RU2603379C1

RU2603379C1 - Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)

Info

Publication number: RU2603379C1
Application number: RU2015150511/05A
Authority: RU
Inventors: Юрий Николаевич Балабан; Дмитрий Юрьевич Еричев; Виктор Викторович Куприк; Евгений Ювенальевич Марчуков; Ирик Усманович Манапов; Ольга Владимировна Шишкова; Игорь Сергеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date: 2015-11-25
Filing date: 2015-11-25
Publication date: 2016-11-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to engine building. LPC GTE third stage rotor shaft impeller comprises disc hub with central hole, web and rim, as well as blades each having tail and wing with profile formed by concave pressure side and convex back. Disc rim is connected with web to make different-arm circular conical inclined flanges. Disc radius R_d from axis to rim outer surface in web middle plane is (0.59÷0.84) from radius R_p.p. of flow part peripheral contour in said plane. Disc rim is equipped with set of blades fixation grooves uniformly distributed along disc perimeter. 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)°. Blade has, variable by blade height, angle of root profile installation relative to blade rim grid profile front line, decreasing with radial distance from rotor axis with gradient G_u.p=(208.7÷300.0) [deg/m]. Besides, blade root is made with thickness variable along blade width and height. Maximum thickness of blade feather profile is highest in root section and height decreasing by blade root height to peripheral end with gradient of G_u.t.=(2.17÷3.12)∙10^-2 [m/m].

EFFECT: invention allows increasing efficiency and improve gas-dynamic stability margin at all compressor operating modes while increasing LPC rotor impeller service life without increase of material consumption.

19 cl, 6 dwg

Description

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно, к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).The group of inventions relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to low-pressure compressors (KND) of aircraft gas turbine engines (GTE).

Известно рабочее колесо осевого компрессора двигателя, которое состоит из лопаток, имеющих профилированное перо и хвостовик, а также дисков, имеющих обод, полотно и ступицу. Каждое рабочее колесо снабжено двумя дисками. Оба диска соединены между собой с помощью кольцевого бурта первого диска и посадочного пояска с отверстиями в полотне второго диска. Хвостовик рабочей лопатки выполнен в виде полки с ребрами жесткости на ее внутренней стороне. Полки имеют на переднем и заднем торцах по потоку клиновидные кольцевые выступы. На ободах дисков рабочих колес выполнены ответные 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).The impeller of an axial engine compressor is known, which consists of blades having a profiled feather and a shank, as well as disks having a rim, a blade and a hub. Each impeller is equipped with two disks. Both disks are interconnected by means of an annular collar of the first disk and a landing belt with holes in the canvas of the second disk. The shank of the working blade is made in the form of a shelf with stiffeners on its inner side. Shelves have wedge-shaped annular protrusions at the front and rear ends along the stream. On the rims of the disks of the impellers, reciprocal wedge-shaped annular recesses are made, which form an annular dovetail groove for contact with wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the working blades (RU 2269678 C1, publ. 02.10.2006).

Известно рабочее колесо осевого компрессора двигателя, содержащее диск, лопатки с хвостовиком, средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост». На боковых контактных гранях хвостовиков лопаток выполнены фаски по хорде, меньшей радиуса округления. Средство осевой фиксации лопаток выполнено в виде разрезного кольца и прорезей под разрезное кольцо в упорном выступе диска и хвостовике лопаток. Величина радиуса округления и фаски выбраны из расчета предельной нормативной прочности (RU 2476729 C1, опубл. 27.02.2013).Known impeller of an axial compressor of the engine, containing a disk, blades with a shank, means of axial fixation of the blades in the castle connection type "dovetail". On the lateral contact faces of the shanks of the blades chamfers are made along a chord smaller than the radius of rounding. The axial fixation tool for the blades is made in the form of a split ring and slots for a split ring in the thrust protrusion of the disk and the shank of the blades. The value of the radius of rounding and chamfer selected from the calculation of the ultimate standard strength (RU 2476729 C1, publ. 27.02.2013).

Известно рабочее колесо осевого компрессора, которое состоит из диска компрессора с установленными на нем рабочими лопатками, включающими перо и хвостовик. Хвостовик лопатки расположен горизонтально, а перо соединено с хвостовиком через промежуточный элемент - ножку. Лопатки на диске установлены под углом к потоку рабочего тела (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).The impeller of an axial compressor is known, which consists of a compressor disk with working blades mounted on it, 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. The blades on the disk are installed at an angle to the flow of the working fluid (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 technology system Book 1. Moscow, Science 2011. p. 257-263).

К недостаткам известных решений относятся непроработанность 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 рабочего колеса третьей ступени 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.The disadvantages of the known solutions include the lack of development 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 impeller of the third stage of the rotor with the flow of the working fluid, due to the lack of specification of the geometric and aerodynamic parameters of the spatial configuration of the disk and the angular orientation of the said grooves in the rim of the disk, and t kzhe difficulty of obtaining a compromise combination of increased efficiency values stocks dynamic stability (CDB) of the compressor and as a consequence, the complexity of optimal dynamic strength and increased life with a minimum of material consumption.

