединения через проставку с диском предшествующей ступени в полотне диска под ободом выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой (5,3÷7,9) [ед/рад], кроме того, обод диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера на условную осевую плоскость, проходящую через ось вала ротора и совмещенную с продольной осью пера лопатки, снабжен системой пазов для хвостовиков лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(17÷25)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(7,7÷10,6) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении, с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки, при этом полотно диска снабжено с тыльной стороны по ходу рабочего тела кольцевым коническим элементом для силового соединения с ответным коническим элементом цапфы задней опоры вала ротора, при этом конический элемент выполнен с наклоном образующей к оси вала ротора под углом β, составляющим не менее 48°.The problem is solved in that the disk of the third stage of the rotor shaft of the low pressure compressor (KND) of a stationary gas turbine engine (GTE), having a housing with a flowing part tapering from the inlet, in which rotor blades are located, having a shank and a feather with a longitudinal axis, and the shaft made hollow, drum-disk design with an axial spline pipe located inside it and connected to a low pressure turbine (HPH) with the possibility of transmitting torque, according to the invention, is made in the form of a single element, including the rim, turning into a hub-reinforced web with a central hole, while the radius of the disk R d from the axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the web is (0.59 ÷ 0.84) from the radius R of the item the peripheral contour of the flowing part in the indicated plane, the disk rim being connected to the web with the formation of different-shouldered annular conical flanges of the rim and made into the flowing part with the formation of the internal contour of the latter on the axial length of the third stage of the rotor shaft, while the rear flange of the disk rim is made to extend beyond pen working blades of the disk to a width sufficient for contact and permanent power connection through an annular spacer with the canvas of the subsequent disk of the fourth stage, and for removable connection through a spacer with a disk of the previous step in the disk sheet under the rim made holes for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency (5.3 ÷ 7.9) [units / rad], in addition, the rim of the disk from the side facing the flow part, in the section of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane passing through the axis of the rotor shaft and combined with the longitudinal axis of the blade feather, is equipped with a system of grooves for the shanks of the blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor in the pr projection on a notional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade, the angle α of the shank of the blade, in a certain range of values of α = (17 ÷ 25) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disc at an angular frequency Y n = (7,7 ÷ 10.6) [units / rad] and are made in cross section, with lateral faces forming an element of the castle connection with the shank of the blade, while the disk blade is provided with a ring conical element on the back side along the working fluid for power connection with the mating journal conical element back support shaft and the rotor, while the conical element is made with an inclined generatrix to the axis of the rotor shaft at an angle β of at least 48 °.

При этом конфигурация поперечного сечения каждого паза в ободе диска может быть выполнена под замковое соединение с хвостовиком по типу «ласточкин хвост», а базовые поверхности боковых граней паза встречно наклонены одна к другой с образованием углов γ между боковой гранью и подошвой паза γ=(56÷80)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.In this case, the configuration of the cross section of each groove in the rim of the disk can be made under lock connection with a shank of the dovetail type, and the base surfaces of the side faces of the groove are tilted one against the other with the formation of angles γ between the side face and the bottom of the groove γ = (56 ÷ 80) °, while the transition from the side face to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.