Задача, решаемая изобретением, состоит в разработке рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (ГТД) с улучшенными конструктивными и аэродинамическими параметрами пространственной конфигурации, обеспечивающими возможность оптимизации профиля и площади проходных сечений проточной части двигателя, 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 the invention is to develop the impeller of the rotor of a low-pressure compressor of a gas turbine engine (GTE) with improved structural and aerodynamic parameters of the spatial configuration, providing the possibility of optimizing the profile and area of the flow cross-sections of the engine duct, sufficient to increase the flow rate of the compressible working fluid-air, the efficiency of the third stage, the supply of air flow to the next stage of the low pressure valve with an increase in the reserves of the GDU at all engine operating modes and LAS without increasing the consumption of materials.

Поставленная задача в части рабочего колеса по первому варианту решается тем, что рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, согласно изобретению выполнено в качестве рабочего колеса третьей ступени вала ротора, содержит диск в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками; при этом радиус диска R_д от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,59÷0,84) от радиуса R_п.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости, при этом обод диска соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок и выполнен выходящим в проточную часть с образованием внутреннего контура последней на осевой длине третьей ступени вала ротора и силового объединения через проставки с дисками предшествующей и последующей ступеней, причем 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)° [град], а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Y_п=(7,7÷10,6) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении, с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки, 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_у.т., равнымThe task in terms of the impeller according to the first embodiment is solved in that the impeller of the rotor including the shaft of the drum-disk construction of the low-pressure compressor of a gas turbine engine having a housing with a flow part tapering from the inlet, according to the invention, is made as the impeller of the third stage of the rotor shaft, contains a disk in the form of a single element, including a hub with a central hole, a web and a rim, as well as blades having each shank and a feather with a profile formed by a concave trough and ypukloy backrest paired input and output edges; 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 _p.h. the peripheral contour of the flowing part in the indicated plane, while the disk rim is connected to the web with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves and is made going 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 and power combination through spacers with the disks of the previous and subsequent steps, and the rim of the disk from the side facing the flowing part, on a plot of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane, passage which is guided 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 shank of the blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor in the projection onto the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade feather, the blade installation angle α defined in the range of values α = (17 ÷ 25) ° [deg], and the grooves 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 side the faces forming the element of the castle connection with the liner shank webs, and the blade feather is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the blade feather, while the maximum thickness of the blade profile of the blade is made the largest in the root section and decreases along the height of the peripheral end of the pen with a gradient G _{of standard fuel} 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.

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 Υ между боковой гранью и подошвой паза Υ=(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 Υ between the side face and the bottom of the groove Υ = (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.

Тыльная полка обода диска может быть выполнена выступающей за габарит пера лопатки 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 feather of the blade to a width sufficient for contact and one-piece power connection through the ring spacer with the canvas of the subsequent disk of the fourth stage, and for detachable connection through the spacer with the disk of the previous stage, holes are made under the rim of the disk under the rim fasteners spaced around the circumference with an angular frequency (5.3 ÷ 7.9) [units / rad].

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°.The disk blade can be provided on the back side along the working fluid with an annular conical element for power connection with the 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 °.

Входная и выходная кромки пера могут быть выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом G_у.х. 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 _C an increase in the connecting chords equal to

где L_п.х - 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.

Хвостовик лопатки может быть снабжен канавкой для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.The blade shank can be provided with a groove for fixing the blade in the disk from the shift of the shank along the groove axis with a split lock 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.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.

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 третьей 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 third 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 for unobstructed rotation of the blade of the impeller as part of the low pressure cylinder rotor.

Поставленная задача в части рабочего колеса по второму варианту решается тем, что рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, согласно изобретению выполнено в качестве рабочего колеса третьей ступени вала ротора, содержит диск в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками; при этом радиус диска R_д от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,59÷0,84) от радиуса R_п.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости, при этом обод диска соединен с полотном с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок и выполнен выходящим в проточную часть с образованием внутреннего контура последней на осевой длине третьей ступени вала ротора и силового объединения через проставки с дисками предшествующей и последующей ступеней, 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 равномерно разнесенных по периметру диска пазов для установки хвостовиков лопаток, число которых принято от 48 до 66 лопаток, при этом пазы выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки, причем 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

, а в периферийном сечении значение

, при этом угол γ_уст установки профиля пера выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом G_у.п. изменения угла γ_уст., имеющим значения в диапазонеThe task in terms of the impeller according to the second embodiment is solved in that the impeller of the rotor including the shaft of the drum-disk construction of the low-pressure compressor of a gas turbine engine having a housing with a flow part tapering from the inlet, according to the invention, is made as the impeller of the third stage of the rotor shaft, contains a disk in the form of a single element, including a hub with a central hole, a web and a rim, as well as blades having each shank and a feather with a profile formed by a concave trough and ypukloy backrest paired input and output edges; 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 _p.h. the peripheral contour of the flowing part in the indicated plane, while the disk rim is connected to the web with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves and is made going 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 and power combination through spacers with the disks of the previous and subsequent steps, in addition, the rim of the disk from the side facing the flowing part, in the area of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane, etc. 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 evenly spaced around the perimeter of the disk for installing the blade shanks, the number of which is taken from 48 to 66 blades, while the grooves are made with mutually inclined side faces having a cross-sectional configuration Connection element locking with the blade root, wherein a pen formed with a helical twist of the pen relative to the axis to create a variable height feather angle γ _mouth profile settings pen defined as the angle IU I’m waiting for a common tangent connecting the input and output edges, forming a chord of the profile, and the front line of the profile lattice in a flat scan of the cylindrical section of the blade crown, which has the value in the root section of the pen

and in the peripheral section the value

, The angle γ _mouth profile settings pen configured decreasing height of the blade G with the gradient _{uniformizing parameter} changes in the angle γ _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 feather of the scapula; N _cf - the average height of the feather blades.

При этом конфигурация поперечного сечения каждого паза в ободе диска может быть выполнена под замковое соединение с хвостовиком по типу «ласточкин хвост», при этом 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)° [град], а базовые поверхности боковых граней паза встречно наклонены одна к другой с образованием углов Υ между боковой гранью и подошвой паза Υ=(56÷80)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.Moreover, 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, while the longitudinal axis of each of them forms with the axis of the rotor in the projection onto the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade’s feather, the angle α of the installation of the shank of the blade, defined in the range of values α = (17 ÷ 25) ° [deg], and the base surfaces of the side faces of the groove are opposed to one another with the formation of angles Υ between the side face and the bottom of the groove Υ = (56 ÷ 80) °, with n The transition from the lateral edge to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.

Перо лопатки может быть 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_у.т., равнымThe blade feather can be made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the feather blade, while the maximum thickness of the profile of the feather blade is made the largest in the root section and decreasing in height pen to the peripheral end with a gradient G _{of standard fuel} equal to

где L_п.х - 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 _K.x - the same, the length of the root chord; N _cf - the average height of the feather blades.

Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков рабочего колеса третьей ступени ротора КНД ГТД, заключается в повышении кпд и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,2% при повышении ресурса рабочего колеса в 2 раза.The technical result of the invention, achieved by the above set of essential features of the impeller of the third stage of the rotor KND gas turbine engine, is to increase the efficiency and expand the range of regimes of gas-dynamic stability of the compressor by 2.2% while increasing the impeller resource by 2 times.

Сущность изобретения поясняется чертежами, The invention is illustrated by drawings,

где на фиг. 1 изображено рабочее колесо третьей ступени вала ротора КНД, продольный разрез;where in FIG. 1 shows the impeller of the third stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;

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

на фиг. 3 - фрагмент обода диска рабочего колеса третьей ступени, фронтальная проекция.in FIG. 3 - a fragment of the rim of the disk of the impeller of the third stage, frontal projection.

на фиг. 4 - перо лопатки рабочего колеса третьей ступени, поперечный разрез;in FIG. 4 - feather blades of the impeller of the third stage, a cross section;

на фиг. 5 - лопатка рабочего колеса третьей ступени, вид сверху;in FIG. 5 - the blade of the impeller of the third stage, a top view;

на фиг. 6 - паз обода диска третьей ступени вала ротора КНД, продольный разрез.in FIG. 6 - groove of the rim of the disk of the third stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section.

Рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, выполнено в качестве рабочего колеса третьей ступени вала ротора.The impeller of the rotor, including the shaft of the drum-disk design of the low-pressure compressor of a gas turbine engine, having a housing with a flowing part tapering from the entrance, is made as the impeller of the third stage of the rotor shaft.

Рабочее колесо третьей ступени содержит диск 1 в виде моноэлемента, включающего ступицу 2 с центральным отверстием 3, полотно 4 и обод 5, а также лопатки 6. Каждая лопатка 6 включает хвостовик 7 и перо 8 с профилем, образованным вогнутым корытом 9 и выпуклой спинкой 10, сопряженными входной и выходной кромками 11 и 12.The impeller of the third stage contains a disk 1 in the form of a single element, including a hub 2 with a central hole 3, the blade 4 and the rim 5, and also the blades 6. Each blade 6 includes a shank 7 and a feather 8 with a profile formed by a concave trough 9 and a convex back 10 conjugated by the input and output edges 11 and 12.

Обод 5 диска соединен с полотном 4 с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок - фронтальной полки 13 и тыльной полки 14. Обод 5 диска выполнен выходящим в проточную часть с образованием внутреннего контура последней на осевой длине третьей ступени вала ротора и силового объединения через проставки с дисками предшествующей и последующей ступеней.The rim 5 of the disk is connected to the web 4 with the formation of different-shaped annular conical inclined shelves - the front shelf 13 and the rear shelf 14. The rim 5 of the disk is made facing the flow part with the formation of the inner contour of the latter on the axial length of the third stage of the rotor shaft and the power association through spacers with disks previous and next steps.

Радиус диска R_д от оси до внешней поверхности 15 обода 5 в средней плоскости полотна 4 составляет (0,59÷0,84) от радиуса R_п.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости.The radius of the disk R _d from the axis to the outer surface 15 of the rim 5 in the middle plane of the blade 4 is (0.59 ÷ 0.84) from the radius R _p.h. the peripheral contour of the flowing part in the specified plane.