Поставленная задача по второму варианту решается тем, что диск третьей ступени вала ротора компрессора низкого давления стационарного газотурбинного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, в которой размещены рабочие лопатки ротора, имеющие хвостовик и перо с продольной осью, а вал выполнен полым, барабанно-дисковой конструкции с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой и сообщен с турбиной низкого давления с возможностью передачи крутящего момента, согласно изобретению, выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в усиленное ступицей полотно с центральным отверстием, при этом радиус диска Rд от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,59÷0,84) от радиуса Rп.ч.. периферийного контура проточной части в указанной плоскости, причем обод диска соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических полок обода и выполнен выходящим в проточную часть с образованием внутреннего контура последней на осевой длине третьей ступени вала ротора, кроме того, обод диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера на условную осевую плоскость, проходящую через ось вала ротора и совмещенную с продольной осью пера лопатки, снабжен системой пазов для хвостовиков лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(17÷25)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(7,7÷10,6) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении, с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки.The task of the second embodiment is solved in that the disk of the third stage of the rotor shaft of the low pressure compressor of a stationary gas turbine engine having a housing with a flowing part tapering from the inlet, in which rotor blades having a shank and a feather with a longitudinal axis are placed, and the shaft is made hollow, a drum-disk design with an axial spline tube located inside it and connected to a low-pressure turbine with the possibility of transmitting torque, according to the invention, is made in the form of a single element including the rim, turning into a hub-reinforced web with a central hole, while the radius of the disk R d from the axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the web is (0.59 ÷ 0.84) from the radius R of the item . the peripheral contour of the flowing part in the indicated plane, the rim of the disk being connected to the blade with the formation of raznoplechnyh annular conical flanges of the rim and made going to the flowing part with the formation of the inner contour of the latter on the axial length of the third stage of the rotor shaft, in addition, the rim of the disk from the side facing to the flow part, in the area of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane passing through the axis of the rotor shaft and combined with the longitudinal axis of the blade feather, is equipped with a system the basics for the shanks of the blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor in projection on the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade feather, the angle α of the blade shaft installation, defined in the range of α = (17 ÷ 25) °, and the grooves are uniformly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y p = (7.7 ÷ 10.6) [units / rad] and are made in cross section, with side faces forming an element of the castle connection with the shank of the blade.

При этом полотно диска может быть снабжено с тыльной стороны по ходу рабочего тела кольцевым коническим элементом для силового соединения с ответным коническим элементом цапфы задней опоры вала ротора, при этом конический элемент выполнен с наклоном образующей к оси вала ротора под углом β, составляющим не менее 48°.In this case, the disk blade can be provided on the back side along the working fluid with an annular conical element for power connection with a mating conical element of the journal of the rear support of the rotor shaft, while the conical element is made with an inclination of generatrix of the rotor shaft at an angle β of at least 48 °.

Тыльная полка обода диска может быть выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки диска на ширину, достаточную для контакта и неразъемного силового соединения через кольцевую проставку с полотном последующего диска четвертой ступени, а для разъемного соединения через проставку с диском предшествующей ступени в полотне диска под ободом выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой (5,3÷7,9) [ед/рад].The rear shelf of the rim of the disk can be made protruding beyond the size of the pen of the working blade of the disk to a width sufficient for contact and one-piece power connection through an annular spacer with the canvas of the subsequent disk of the fourth stage, and for detachable connection through a spacer with the disk of the previous stage in the disk canvas under the rim holes for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency (5.3 ÷ 7.9) [units / rad].

Конфигурация поперечного сечения каждого паза в ободе диска может быть выполнена под замковое соединение с хвостовиком по типу «ласточкин хвост», а базовые поверхности боковых граней паза встречно наклонены одна к другой с образованием углов γ между боковой гранью и подошвой паза γ=(56÷80)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.The cross-sectional configuration of each groove in the rim of the disk can be made under the lock connection with a shank of the “dovetail” type, and the base surfaces of the side faces of the groove are tilted one against the other with the formation of angles γ between the side face and the bottom of the groove γ = (56 ÷ 80 ) °, while the transition from the side face to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.

Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков диска рабочего колеса третьей ступени ротора КНД ГТД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,1% при повышении ресурса диска в 2 раза.The technical result of the invention, achieved by the above set of essential features of the impeller disk of the third stage of the rotor KND GTE, is to increase the efficiency and expand the range of regimes of gas-dynamic stability of the compressor by 2.1% while increasing the disk resource by 2 times.

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

на фиг. 1 изображен диск третьей ступени вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 1 shows a disk of the third stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;

на фиг. 2 - фрагмент обода диска третьей ступени вала ротора КНД, фронтальная проекция;in FIG. 2 - a fragment of the rim of the disk of the third stage of the shaft of the rotor KND, frontal projection;

на фиг. 3 - фрагмент диска третьей ступени вала ротора КНД, вид сбоку;in FIG. 3 - a fragment of the disk of the third stage of the shaft of the rotor KND, side view;

на фиг. 4 - паз в ободе диска третьей ступени вала ротора КНД, продольный разрез.in FIG. 4 - groove in the rim of the disk of the third stage of the shaft of the rotor KND, longitudinal section.