Обод 5 диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера 8 на условную осевую плоскость, проходящую через ось 16 вала ротора и совмещенную с продольной осью пера 8 лопатки 6, снабжен системой пазов 17 для хвостовиков 7 лопаток. Продольная ось подошвы 18 каждого из пазов 17 образует с осью 16 вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера 8 лопатки, угол α установки хвостовика 7 лопатки, определенный в диапазоне значений α=(174÷25)°. Пазы 17 равномерно разнесены по периметру диска 1 с угловой частотойThe rim 5 of the disk from the side facing the flowing part, on a plot of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen 8 on the conditional axial plane passing through the axis 16 of the rotor shaft and combined with the longitudinal axis of the pen 8 of the blade 6, is equipped with a groove system 17 for shanks 7 shoulder blades. The longitudinal axis of the sole 18 of each of the grooves 17 forms, with the axis 16 of the rotor shaft, projected onto the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade feather 8, the installation angle α of the blade root 7 defined in the range of α = (174 ÷ 25) °. The grooves 17 are evenly spaced around the perimeter of the disk 1 with an angular frequency

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

Пазы 17 выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями 19, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком 7 лопатки по типу «ласточкин хвост». Базовые поверхности боковых граней 19 паза 17 встречно наклонены одна к другой с образованием углов между боковой гранью 19 и подошвой 18 паза Υ=(56÷80)°. Переход от боковой грани 19 к подошве 18 выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.The grooves 17 are made with mutually inclined side faces 19, having in cross section the configuration of the element of the castle connection with the shank 7 of the blade of the type "dovetail". The base surfaces of the side faces 19 of the groove 17 are opposed to one another with the formation of angles between the side face 19 and the sole 18 of the groove Υ = (56 ÷ 80) °. The transition from the side face 19 to the sole 18 is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.

Перо 8 лопатки выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γ_уст установки профиля пера 8, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки 11 и 12, образуя хорду 20 профиля, и фронтальной линией 21 решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение

, а в периферийном сечении значение

. В качестве оси пера 8 лопатки 6 принята продольная ось профиля пера, совпадающая с осью закрутки профиля.Pen 8 blades formed with a spiral twist with respect to the pen axis, to create a variable height feather angle γ _mouth profile settings stylus 8, defined as the angle between the common tangent line connecting the input and

output edges

11 and 12 forming a chord 20 profile, and the front line 21 of the lattice profiles in a flat scan of the cylindrical section of the blade of the crown, having the value in the root section of the pen

and in the peripheral section the value

. As the axis of the pen 8 of the blade 6, the longitudinal axis of the profile of the pen is adopted, which coincides with the axis of twist of the profile.

Угол γ_уст установки профиля пера 8 выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом G_у.п изменения угла γ_уст., имеющим значения в диапазонеThe angle γ of the _{mouth of the} installation profile of the pen 8 is made decreasing in height of the scapula with a gradient of G _у. changes in the angle of γ _mouth. having values in the range

,

где γ_{уст. к} - угол установки профиля в корневом сечении пера лопатки; γ_{усх. п} - то же, в периферийном сечении пера лопатки; Н_ср - средняя высота пера лопатки.where γ _{mouth k} is the angle of installation of the profile in the root section of the feather of the scapula; γ _{exp. n} - the same in the peripheral section of the pen blade; N _cf - the average height of the feather blades.

Перо 8 лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 10 и корыта 9 относительно хорды 20, соединяющей входную и выходную кромки 11 и 12 пера 8 лопатки. Максимальная толщина профиля пера 8 лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера 8 к периферийному торцу 22 с градиентом G_у.т., равнымFeather 8 of the blade is made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference between the heights of the back 10 and trough 9 relative to the chord 20 connecting the input and output edges 11 and 12 of the feather 8 of the blade. The maximum thickness of the vane is made greatest at the root profile section of the pen 8 and the decreasing height of the pen 8 to the peripheral end 22 _{of fuel equivalent} with the gradient G equal to

,

Кроме того, входная и выходная кромки 11 и 12 пера 8 лопатки выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу 22 лопатки с градиентом G_у.х увеличения соединяющей их хорды 20, равнымIn addition, the input and output edges 11 and 12 of the blade 8 feather 8 are made sailing diverging to the peripheral end 22 of the blade with a gradient G _у.x increase the connecting chords 20 equal to

Тыльная полка 14 обода 4 диска выполнена выступающей за габарит пера 8 лопатки на ширину, достаточную для контакта и неразъемного силового соединения через кольцевую проставку с полотном последующего диска четвертой ступени. Для разъемного соединения через проставку с диском предшествующей ступени в полотне 4 диска 1 под ободом 5 выполнены отверстия 23 под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой (5,3÷7,9) [ед/рад].The rear shelf 14 of the rim 4 of the disk is made protruding beyond the size of the pen 8 of the blade 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. For detachable connection through a spacer with a disk of the previous step in the sheet 4 of the disk 1 under the rim 5, holes 23 are made for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency (5.3 ÷ 7.9) [units / rad].

Полотно 4 диска 1 снабжено с тыльной стороны по ходу рабочего тела кольцевым коническим элементом 24 для силового соединения с ответным коническим элементом цапфы задней опоры вала ротора. Конический элемент 24 выполнен с наклоном образующей к оси 16 вала ротора под углом β, составляющим не менее 48°.The blade 4 of the disk 1 is provided on the rear side along the working fluid with an annular conical element 24 for power connection with the mating conical element of the axle of the rear support of the rotor shaft. The conical element 24 is made with a slope of the generatrix to the axis 16 of the rotor shaft at an angle β of at least 48 °.

Хвостовик 7 каждой лопатки 6 снабжен канавкой 25 для фиксации лопатки в диске 1 от смещения хвостовика вдоль оси паза 17 разрезным контровочным кольцом.The shank 7 of each blade 6 is provided with a groove 25 for fixing the blade in the disk 1 from the displacement of the shank along the axis of the groove 17 with a split locking ring.