Стационарный газотурбинный двигатель имеет корпус 1 с сужающейся от входа проточной частью 2, в которой размещены рабочие лопатки ротора, имеющие хвостовик и перо с продольной осью. Вал ротора выполнен полым, барабанно-дисковой конструкции с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой 3 и сообщен с турбиной низкого давления с возможностью передачи крутящего момента.The stationary gas turbine engine has a housing 1 with a flow part 2 tapering from the inlet, in which rotor blades are located, having a shank and a feather with a longitudinal axis. The rotor shaft is made hollow, drum-disk design with an axial spline pipe 3 located inside it and communicated with the low-pressure turbine with the possibility of transmitting torque.

Диск третьей ступени вала ротора компрессора низкого давления выполнен в виде моноэлемента, включающего обод 4, переходящий в полотно 5, усиленное ступицей 6 с центральным отверстием 7. Радиус диска Rд от оси 8 вала ротора до внешней поверхности 9 обода 4 в средней плоскости полотна 6 составляет (0,59÷0,84) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части 2 в указанной плоскости.The disk of the third stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor is made in the form of a single element including a rim 4, turning into a blade 5, reinforced by a hub 6 with a central hole 7. The radius of the disk R d from the axis 8 of the rotor shaft to the outer surface 9 of the rim 4 in the middle plane of the blade 6 is (0.59 ÷ 0.84) from the radius R p.h. peripheral contour of the flow part 2 in the specified plane.

Обод 4 диска асимметрично соединен с полотном 5 диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок - фронтальной полки 10 и тыльной полки 11. Обод 4 диска выполнен выходящим в проточную часть 2 с образованием внутреннего контура последней на осевой длине третьей ступени вала ротора. Тыльная полка 11 обода 4 диска выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки диска на ширину, достаточную для контакта и неразъемного силового соединения через кольцевую проставку (не показано) с полотном последующего диска четвертой ступени для передачи крутящего момента от ТНД и радиальных и осевых усилий от диска четвертой ступени. Для разъемного соединения через проставку (не показано) с диском предшествующей ступени в полотне 5 диска под ободом 4 выполнены отверстия 12 под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой (5,3÷7,9) [ед/рад].The rim 4 of the disk is asymmetrically connected to the blade 5 of the disk with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves - the front shelf 10 and the rear shelf 11. The rim 4 of the disk is made facing the flow part 2 with the formation of the inner contour of the latter on the axial length of the third stage of the rotor shaft. The rear shelf 11 of the rim 4 of the disk is made protruding beyond the size of the pen of the working blade of the disk to a width sufficient for contact and an integral power connection through an annular spacer (not shown) with the canvas of the subsequent disk of the fourth stage for transmitting torque from the high pressure pump and radial and axial forces from the disk fourth stage. For detachable connection through a spacer (not shown) with the disk of the previous stage, holes 12 for the fasteners 12 are spaced around the circumference with an angular frequency (5.3 ÷ 7.9) [units / rad] in the blade 5 of the disk under the rim 4.

Обод 4 диска со стороны, обращенной к проточной части 2, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера на условную осевую плоскость, проходящую через ось 8 вала ротора и совмещенную с продольной осью пера лопатки, снабжен системой пазов 13 для хвостовиков лопаток. Продольная ось подошвы 14 каждого из пазов 13 образует с осью 8 вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(17÷25)°. Пазы 13 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотойThe rim 4 of the disk from the side facing the flow part 2, on a plot of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane passing through the axis 8 of the rotor shaft and combined with the longitudinal axis of the blade feather, is equipped with a groove system 13 for the shanks of the blades. The longitudinal axis of the sole 14 of each of the grooves 13 forms, with the axis 8 of the rotor shaft, projected onto the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade feather, the installation angle α of the blade root, defined in the range of α = (17 ÷ 25) °. The grooves 13 are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency

Yп=N/2π=(7,7÷10,6) [ед/рад],Y p = N / 2π = (7.7 ÷ 10.6) [units / rad],

где N - число пазов в ободе диска.where N is the number of grooves in the rim of the disk.

Пазы 13 выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями 15, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки.The grooves 13 are made with mutually inclined side faces 15 having a cross-sectional configuration of the element of the castle connection with the shank of the blade.

Полотно 5 диска снабжено с тыльной стороны по ходу рабочего тела кольцевым коническим элементом 16 для силового соединения с ответным коническим элементом цапфы задней опоры вала ротора. Конический элемент 16 выполнен с наклоном образующей к оси вала ротора под углом β, составляющим не менее 48°.The blade 5 of the disk is provided on the back side along the working fluid with an annular conical element 16 for power connection with the mating conical element of the axle of the rear support of the rotor shaft. The conical element 16 is made with a slope of the generatrix to the axis of the rotor shaft at an angle β of at least 48 °.

Конфигурация поперечного сечения каждого паза 13 в ободе 4 диска выполнена под замковое соединение с хвостовиком по типу «ласточкин хвост». Базовые поверхности боковых граней 15 паза 13 встречно наклонены одна к другой с образованием углов γ между боковой гранью 15 и подошвой 14 паза γ=(56÷80)°. Переход от боковой грани 15 к подошве 14 выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.The configuration of the cross section of each groove 13 in the rim 4 of the disk is made under the castle connection with the shank type "dovetail". The base surfaces of the side faces 15 of the groove 13 are opposed to one another with the formation of angles γ between the side face 15 and the sole 14 of the groove γ = (56 ÷ 80) °. The transition from the side face 15 to the sole 14 is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.

Диск третьей ступени КНД ГТД изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные заодно целое массивную ступицу 6, полотно 5 и обод 4. Профили полотна 5 и ступицы 6 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой.The disk of the third stage KND GTD is made by forging from a forgings in the form of a single element, including a solid massive hub 6, a blade 5 and a rim made at one time. The profiles of the blade 5 and the hub 6 are formed by turning the blank with subsequent polishing.

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 9 обода 4 диска - 6°.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 9 of the rim 4 of the disk is 6 °.

На внешней стороне обода 4 выполняют протягиванием замковые пазы 13 для крепления лопаток в количестве 57 штук. Пазы 13 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона к донной плоскости контактных с хвостовиком лопатки боковых граней 15 паза составляет 70°; ширина подошвы паза - 16,5 мм; угол оси α паза 13 относительно оси 8 вала ротора в проекции на условную плоскость, проведенную через указанную ось вала ротора нормально к радиусу, проходящему через среднюю точку оси паза, составляет 22°.On the outer side of the rim 4 is performed by pulling the locking grooves 13 for mounting the blades in the amount of 57 pieces. The grooves 13 are made with the following geometric parameters: the angle of inclination to the bottom plane of the blade of the side faces 15 of the groove contacting the shank of the groove 15 is 70 °; the width of the sole of the groove is 16.5 mm; the angle of the axis α of the groove 13 relative to the axis 8 of the rotor shaft in the projection onto a conventional plane drawn through the specified axis of the rotor shaft normally to the radius passing through the midpoint of the groove axis is 22 °.

При запуске газотурбинного двигателя диск третьей ступени приводится во вращение крутящим моментом, передаваемым от ТНД, и включает в работу лопатки рабочего колеса. В результате чего происходит нагнетание рабочего тела в КНД. Одновременно диск воспринимает центробежные нагрузки и через конический кольцевой элемент 16 передает радиальные и осевые нагрузки на опоры вала ротора.When starting a gas turbine engine, the third-stage disk is driven into rotation by the torque transmitted from the high-pressure pump, and turns on the impeller blades. As a result, the working fluid is injected into the CPV. At the same time, the disk accepts centrifugal loads and, through the conical ring element 16, transfers radial and axial loads to the rotor shaft supports.