Перо 8 лопатки выполнено с корытом 9, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета) и со спинкой 10 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки.The blade feather 8 is made with a trough 9 facing concavity in the counterclockwise direction of rotation of the rotor (view in the np - direction of flight) and with the back of the pen 10 convex toward anti-rotation of the rotor and in the clockwise direction of rotation.

Вариантно перо 8 лопатки выполнено с корытом 9, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.) и со спинкой 10 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).Variant feather 8 of the blade is made with a trough 9 facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (n.p. view) and with a back 10 of the feather convex towards the side of rotation of the rotor and counterclockwise rotation direction (clockwise view P.).

Периферийный торец 22 пера 8 лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне третьей ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки 6 рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face 22 of the blade 8 feather 8 is made beveled with a repetition of the curvature of the inner surface of the engine duct in the area of the third 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 for the smooth rotation of the blade 6 of the impeller as part of the low pressure engine rotor.

Пример реализации изобретения.An example implementation of the invention.

Рабочее колесо третьей ступени КНД ГТД состоит из диска 1 и установленных на нем рабочих лопаток 6. Диск третьей ступени изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные за одно целое массивную ступицу 2, полотно 4 и обод 5. Профили полотна 4 и ступицы 2 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой.The impeller of the third stage of the low pressure valve of the gas turbine engine consists of a disk 1 and rotor blades 6 mounted on it. The disk of the third stage is made by forging from a forging in the form of a single element, including a massive hub 2, web 4 and rim 5 made in one piece. Profiles of web 4 and hub 2 form by turning the workpiece 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 6 °.

Лопатку рабочего колеса третьей 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 7. 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 10 пера 8 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 9 пера 8 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 7. Доводку обтекаемых поверхностей профилей пера 8 производят фрезерованием с последующей полировкой. Изготовленная таким образом лопатка состоит из объединенных в одно целое пера 8 с хвостовиком 7 и выполнена как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса третьей ступени ротора КНД ГТД.The blade of the impeller of the third 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 mechanical processing, with a local thickening at the location of the shank 7. In the next step, the blank is subjected to general heating in an electric furnace to the state of thermoplasticity and hot stamping 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 10 of the pen 8 of the scapula. The working surface of the other half-matrix of the stamp includes a section whose shape is made of the mating spatial surface of the trough 9 of the pen 8 of the scapula. After that, the blade is subjected to mechanical processing, including grinding off the flap by milling, pulling the shank 7. The streamlined surfaces of the profiles of the pen 8 are finished by milling, followed by polishing. The blade made in this way consists of a single pen 8 with a shank 7 and is made as a segment of the assembled ring of the blade ring of the impeller of the third 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=4,7 мм; длина хорды пера - 40,4 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 68,1°;- in the root section, the profile of the feather blade is made with a maximum profile thickness C _max = 4.7 mm; pen chord length - 40.4 mm; the 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 68.1 °;

- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля C_max=2,14 мм; длина хорды пера принята 48,2 мм; угол γ_уст.п установки профиля пера составляет 21,9°;- in the peripheral section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness C _max = 2.14 mm; the length of the chord of the pen is 48.2 mm; _Factory setting angle γ profile pen is 21,9 °;

- средняя высота Н_ср профиля пера составляет 96 мм.- the average height H _cf the pen profile is 96 mm.

На внешней стороне обода 5 диска 1 выполняют протягиванием замковые пазы 17 для крепления лопаток 6 путем установки хвостовика 7 в пазу 17 обода 5 диска. В рабочем колесе третьей ступени устанавливают 57 лопаток. Пазы 17 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона контактных поверхностей с хвостовиком лопатки к донной плоскости паза составляет 70°; ширина основания паза 20 мм.On the outer side of the rim 5 of the disk 1 is performed by pulling the locking grooves 17 for mounting the blades 6 by installing the shank 7 in the groove 17 of the rim 5 of the disk. 57 impellers are installed in the impeller of the third stage. The grooves 17 are made with the following geometric parameters: the angle of inclination of the contact surfaces with the shank of the blade to the bottom plane of the groove is 70 °; the width of the base of the groove is 20 mm.

Лопатки 6 удерживают от перемещения в радиальном направлении от действия центробежных сил при помощи контактных выступов замка типа «ласточкин хвост». Каждую лопатку 6 удерживают в диске 1 от перемещения в направлении протяжки паза 17 с помощью разрезного кольца.The blades 6 are kept from moving in the radial direction from the action of centrifugal forces using the contact protrusions of the dovetail lock. Each blade 6 is held in the disk 1 from moving in the direction of broaching of the groove 17 using a split ring.

Таким образом, рабочее колесо третьей ступени имеет следующие геометрические параметры: минимальный и максимальный диаметры внутренней поверхности рабочего колеса 509 мм и 517 мм; аналогично периферийной поверхности рабочего колеса 706 мм и 703 мм; максимальная ширина третьей ступени ротора 43 мм.Thus, the impeller of the third stage has the following geometric parameters: the minimum and maximum diameters of the inner surface of the impeller 509 mm and 517 mm; similar to the peripheral surface of the impeller 706 mm and 703 mm; maximum width of the third rotor stage 43 mm.

В процессе работы ГТД диск 1 рабочего колеса третьей ступени приводится во вращение путем передачи крутящего момента от турбины низкого давления (ТНД) через барабанно-дисковую конструкцию вала ротора КНД с включением в работу лопаток 6 рабочего колеса. В результате чего происходит нагнетание воздушного потока в КНД. На вогнутой поверхности в виде корыта 9 пера 8 каждой лопатки 6 создается зона повышенного давления, а на выпуклой поверхности, образующей спинку 10 пера 8, создается при этом зона пониженного давления, усиливающая образование направленного воздушного потока. Вращающиеся лопатки 6 рабочего колеса ротора передают энергию воздушному потоку, направляя сжимаемый поток на лопатки статора третьей ступени, и после выравнивания в последнем поток поступает в последующие ступени КНД. Одновременно диск 1 воспринимает центробежные нагрузки и через конический кольцевой элемент 24 и тыльную полку 14 обода 5 передает радиальные и осевые нагрузки на опоры вала ротора.In the process of operation of a gas turbine engine, the third stage impeller disk 1 is driven into rotation by transmitting torque from a low pressure turbine (LP) through the drum-disk design of the low pressure rotor rotor shaft with the impeller blades 6 turned on. As a result of which there is an injection of air flow in the CPV. On the concave surface in the form of a trough 9 of the feather 8 of each blade 6, an increased pressure zone is created, and on the convex surface forming the backrest 10 of the feather 8, a reduced pressure zone is created thereby enhancing the formation of a directed air flow. Rotating blades 6 of the rotor impeller transmit energy to the air stream, directing the compressible stream to the stator vanes of the third stage, and after alignment in the latter, the flow enters the subsequent stages of the low pressure valve. At the same time, the disk 1 accepts centrifugal loads and transfers radial and axial loads to the bearings of the rotor shaft through the conical ring element 24 and the rear shelf 14 of the rim 5.

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 5 с разноплечими кольцевыми полками 13 и 14, принятого сочетания тонкого полотна 4 и осевой ширины ступицы 2, компенсирующей ослабление полотна 4 диска центральным отверстием 3, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 3 в ступице 2 принят достаточным для свободного пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных операциях сборки компрессора.The technical result of the present invention is achieved by the combination of the design solutions and geometric parameters of the main elements of the impeller disk of the third stage of the KND rotor, namely the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the rim 5 with different-ring annular shelves 13 and 14, the adopted combination of thin web 4 and axial width hub 2, compensating for the weakening of the blade 4 of the disk by the Central hole 3, which leads to a decrease in material consumption and increase the maximum tolerance Mykh efforts in the drive elements. The diameter of the hole 3 in the hub 2 is accepted sufficient for the free passage of the spline pipe 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 R_д от оси 8 вала ротора до внешней поверхности 9 обода 4 в средней плоскости полотна 5 составляет (0,594÷0,84) от радиуса R_п.ч. периферийного контура проточной части 2 двигателя. Выход за указанный диапазон в область отношений (R_д/R_п.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 (R_д/R_п.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 (0.594 ÷ 0.84) from the radius R _p.h. 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, lower compressor efficiency, GDU reserves and disk resource. _{Exceeding the} allowable range of parameter ratios found in the invention (R _d / R _p.h. )> 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, reduce the engine power and the supply of _{hydraulic control devices} with an unjustified increase in the material consumption of the disk .

На внешней стороне обода 5 диска выполняют протягиванием систему пазов 17 для закрепления лопаток. Пазы 17 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 17 диске лопаток рабочего колеса третьей ступени ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α>25° отклонения оси паза 17 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 17 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Υ_п=(7,7÷10,6) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с гранями 19, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат изобретения обеспечивают при насыщении лопаточного венца количеством лопаток 6 и соответственно пазов 17 на диске для закрепления хвостовиков лопаток, располагаемых с угловой частотой, принимаемой из диапазона, найденного в изобретении. При уменьшении числа лопаток и соответственно пазов 17 на ободе диска ниже нижнего предела указанного диапазона Υ_п<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 Υ_п>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 outer side of the rim 5 of the disk, pulling a system of grooves 17 for fixing the blades. The grooves 17 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 that increase the supply of gas turbine generator, efficiency and resource with minimal material consumption of the disk. 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 dangerous stall of the air flow from the impeller blades of the third impeller of the third stage of the compressor rotor with the resulting loss of the GDU. With an increase in the angle α> 25 °, the deviations of the axis of the groove 17 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 ring" 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 17 are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Υ _n = (7.7 ÷ 10.6) [u / rad] and are made in cross section with faces 19 that form an element of the castle 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 6 and, respectively, the grooves 17 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 17 on the rim of the disk below the lower limit of the specified range Υ _n <7.7 [u / rad], the lag of the flow from the rotation of the blade rim increases and the risk of loss of HLD in the indicated compressor stage increases. Exceeding the upper limit of the specified range Υ _n > 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.

Аналогичные процессы имеют место с получением положительного результата при соблюдении и отрицательного при выходе за пределы найденных в группе изобретений границ диапазона градиентов угла γ между соединяющей входную и выходную кромки 11 и 12 профиля хордой 20 и фронтальной линией 21 решетки лопаточного венца, составляющего в корневом сечении

и в периферийном сечении значение

, а также найденных в изобретении границ диапазонов градиентов

по высоте Н_ср пера 8 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера 8 лопатки со значениями градиента

существенно ограничивается диапазон ГДУ работы КНД, падает кпд ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 10 пера лопатки с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды 20 пера 8 по высоте лопатки до значений градиента G_у.п, превышающих верхний предел

, приводит к недопустимому уменьшению угла раскрытия периферийного участка пера 8 лопатки, что в свою очередь приводит к снижению кпд, негативному уменьшению диапазона ГДУ компрессора и недопустимому рассогласованию работы третьей ступени ротора с предыдущими и последующей ступенями КНД.Similar processes take place with obtaining a positive result when observing and negative when exceeding the limits found in the group of inventions for the boundaries of the range of gradients of the angle γ between the chord 20 connecting the input and

output edges

11 and 12 of the profile 20 and the front line 21 of the lattice of the scapular crown, which is in the root section

and in the peripheral section the value

, as well as the boundaries of the ranges of gradients found in the invention

height H _cf pen 8 scapula. When performing a three-dimensional profile of the pen 8 scapula with gradient values

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 of the 10th blade blade increases with the resulting loss of the GDU. Increasing the ratio of the difference angles of the chord 20 of the pen 8 on the height of the blade to the gradient values G _u.p exceeding the upper limit

, leads to an unacceptable decrease in the opening angle of the peripheral section of the pen 8 of the scapula, which in turn leads to a decrease in efficiency, a negative decrease in the range of the compressor GDU and an unacceptable mismatch of the work of the third stage of the rotor with the previous and subsequent stages of the low pressure switch.

Градиент G_у.х увеличения хорды 20 пера 8 лопатки 6 по средней высоте H_ср пера 8 лопатки характеризует парусность пера, образованную в результате углового расхождения входной и выходной боковых кромок 11 и 12 пера 8 от втулки до периферийного торца 22. Парусность пера 8 по высоте лопатки спрофилирована по упомянутому градиенту G_x углового расширения хорды 20 пера с заявленным диапазоном

, при котором обеспечивается получение технического результата изобретения. Уменьшение отношения разности длин периферийной и корневой хорд пера 8 к средней высоте H_ср пера

приводит к образованию недостаточной густоты заполнения периферийного кольцевого участка площади поперечного сечения проточной части лопаточного венца периферийными участками пера 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 10 пера лопатки. Увеличение

приводит к неоправданному увеличению потерь от трения потока о профиль пера лопатки и к снижению кпд компрессора.Gradient G _{u of the} increase in the chord 20 of the pen 8 of the blade 6 along the average height H _{cf of the} pen 8 of the blade characterizes the feathering of the feather formed as a result of the angular divergence of the input and output side edges 11 and 12 of the feather 8 from the sleeve to the peripheral end 22. Sailing of the feather 8 along the height of the scapula is profiled according to the mentioned gradient G _{x of the} angular expansion of the chord 20 of the pen with the declared range

, which ensures the receipt of the technical result of the invention. Reducing the ratio of the difference between the lengths of the peripheral and root chords of pen 8 to the average height H _{cf of the} pen

leads to the formation of insufficient density of filling the peripheral annular portion of the cross-sectional area of the flowing part of the blade of the crown with peripheral sections of the feather of the blades in the projection onto a conventional 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 of the 10 feather blades. Increase

leads to an unjustified increase in losses from flow friction on the blade feather profile and to a decrease in compressor efficiency.

Технический результат повышения ресурса рабочего колеса в два раза достигается при соблюдении условия соотношения разности толщин к средней высоте пера 8 лопатки, принимаемого в пределах найденного в изобретении указанного диапазона значений градиента

за счет обеспечения требуемой статической и динамической жесткости при оптимальной материалоемкости профиля пера 8 лопатки. При значениях градиента

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

требуемое повышение ресурса лопатки не достигается из-за снижения динамической прочности в процессе эксплуатации компрессора вследствие неоправданного возрастания параметров изгибных колебаний профиля пера 8 при недопустимом уменьшении максимальной толщины профиля в наиболее нагруженной периферийной части длины пера лопатки.The technical result of increasing the impeller resource by two times is achieved subject to the condition of the ratio of the difference in thickness to the average height of the pen 8 of the blade, taken within the specified range of gradient values found in the invention

by providing the required static and dynamic stiffness with optimal material consumption of the profile of the pen 8 of the scapula. For gradient values

there is an excessive increase in material consumption due to an 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. For gradient values

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 the profile of pen 8 with an unacceptable decrease in the maximum thickness of the profile in the most loaded peripheral part of the length of the feather of the blade.

Кроме того, полотно 4 снабжено коническим кольцевым элементом 24, выполненным с углом β наклона образующей к геометрической оси диска, составляющим не менее 48°. Выполнение угла β обеспечивает оптимальное повышение объемной жесткости соединения полотна 4 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.In addition, the web 4 is equipped with a conical ring element 24 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 an optimal increase in the volumetric stiffness of the connection of the web 4 with a conical diaphragm and the resource of the disk under the 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 рабочего колеса третьей ступени достигают повышение кпд и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя без увеличения материалоемкости лопатки.Thus, by improving the structural and aerodynamic parameters of the impeller of the third stage, they increase the efficiency and expand the range of gas-dynamic stability modes of the engine’s low pressure without increasing the material consumption of the blade.

Claims

1. The impeller of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of the low pressure compressor (KND) of the gas turbine engine (GTE), having a housing with a flow part tapering from the inlet, characterized in that it is made as the impeller of the third stage of the rotor shaft, contains in the form of a single element, including a hub with a central hole, a web and a rim, as well as blades, each having a shank and a feather with a profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated by the input and output edges, at th disc radius 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, while the disk rim is connected to the web with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves and is made going 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 and power combination through spacers with the disks of the previous and subsequent steps, and the rim of the disk from the side facing the flowing part, on a plot of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane, passage which is guided 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 shank of the blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor in the projection onto the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade feather, the blade installation angle α defined in the range of values α = (17 ÷ 25) ° [deg], and the grooves 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 side faces forming an element of the castle connection with the shank of the blade webs, and the blade feather is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the blade feather, while the maximum thickness of the blade profile of the blade is made the largest in the root section and decreases along the height of the peripheral end of the pen with a gradient G _{of standard fuel} equal to
G _ut = (C _to -C _p ) / N _cf = (2.17 ÷ 3.12) · 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.

2. The impeller 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 the formation of angles Y between the side face and the bottom of the groove Y = (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. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the rear shelf of the rim of the disk is made protruding beyond the size of the feather blade 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 Connections through a spacer with a disk of the previous step in the disk sheet under the rim are holes for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency (5.3 ÷ 7.9) [units / rad].

4. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, 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 an inclination forming to the axis of the rotor shaft at an angle β of at least 48 °.

5. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the inlet and outlet edges of the pen are made diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G _y.x. an increase in the connecting chords equal to
G _yx = (L _p.x. -L _c.x. ) / H _cp = (7.9 ÷ 11.4) · 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.

6. The impeller of the rotor of the low pressure compressor 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.

7. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the shank of the blade is provided with a groove for fixing the blade in the disk from displacement of the shank along the axis of the groove with a split locking ring.

8. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor 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 rotor rotation and counterclockwise rotation direction (view in np).

9. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the peripheral end face of the blade pen is beveled with a repetition of the curvature of the inner surface of the engine duct in the third 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.

10. The impeller of the rotor, including the shaft of the drum-disk design of the low pressure compressor (KND) of the gas turbine engine (GTE), having a housing with a flow part tapering from the inlet, characterized in that it is made as the impeller of the third stage of the rotor shaft, contains in the form of a single element, including a hub with a central hole, a web and a rim, as well as blades, each having a shank and a feather with a profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated by the input and output edges, at the radius of the disk R _d from the axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the canvas is (0.59 ÷ 0.84) from the radius R _p.h. the peripheral contour of the flowing part in the indicated plane, while the disk rim is connected to the web with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves and is made going 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 and power combination through spacers with the disks of the previous and subsequent steps, in addition, the rim of the disk from the side facing the flowing part, in the area of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane, etc. 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 evenly spaced around the perimeter of the disk for installing the blade shanks, the number of which is taken from 48 to 66 blades, while the grooves are made with mutually inclined side faces having a cross-sectional configuration Connection element locking with the blade root, wherein a pen formed with a helical twist of the pen relative to the axis to create a variable height feather angle γ _mouth profile settings pen defined as the angle IU I’m waiting for a common tangent connecting the input and output edges, forming a chord of the profile, and the front line of the profile lattice in a flat scan of the cylindrical section of the blade rim, having the value γ _set in the root section of the pen _. = (64,1 ÷ 72,1) °, and in the peripheral section _Factory γ value = (17,9 ÷ 25,9) °, 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 _cf. = (208.7 ÷ 300.0) [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 feather of the scapula; N _cf - the average height of the feather blades.

11. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 9, 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, the longitudinal axis of each of which forms with the rotor axis in projections onto the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade feather, the blade installation angle α defined in the range of values α = (17 ÷ 25) ° [deg], and the base surfaces of the side faces of the groove are counter-inclined to one another with the formation angles Y between the side face and the bottom of the groove Y = (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.

12. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 10, characterized in that the rear shelf of the rim of the disk is made protruding beyond the size of the feather blade 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 Connections through a spacer with a disk of the previous step in the disk sheet under the rim are holes for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency (5.3 ÷ 7.9) [units / rad].

13. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 10, characterized in that the blade of the disk 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 an inclination forming to the axis of the rotor shaft at an angle β of at least 48 °.

14. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 10, characterized in that the feather of the blade is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the blade feather, this maximum thickness of the profile of the blade feather is made the largest in the root section and decreasing in 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 = (2.17 ÷ 3.12) · 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.

15. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to p. 10, characterized in that the input and output edges of the pen are made sailing diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G _y.x. an increase in the connecting chords equal to
G _yx = (L _p.x. -L _c.x. ) / H _cp = (7.9 ÷ 11.4) · 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.

16. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 10, characterized in that the shank of the blade is provided with a groove for fixing the blade in the disk from the displacement of the shank along the axis of the groove with a split locking ring.

17. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to p. 10, 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 facing bulge to the side against the rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise.

18. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 10, characterized in that the feather of the blade is made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (np view) and with the back of the feather convex towards the side rotor rotation and counterclockwise rotation direction (view in np).

19. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 10, characterized in that the peripheral end face of the blade pen is beveled with a repetition of the curvature of the inner surface of the engine duct in the area of the third 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.