Технический результат настоящего изобретения достигают совокупностью разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов диска рабочего колеса третьей ступени ротора КНД, а именно радиальных параметров диска, геометрической конфигурации обода 4 с разноплечими кольцевыми полками 10 и 11, принятого сочетания тонкого полотна 5 и осевой ширины ступицы 6, компенсирующей ослабление полотна 5 диска центральным отверстием 7, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 7 в ступице 6 принят достаточным для свободного пропуска шлицевой трубы 3 при монтаже и ремонтных операциях сборки компрессора.The technical result of the present invention is achieved by the combination of design solutions and geometric parameters of the main elements of the impeller disk of the third stage of the KND rotor, namely the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the rim 4 with different-arm annular shelves 10 and 11, the adopted combination of thin web 5 and axial width hub 6, compensating for the weakening of the blade 5 of the disk by the Central hole 7, which leads to a decrease in material consumption and increase the maximum tolerance Mykh efforts in the drive elements. The diameter of the hole 7 in the hub 6 is accepted sufficient for the free passage of the spline pipe 3 during installation and repair operations of the compressor assembly.

Функциональное назначение диска третьей ступени обеспечивать передачу механической энергии на лопатки рабочего колеса достигают при соблюдении условия, когда радиус диска Rд от оси 8 вала ротора до внешней поверхности 9 обода 4 в средней плоскости полотна 5 составляет (0,59÷0,84) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части 2 двигателя. Выход за указанный диапазон в область отношений (Rд/Rп.ч.)<0,59 приводит к неоправданному завышению материалоемкости лопаток рабочего колеса, перегруженности диска крутящим моментом от ТНД, рассогласованию с аэродинамической работой предшествующих и последующей ступеней и, как следствие, к снижению КПД компрессора, запасов ГДУ и ресурса диска. Выход за найденный в изобретении допустимый диапазон соотношений параметров (Rд/Rп.ч.)>0,84 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.The functional purpose of the third-stage disk 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 8 of the rotor shaft to the outer surface 9 of the rim 4 in the middle plane of the blade 5 is (0.59 ÷ 0.84) from radius R p.ch. peripheral circuit of the engine flow part 2. Exceeding the specified range in the range of relations (R d / R p.h. ) <0.59 leads to an unjustified overestimation of the material consumption of the impeller blades, the drive is overloaded with torque from the high-pressure pump , the mismatch with the aerodynamic work of the previous and subsequent stages and, as a result, to reduce compressor efficiency, reserves GDU and disk resource. Exceeding the allowable range of parameter ratios found in the invention (R d / R parts )> 0.84 will unacceptably reduce the area of the inlet section of the flowing part and the flow rate of the working fluid in the zone of the third stage of the compressor, and reduce the engine power and the supply of hydraulic control units with an unjustified increase in material consumption drive.

На внешней стороне обода 4 диска выполняют протягиванием систему пазов 13 для закрепления лопаток. Пазы 13 расположены под углом α к оси вала ротора. Технический результат изобретения достигают при выполнении пазов, расположенных под углом α, принятым из заявленного диапазона (17÷25)°, 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 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 13 диске лопаток рабочего колеса третьей ступени ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α>25° отклонения оси паза 13 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 13 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(7,7÷10,6) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с гранями 14, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат изобретения обеспечивают при насыщении лопаточного венца количеством лопаток и соответственно пазов 13 на диске для закрепления хвостовиков лопаток, располагаемых с угловой частотой, принимаемой из диапазона, найденного в изобретении. При уменьшении числа лопаток и соответственно пазов 13 на ободе диска ниже нижнего предела указанного диапазона Yп<7,7 [ед/рад] нарастает отставание потока от вращения лопаточного венца и возрастает риск потери ГДУ в указанной ступени компрессора. Превышение верхней границы указанного диапазона Yп>10,6 [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.On the outside of the rim 4 of the disk perform pulling a system of grooves 13 for fixing the blades. The grooves 13 are located at an angle α to the axis of the rotor shaft. The technical result of the invention is achieved by performing grooves located at an angle α adopted from the claimed range of (17 ÷ 25) °, since this makes it possible to install the shank and feather of the blade at an angle that creates the greatest pressure drop at the inlet and outlet of the working fluid stream from the impeller of the third stage of the KND rotor and the most favorable working conditions are created, increasing the supply of gas turbine, efficiency and resource with minimal disk consumption. Exceeding the stated range of the angle α will lead to a significant limitation of the GDU stock during multi-mode operation of the compressor, a decrease in the efficiency of the rotor stage and an increase in the risk of an accidentally hazardous air flow disruption from the impeller blades of the third stage of the compressor rotor blades installed in the grooves 13 with the resulting loss of the GDU. With an increase in the angle α> 25 °, the deviations of the axis of the groove 13 of the disk from the axis of rotation of the rotor unjustifiably increase the voltage in the blades at all operating modes of the low pressure valve, which leads to a decrease in the resource of the "disk - blade wreath" system, an increase in the material consumption of the blades installed on the disk, and, ultimately account, to make the compressor heavier and reduce the operational efficiency of the engine. In addition, the grooves 13 are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y p = (7.7 ÷ 10.6) [units / rad] and are made in cross section with faces 14 forming an element of the locking connection with the shank of the blade. The technical result of the invention is provided by saturating the blade rim with the number of blades and, respectively, the grooves 13 on the disk for fixing the shanks of the blades located with an angular frequency taken from the range found in the invention. With a decrease in the number of blades and, respectively, grooves 13 on the rim of the disk below the lower limit of the specified range Y p <7.7 [u / rad], the lag of the flow increases from the rotation of the blade rim and the risk of loss of HLD in the indicated compressor stage increases. Exceeding the upper limit of the specified range Y p > 10.6 [units / rad] and a corresponding increase in the number of blades in the blade rim formed on the disk of the third stage leads to an unjustified deterioration in efficiency and the risk of premature blocking of the working fluid flow with the blade rim.

Полотно 5 снабжено коническим кольцевым элементом 16, выполненным с углом β наклона образующей к геометрической оси диска, составляющим не менее 48°. Выполнение угла β обеспечивает оптимальное повышение объемной жесткости соединения полотна 5 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<48° 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 5 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, comprising at least 48 °. The implementation of the angle β provides the optimal increase in volumetric stiffness of the connection of the blade 5 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 <48 ° 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 рабочего колеса третьей ступени достигают повышение КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса третьей ступени КНД без увеличения материалоемкости диска.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the impeller disk of the third stage, an increase in efficiency and an increase in the supply of HLD in all modes of compressor operation are achieved with an increase in the resource of the impeller disk of the third stage KND without increasing the material consumption of the disk.

Claims (6)

1. Диск третьей ступени вала ротора компрессора низкого давления (КНД) стационарного газотурбинного двигателя (ГТД), имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, в которой размещены имеющие хвостовик и перо с продольной осью рабочие лопатки ротора, вал которого выполнен полым с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой и сообщен с турбиной низкого давления (ТНД), характеризующийся тем, что диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в усиленное ступицей полотно с центральным отверстием, при этом радиус диска Rд от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,59÷0,84) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости, причем обод диска соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических полок обода и выполнен выходящим в проточную часть с образованием внутреннего контура последней на осевой длине третьей ступени вала ротора, при этом тыльная полка обода диска выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки диска на ширину, достаточную для контакта и неразъемного силового соединения через кольцевую проставку с полотном последующего диска четвертой ступени, а для разъемного соединения через проставку с диском предшествующей ступени в полотне диска под ободом выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой (5,3÷7,9) [ед/рад], кроме того, обод диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера на условную осевую плоскость, проходящую через ось вала ротора и совмещенную с продольной осью пера лопатки, снабжен системой пазов для хвостовиков лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(17÷25)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(7,7÷10,6) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении, с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки, при этом полотно диска снабжено с тыльной стороны по ходу рабочего тела кольцевым коническим элементом для силового соединения с ответным коническим элементом цапфы задней опоры вала ротора, при этом конический элемент выполнен с наклоном образующей к оси вала ротора под углом β, составляющим не менее 48°.1. The disk of the third stage of the rotor shaft of the low pressure compressor (KND) of a stationary gas turbine engine (GTE), having a housing with a flowing part tapering from the inlet, in which rotor blades having a shaft and a feather with a longitudinal axis are placed, the shaft of which is made hollow with an inside it with an axial splined pipe and in communication with a low pressure turbine (ТНД), characterized in that the disk is made in the form of a single element, including a rim, turning into a hub-reinforced web with a central hole, while Disk R d from the axis to the outer surface of the rim in the central plane of the web (0,59 ÷ 0,84) of the radius R p.ch. the peripheral contour of the flowing part in the indicated plane, the disk rim being connected to the web with the formation of different-shouldered annular conical flanges of the rim and made into the flowing part with the formation of the internal contour of the latter on the axial length of the third stage of the rotor shaft, while the rear flange of the disk rim is made to extend beyond pen working blades of the disk to a width sufficient for contact and permanent power connection through an annular spacer with the canvas of the subsequent disk of the fourth stage, and for removable connection through a spacer with a disk of the previous step in the disk sheet under the rim made holes for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency (5.3 ÷ 7.9) [units / rad], in addition, the rim of the disk from the side facing the flow part, in the section of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane passing through the axis of the rotor shaft and combined with the longitudinal axis of the blade feather, is equipped with a system of grooves for the shanks of the blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor in the pr an axial projection on a notional plane normal to a longitudinal axis of the blade, the angle α of the shank of the blade, in a certain range of values of α = (17 ÷ 25) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disc at an angular frequency Y n = (7,7 ÷ 10.6) [units / rad] and are made in cross section, with lateral faces forming an element of the castle connection with the shank of the blade, while the disk blade is provided with a ring conical element on the back side along the working fluid for power connection with the mating journal conical element back support shaft and the rotor, while the conical element is made with an inclined generatrix to the axis of the rotor shaft at an angle β of at least 48 °. 2. Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающийся тем, что конфигурация поперечного сечения каждого паза в ободе диска выполнена под замковое соединение с хвостовиком по типу «ласточкин хвост», а базовые поверхности боковых граней паза встречно наклонены одна к другой с образованием углов γ между боковой гранью и подошвой паза γ=(56÷80)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.2. The disk of the third stage of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the cross-sectional configuration of each groove in the rim of the disk is made under lock connection with a dovetail shank, and the base surfaces of the side faces of the groove are counter-inclined to one another with the formation of angles γ between the side face and the bottom of the groove γ = (56 ÷ 80) °, while the transition from the side face to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section. 3. Диск третьей ступени вала ротора компрессора низкого давления стационарного газотурбинного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, в которой размещены имеющие хвостовик и перо с продольной осью рабочие лопатки ротора, вал которого выполнен полым с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой и сообщен с турбиной низкого давления, характеризующийся тем, что диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в усиленное ступицей полотно с центральным отверстием, при этом радиус диска Rд от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,59÷0,84) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости, причем обод диска соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических полок обода и выполнен выходящим в проточную часть с образованием внутреннего контура последней на осевой длине третьей ступени вала ротора, кроме того, обод диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера на условную осевую плоскость, проходящую через ось вала ротора и совмещенную с продольной осью пера лопатки, снабжен системой пазов для хвостовиков лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(17÷25)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(7,7÷10,6) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении, с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки.3. The disk of the third stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a stationary gas turbine engine, having a housing with a flowing part tapering from the inlet, in which rotor blades of a rotor with a shank and a feather with a longitudinal axis are placed, the shaft of which is hollow with an axial spline pipe located inside it and communicated with a low pressure turbine, characterized in that the disk is made in the form of a single element, including a rim, turning into a hub-reinforced web with a central hole, while the radius of the disk R d from about si to the outer surface of the rim in the middle plane of the web is (0.59 ÷ 0.84) from the radius R p.h. the peripheral contour of the flowing part in the indicated plane, the rim of the disk being connected to the blade with the formation of raznoplechnyh annular conical flanges of the rim and made going to the flowing part with the formation of the inner contour of the latter on the axial length of the third stage of the rotor shaft, in addition, the rim of the disk from the side facing to the flow part, in the area of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane passing through the axis of the rotor shaft and combined with the longitudinal axis of the blade feather, is equipped with a system the basics for the shanks of the blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor in projection on the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade feather, the angle α of the blade shaft installation, defined in the range of α = (17 ÷ 25) °, and the grooves are uniformly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y p = (7.7 ÷ 10.6) [units / rad] and are made in cross section, with side faces forming an element of the castle connection with the shank of the blade. 4. Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления по п. 3, отличающийся тем, что полотно диска снабжено с тыльной стороны по ходу рабочего тела кольцевым коническим элементом для силового соединения с ответным коническим элементом цапфы задней опоры вала ротора, при этом конический элемент выполнен с наклоном образующей к оси вала ротора под углом β, составляющим не менее 48°.4. The disk of the third stage of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 3, characterized in that the disk blade is provided on the back side along the working fluid with an annular conical element for power connection with a mating conical element of the axle of the rear support of the rotor shaft, while the conical element is made with the inclination of the generatrix to the axis of the rotor shaft at an angle β of at least 48 °. 5. Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления по п. 3, отличающийся тем, что тыльная полка обода диска выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки диска на ширину, достаточную для контакта и неразъемного силового соединения через кольцевую проставку с полотном последующего диска четвертой ступени, а для разъемного соединения через проставку с диском предшествующей ступени в полотне диска под ободом выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой (5,3÷7,9) [ед/рад].5. The disk of the third stage of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 3, characterized in that the rear shelf of the rim of the disk is made protruding beyond the size of the pen of the working blade of the disk to a width sufficient for contact and one-piece power connection through an annular spacer with the canvas of the subsequent disk of the fourth stage, and for detachable connection through a spacer with a disk of the previous step, holes for fasteners are made in the blade web under the rim, spaced around the circumference with an angular frequency (5.3 ÷ 7.9) [units / rad]. 6. Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления по п. 3, отличающийся тем, что конфигурация поперечного сечения каждого паза в ободе диска выполнена под замковое соединение с хвостовиком по типу «ласточкин хвост», а базовые поверхности боковых граней паза встречно наклонены одна к другой с образованием углов γ между боковой гранью и подошвой паза γ=(56÷80)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении. 6. The disk of the third stage of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 3, characterized in that the cross-sectional configuration of each groove in the rim of the disk is made under lock connection with a dovetail shank, and the base surfaces of the side faces of the groove are counter-inclined to one another with the formation of angles γ between the side face and the bottom of the groove γ = (56 ÷ 80) °, while the transition from the side face to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.
RU2015132487/06A 2015-08-05 2015-08-05 Gas turbine engine low-pressure compressor rotor third stage disc (versions) RU2603222C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015132487/06A RU2603222C1 (en) 2015-08-05 2015-08-05 Gas turbine engine low-pressure compressor rotor third stage disc (versions)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015132487/06A RU2603222C1 (en) 2015-08-05 2015-08-05 Gas turbine engine low-pressure compressor rotor third stage disc (versions)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2603222C1 true RU2603222C1 (en) 2016-11-27

Family

ID=57774472

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015132487/06A RU2603222C1 (en) 2015-08-05 2015-08-05 Gas turbine engine low-pressure compressor rotor third stage disc (versions)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2603222C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
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
RU149739U1 (en) * 2014-04-22 2015-01-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") DISC OF THE THIRD STEP OF THE TURBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
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
RU149739U1 (en) * 2014-04-22 2015-01-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") DISC OF THE THIRD STEP OF THE TURBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2565110C1 (en) Turbojet low-pressure compressor last stage disc
RU2565091C1 (en) Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)
RU2603382C1 (en) Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (versions)
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
RU2603222C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor third stage disc (versions)
RU2573408C2 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions)
RU2603219C1 (en) Third stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU149739U1 (en) DISC OF THE THIRD STEP OF THE TURBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR
RU2565139C1 (en) Turbojet low-pressure compressor second stage disc
RU2573416C2 (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
RU2603220C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor last stage disc
RU2630921C1 (en) Impeller wheel of third stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2636998C1 (en) Second stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2603218C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor second stage disc (versions)
RU2603304C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor first stage disc (versions)
RU2603217C1 (en) First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2565140C1 (en) Turbojet low-pressure compressor third stage disc
RU2565108C1 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2603379C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU149748U1 (en) DISC OF THE FIRST STAGE OF THE ROTOR COMPRESSOR OF THE LOW PRESSURE OF THE TURBO-REACTIVE ENGINE
RU2573419C2 (en) Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2603307C1 (en) Fourth stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2603380C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU144418U1 (en) LAST-STAGE DISC OF THE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR OF THE TURBOREACTIVE ENGINE

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner