RU2603380C1 - Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) - Google Patents

Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) Download PDF

Info

Publication number
RU2603380C1
RU2603380C1 RU2015150512/05A RU2015150512A RU2603380C1 RU 2603380 C1 RU2603380 C1 RU 2603380C1 RU 2015150512/05 A RU2015150512/05 A RU 2015150512/05A RU 2015150512 A RU2015150512 A RU 2015150512A RU 2603380 C1 RU2603380 C1 RU 2603380C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
rotor
feather
disk
impeller
Prior art date
Application number
RU2015150512/05A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Юрьевич Еричев
Игорь Александрович Кондрашов
Евгений Ювенальевич Марчуков
Константин Сергеевич Поляков
Сергей Анатольевич Симонов
Регина Юрьевна Скарякина
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 RU2015150512/05A priority Critical patent/RU2603380C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2603380C1 publication Critical patent/RU2603380C1/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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B01—PHYSICAL OR CHEMICAL PROCESSES OR APPARATUS IN GENERAL
    • B01J—CHEMICAL OR PHYSICAL PROCESSES, e.g. CATALYSIS OR COLLOID CHEMISTRY; THEIR RELEVANT APPARATUS
    • B01J3/00—Processes of utilising sub-atmospheric or super-atmospheric pressure to effect chemical or physical change of matter; Apparatus therefor
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to engine building. Gas turbine engine low-pressure compressor (GTE LPC) rotor shaft fourth stage impeller includes disc, including 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 to web to make circular flanges. 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=(20.1÷29.6)°. Blade has variable on height of feather an angle γ of installation of feather profile relative to front line of profile grid of blade rim, decreasing with radial distance from rotor axis with gradient Gu.p=(217.0÷311.9) [deg/m]. Besides, blade root is made with thickness variable along blade width and height. Maximum thickness of blade root profile is greatest in root section and decreasing on height to peripheral end with gradient Gu.t.=(1.82÷2.62)·10-2 [m/m].
EFFECT: invention allows to increase efficiency and increase gas-dynamic stability (GDS) margin at all operation modes of compressor while increasing LPC rotor impeller service life without increase of material consumption.
17 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 компресссора 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 С1, опубл. 10.02.2006).The impeller of an axial compressor of an engine 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 wheels 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 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 С1, 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. 02.27.2013).

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 четвертой 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 the interaction of the impeller of the fourth 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 also the difficulty of obtaining a compromise combination of increased values of efficiency, reserves of gas-dynamic stability (GDU) of the compressor and, as a result, the difficulty of providing optimal dynamic strength and increased resource 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 четвертой ступени, согласованности в предыдущими ступенями 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, Efficiency of the fourth stage, consistency in the previous stages of KND with an increase in the reserves of the GDU at all engine operating modes and resource sa without an increase in material consumption.

Поставленная задача в части рабочего колеса по первому варианту решается тем, что 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 четвертой 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; причем обод диска соединен с полотном диска с образованием равноплечих кольцевых полок, а полотно диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени с образованием барабанно-дисковой конструкции вала ротора, при этом обод диска выполнен с возрастающим в осевом сечении КНД в направлении потока рабочего тела радиусом и с углом φ образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора, составляющим φ=(1,8÷3,4)° и идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части двигателя, 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 крепления лопаток, при этом продольная ось каждого из которых образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений (20,1÷29,2)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(5,8÷7,9) [ед./рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, которым придана конфигурация элемента 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 Gу.т., равнымThe task in terms of the impeller according to the first embodiment is solved in that the shaft 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 configured as an impeller of the fourth stage of the rotor shaft, contains a disk in in the form of a single element, including a hub with a central hole, a web and a rim, as well as vanes having each shank and a feather with a profile formed by a concave trough and a convex back, with maskers input and output edges; moreover, the disk rim is connected to the disk blade to form equal-shouldered annular shelves, and the disk blade is removably connected through a spacer with the disk shelf of the previous step to form a drum-disk structure of the rotor shaft, while the disk rim is made with increasing in axial cross-sectional directional direction in the flow of the working fluid with a radius and angle φ of the generatrix of the outer surface of the rim relative to the axis of the rotor shaft, component φ = (1.8 ÷ 3.4) ° and identical to the axial angle relative to the same axis of the generatrix of the inner an initial contour of the engine’s flowing part, and the disk rim from the side facing the flowing part, on the axial width section, 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’s feather, is equipped with a groove system for mounting blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor shaft in the projection onto the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade feather, the installation angle α of the blade shaft, defined in the value range (20,1 ÷ 29,2) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disc at an angular frequency Y n = (5,8 ÷ 7,9) [u / rad] and are made in cross-section with side faces which have been rendered the configuration of the element of the castle connection with the shank of the blade, and the feather 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 and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the feather blade, the maximum thickness of the profile of the blade feather is made the largest in the root section and ub vayuschey height to the peripheral end of the pen with a gradient G of standard fuel equal to

Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,82÷2,62)·10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.82 ÷ 2.62) · 10 -2 [m / m],

где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - то же, периферийного; Нср - 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 Y между боковой гранью и подошвой паза Y=(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 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.

Диск может быть выполнен с возможностью разъемного соединения с диском предшествующей ступени, для чего в периферийной части полотна данного диска выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой Yо.п.=(3,4÷4,9) [ед./рад].The disk can be made with the possibility of detachable connection with the disk of the previous stage, for which, in the peripheral part of the blade web of this disk, holes are made for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency of Y r.p. = (3.4 ÷ 4.9) [units / rad].

Входная и выходная кромки пера могут быть выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.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

Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hcp=(2,9÷4,3)·10-2 [м/м],G uh = (L p.h.- L k.h. ) / H cp = (2.9 ÷ 4.3) · 10 -2 [m / m],

где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - 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 четвертой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face of the blade vane pen can be made beveled with a repetition of the curvature of the internal surface of the engine duct in the zone of the fourth KND stage with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unobstructed rotation of the impeller blade as part of the KND rotor of the engine.

Поставленная задача 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 четвертой 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; причем обод диска соединен с полотном диска с образованием равноплечих кольцевых полок, а полотно диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени с образованием барабанно-дисковой конструкции 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 равномерно разнесенных по периметру диска пазов для установки хвостовиков лопаток, число которых принято от 36 до 49 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 γуст 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 γуст.к.=(61,3÷69,3)°, а в периферийном сечении значение γуст.п=(38,7÷46,7)°, при этом угол γуст установки профиля пера выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом Gу.п изменения угла γуст., имеющем значения в диапазонеThe task in terms of the impeller according to the second embodiment is solved by the fact 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 flowing part tapering from the inlet, according to the invention, is made as the impeller of the fourth stage of the rotor shaft , contains a disk in the form of a single element, including a hub with a central hole, a blade and a rim, as well as blades having each shank and a feather with a profile formed by a concave trough and a convex back, conjugate inlet and outlet edges; moreover, the disk rim is connected to the disk blade to form equal-shouldered annular shelves, and the disk blade is removably connected through a spacer with the disk shelf of the previous step to form a drum-disk structure of the rotor shaft, in addition, the disk rim from the side facing the flow part a 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 uniformly spaced about the perimeter of the groove disk for installing the shanks of the blades, the number of which is taken from 36 to 49 blades, while the grooves are made with mutually inclined side faces having a cross-sectional configuration of the element of the locking connection with the shank of the blade, and the feather is made with a spiral twist relative to the axis of the pen, New variable adjustment pen angle γ mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the front line of the lattice prof Leu in the planar reamer blade row cylindrical section having a root section pen value γ ust.k. = (61,3 ÷ 69,3) °, and in the peripheral section Factory γ value = (38,7 ÷ 46,7) °, wherein the angle γ mouth profile settings pen configured decreasing adjustment of the blade with the gradient G y changing the angle γ it dry mouth. having values in the range

Gу.п.=(γуст.к.-γуст.п)/Нср=(217,0÷311,9) [град/м],G uniformizing parameter = (γ set.- γ set.p ) / N sr = (217.0 ÷ 311.9) [deg / m],

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

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 вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений (20,1÷29,2)°, а базовые поверхности боковых граней паза встречно наклонены одна к другой с образованием углов Y между боковой гранью и подошвой паза Y=(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, while the longitudinal axis of each of them forms with the axis of the rotor shaft in the projection onto the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade blade , the installation angle α of the shank of the blade, defined in the range of values (20.1 ÷ 29.2) °, and the base surfaces of the side faces of the groove are opposite tilted to each other with the formation of angles Y between the side face and the bottom of the groove Y = (56 ÷ 80) °, while The change from the lateral edge to the sole is made smooth with a constant or variable radius cross-section.

Диск может быть выполнен с возможностью разъемного соединения с диском предшествующей ступени, для чего в периферийной части полотна данного диска выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой Yо.п.=(3,4÷4,9) [ед./рад].The disk can be made with the possibility of detachable connection with the disk of the previous stage, for which, in the peripheral part of the blade web of this disk, holes are made for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency of Y r.p. = (3.4 ÷ 4.9) [units / rad].

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 Gу.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

Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,82÷2,62)·10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.82 ÷ 2.62) · 10 -2 [m / m],

где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - то же, периферийного; Нср - 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;

Входная и выходная кромки пера могут быть выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.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

Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hcp=(2,9÷4,3)·10-2 [м/м],G uh = (L p.h.- L k.h. ) / H cp = (2.9 ÷ 4.3) · 10 -2 [m / m],

где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - 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 четвертой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face of the blade vane pen can be made beveled with a repetition of the curvature of the internal surface of the engine duct in the zone of the fourth KND stage with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unobstructed rotation of the impeller blade as part of the KND rotor of the engine.

Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков рабочего колеса четвертой 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 fourth stage of the rotor KND GTE, is to increase 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, где:The invention is illustrated by drawings, where:

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

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

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

на фиг. 4 - лопатка рабочего колеса четвертой ступени, вид сверху;in FIG. 4 - the blade of the impeller of the fourth stage, top view;

на фиг. 5 - перо лопатки рабочего колеса четвертой ступени, поперечный разрез;in FIG. 5 - feather blades of the impeller of the fourth stage, a cross section;

на фиг. 6 - паз обода диска четвертой ступени вала ротора КНД, продольный разрез.in FIG. 6 - groove of the rim of the disk of the fourth stage of the shaft of the rotor KND, 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 четвертой 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 fourth stage of the rotor shaft.

Рабочее колесо четвертой 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 fourth 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 4 диска соединен с полотном 5 диска с образованием равноплечих кольцевых конических наклонных полок - фронтальной полки 13 и тыльной полки 14. Обод 4 диска выполнен выходящим в проточную часть 2 с образованием внутреннего контура последней на осевой длине последней ступени вала ротора. Полотно 5 диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени с образованием барабанно-дисковой конструкции вала ротора. Обод 4 диска выполнен с возрастающим в осевом сечении КНД в направлении потока рабочего тела радиусом и с углом φ образующей внешней поверхности 15 обода 4 относительно оси 16 вала ротора, составляющим φ=(1,8÷3,4)°, и идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части двигателя.The rim 4 of the disk is connected to the blade 5 of the disk with the formation of equal-shouldered annular conical inclined shelves - the front shelf 13 and the rear shelf 14. 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 last stage of the rotor shaft. The blade 5 of the disk is made with the possibility of detachable connection through a spacer with a disk shelf of the previous stage with the formation of the drum-disk design of the rotor shaft. The rim 4 of the disk is made with increasing radius in the axial section of the KND in the direction of flow of the working fluid with a radius φ and an angle φ of the generatrix of the outer surface 15 of the rim 4 relative to the axis 16 of the rotor shaft, component φ = (1.8 ÷ 3.4) °, and identical to the axial angle relative to the same axis of the generatrix of the inner contour of the engine flow path.

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=(20,1÷29,6)°. 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 in the projection on the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the feather 8 of the blade, the installation angle α of the shank of the blade 7, defined in the range of α = (20.1 ÷ 29.6 ) °. The grooves 17 are evenly spaced around the perimeter of the disk 1 with an angular frequency

Yп=N/2π=(5,8÷7,9) [ед./рад],Y p = N / 2π = (5.8 ÷ 7.9) [units / rad],

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 γ между боковой гранью 19 и подошвой 18 паза γ=(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 lateral faces 19 of the groove 17 are opposed to one another with the formation of angles γ between the lateral face 19 and the sole 18 of the groove γ = (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 γуст 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 γуст.к.=(61,3÷69,3)°, а в периферийном сечении значение γуст.п=(38,7÷46,7)°. 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 a cylindrical section of the blade of the crown, having the value γ set in the root section of the pen = (61.3 ÷ 69.3) °, and in the peripheral section the value of γ set n = (38.7 ÷ 46.7) °. As the axis of the pen 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 γуст установки профиля пера 8 выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом Gу.п изменения угла γуст., имеющем 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

Gу.п.=(γуст.к.-γуст.п)/Нср=(217,0÷311,9) [град/м],G uniformizing parameter = (γ set.- γ set.p ) / N sr = (217.0 ÷ 311.9) [deg / m],

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

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 Gу.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

Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,82÷2,62)·10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.82 ÷ 2.62) · 10 -2 [m / m],

где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - то же, периферийного; Нср - 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.

Кроме того входная и выходная кромки 11 и 12 пера 8 лопатки выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу 22 лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды 20, равнымIn addition, the inlet and outlet edges 11 and 12 of the blade 8 pen 8 are made sailing diverging to the peripheral end 22 of the blade with a gradient of G C an increase in the connecting chords 20 equal to

Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hср=(2,9÷4,3)·10-2 [м/м],G uh = (L p.h.- L k.h. ) / H cf = (2.9 ÷ 4.3) · 10 -2 [m / m],

где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - 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.

Диск 1 выполнен с возможностью разъемного соединения с диском предшествующей ступени, для чего в периферийной части полотна данного диска выполнены отверстия 23 под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой Yо.п.=(3,4÷4,9) [ед./рад].The disk 1 is made with the possibility of detachable connection with the disk of the previous stage, for which, in the peripheral part of the blade web of this disk, holes 23 are made for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency of Y r.p. = (3.4 ÷ 4.9) [units / rad].

Хвостовик 7 каждой лопатки 6 снабжен канавкой 24 для фиксации лопатки в диске 1 от смещения хвостовика 7 вдоль оси паза 17 разрезным контровочным кольцом.The shank 7 of each blade 6 is provided with a groove 24 for fixing the blade in the disk 1 from the displacement of the shank 7 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 четвертой 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 zone of the fourth KND stage with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for the smooth rotation of the impeller blade 6 in the KND rotor of the engine.

Пример реализации изобретенияAn example implementation of the invention

Рабочее колесо четвертой ступени КНД ГТД состоит из диска 1 и установленных на нем рабочих лопаток 6. Диск четвертой ступени изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные заодно 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 fourth 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 fourth stage is made by die-forging from a forging in the form of a single element, which includes a complete massive hub 2, web 4 and rim 5. Profiles of web 4 and hub 2 form by turning the workpiece with subsequent polishing.

Изготовленный диск имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 28 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 240 мм; средняя толщина полотна - 4 мм; ширина обода - 48 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска - 522 мм и 528 мм соответственно; угол наклона внешней поверхности обода диска - 3°.The manufactured disk has the following geometric parameters: overall width of the hub - 28 mm; diameter of the central hole of the hub - 240 mm; average web thickness - 4 mm; rim width - 48 mm; the minimum and maximum diameters of the outer surface of the rim of the disk is 522 mm and 528 mm, respectively; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 3 °.

Лопатку рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД ГТД поэтапно изготавливают из прутка авиационного сплава. На первом этапе отрезают фрагмент прутка требуемой длины, из которого электровысадкой с последующей механической обработкой выполняют заготовку лопатки с локальным утолщением на участке расположения хвостовика 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, выполненной как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД ГТД.The blade of the impeller of the fourth stage of the rotor KND GTD is stage-by-stage made from the bar of an aircraft alloy. At the first stage, a fragment of the rod of the required length is cut, from which the blade blank is prepared by electric upsetting, followed by 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, made as a segment of the assembled ring of the blade rim of the impeller of the fourth stage of the rotor KND GTD.

Профиль пера 8 лопатки имеет следующие геометрические параметры:The profile of the pen 8 of the scapula has the following geometric parameters:

- в корневом сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Cmax=4,16 мм; длина хорды пера - 49 мм; угол γуст.к установки профиля пера между соединяющей входную и выходную кромки 11 и 12 профиля хордой 20 и фронтальной линией 21 решетки лопаточного венца составляет 65,3°;- in the root section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness C max = 4.16 mm; pen chord length - 49 mm; the angle γ set to install the profile of the pen between connecting the input and output edges 11 and 12 of the profile chord 20 and the front line 21 of the lattice of the blade of the crown is 65.3 °;

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

- средняя высота Нср профиля пера составляет 48 мм.- the average height H cf pen profile is 48 mm.

На внешней стороне обода 5 выполняют протягиванием замковые пазы 17 для крепления лопаток в количестве 43 штук. Пазы 17 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона контактных поверхностей с хвостовиком лопатки к донной плоскости паза составляет 70°; ширина основания паза - 16 мм; угол оси паза относительно оси вращения ротора в проекции на условную плоскость, проведенную через указанную ось вращения ротора нормально к радиусу, проходящему через среднюю точку оси паза составляет 25°.On the outer side of the rim 5 is performed by pulling the locking grooves 17 for mounting the blades in the amount of 43 pieces. 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 16 mm; the angle of the groove axis relative to the axis of rotation of the rotor in the projection onto a conventional plane drawn through the indicated axis of rotation of the rotor is normal to the radius passing through the midpoint of the groove axis is 25 °.

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 четвертой ступени имеет следующие геометрические параметры: минимальный и максимальный диаметры внутренней поверхности рабочего колеса - 523 мм и 527,5 мм; аналогично периферийной поверхности рабочего колеса - 694 мм и 690 мм; максимальная ширина четвертой ступени ротора - 48 мм.Thus, the impeller of the fourth stage has the following geometric parameters: the minimum and maximum diameters of the inner surface of the impeller is 523 mm and 527.5 mm; similar to the peripheral surface of the impeller - 694 mm and 690 mm; the maximum width of the fourth rotor stage is 48 mm.

В процессе работы ГТД диск 1 рабочего колеса четвертой 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 четвертой ступени, и после выравнивания в последнем поток поступает в последующие ступени КНД. Одновременно диск 1 воспринимает центробежные нагрузки.In the process of operation of a gas turbine engine, the fourth 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 flow, directing the compressible flow to the stator vanes of the fourth stage, and after alignment in the latter, the flow enters the subsequent stages of the low pressure valve. At the same time, disk 1 perceives centrifugal loads.

Технический результат настоящего изобретения достигают совокупностью разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов диска рабочего колеса четвертой ступени ротора КНД, а именно, радиальных параметров диска, геометрической конфигурации обода 5 с 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 a combination of the design solutions and geometric parameters of the main elements of the disk of the impeller of the fourth stage of the KND rotor, namely, the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the rim 5 with ring shelves 13 and 14, the adopted combination of a 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 allowable effort in disk 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.

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 (20,1÷29,6)°, 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 четвертой 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 четвертой ступени ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α>20,1° 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 Yп=(5,8÷7,9) [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 Yп<5,8 [ед./рад] нарастает отставание потока от вращения лопаточного венца и возрастает риск потери ГДУ в указанной ступени компрессора. Превышение верхней границы указанного диапазона Yп>7,9 [ед./рад] и соответствующем увеличении числа лопаток в лопаточном венце, образуемом на диске четвертой 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 taken from the claimed range (20.1 ÷ 29.6) °, 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 input and output the flow of the working fluid from the impeller of the fourth stage of the KND rotor and the most favorable working conditions are created, which increase 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 dangerous airflow disruption from the impeller blades of the fourth stage of the compressor rotor blades installed in the grooves 17 with the resulting loss of the GDU. With an increase in the angle α> 20.1 °, 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 ultimately, 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 Y p = (5.8 ÷ 7.9) [units / 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 Y p <5.8 [units / 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 Y p > 7.9 [units / rad] and a corresponding increase in the number of blades in the scapular blade formed on the fourth-stage disk leads to an unjustified deterioration in efficiency and the risk of premature locking of the working fluid flow with the scapular crown.

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, составляющем в корневом сечении γуст.к=(61,3÷69,3)° и в периферийном сечении значение γуст.п=(38,7÷46,7)°, а также найденных в изобретении границ диапазонов градиентов Gу.п=(217,0÷311,9) [град/м] по высоте Нср пера 8 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера 8 лопатки со значениями градиента Gу.п<217,0 [град/м] существенно ограничивается диапазон ГДУ работы КНД, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 10 пера лопатки с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды 20 пера 8 по высоте лопатки до значений градиента Gу.п., превышающих верхний предел Gу.п.>311,9 [град/м], 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 четвертой ступени ротора с предыдущими 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 frontal line 21 of the scaffold grating, which makes γ in the root section setpoint = (61.3 ÷ 69.3) ° and in the peripheral section the value γ setpoint = (38.7 ÷ 46.7) °, as well as the boundaries of the gradient ranges found in the invention, G pattern = (217 , 0 ÷ 311.9) [deg / m] in height H cf pen 8 blades. When performing a three-dimensional profile of the pen 8 of the scapula with the values of the gradient G up <217.0 [deg / m], the range of the GDU 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 10 pen of the scapula with the resulting loss of GDU. Increasing the angle difference relationship installation chord 20 of the pen 8 on the blade height to the gradient values G uniformizing parameter Exceeding the upper limit uniformizing parameter G > 311.9 [deg / m], 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 fourth stage of the rotor with the previous KND stages.

Градиент Gу.х. увеличения хорды 20 пера 8 лопатки 6 по средней высоте Нср 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 Gx углового расширения хорды 20 пера с заявленным диапазоном Gу.х.=(2,9÷4,3)·10-2 [м/м], при котором обеспечивается получение технического результата изобретения. Уменьшение отношения разности длин периферийной и корневой хорд пера 8 к средней высоте Нср пера (Gу.х.<2,9·10-2) 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 (Gу.х.>4,3·10-2) приводит к неоправданному увеличению потерь от трения потока о профиль пера лопатки и к снижению КПД компрессора.Gradient G WH the increase in the chord 20 of the pen 8 of the scapula 6 at an average height H cf of the pen of the scapula 8 characterizes the feathering of the pen, formed as a result of the angular divergence of the input and output side edges 11 and 12 of the pen 8 from the sleeve to the peripheral end 22. The sailing of pen 8 along the height of the scapula is profiled according to the aforementioned the gradient G x of the angular expansion of the chord of 20 feathers with the stated range of G у.х. = (2.9 ÷ 4.3) · 10 -2 [m / m], at which the technical result of the invention is obtained. A decrease in the ratio of the difference between the lengths of the peripheral and root chords of the pen 8 to the average height H cp of the pen (G ux <2.9 · 10 -2 ) leads to the formation of insufficient density of filling the peripheral annular portion of the cross-sectional area of the flowing part of the shoulder blade with the peripheral portions of the pen blades in a 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. The increase (G US > 4.3 · 10 -2 ) leads to an unjustified increase in losses from friction of the flow on the profile of the blade feather and to reduce the efficiency of the compressor.

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 Gу.т.=(1,82÷2,62)·10-2 [м/м] за счет обеспечения требуемой статической и динамической жесткости при оптимальной материалоемкости профиля пера 8 лопатки. При значениях градиента Gу.т.<1,82·10-2 [м/м] возникает излишнее повышение материалоемкости вследствие неоправданного реальными сочетаниями нагрузок увеличения толщины периферийной части пера лопатки, что приводит к завышению массы компрессора и снижению экономичности двигателя. При значениях градиента Gу.т.>2,62·10-2 [м/м] требуемое повышение ресурса лопатки не достигается из-за снижения динамической прочности в процессе эксплуатации компрессора вследствие неоправданного возрастания параметров изгибных колебаний профиля пера 8 при недопустимом уменьшении максимальной толщины профиля в наиболее нагруженной периферийной части длины пера лопатки.The technical result increasing the impeller resource twice achieved under condition the thickness difference ratio to the average height of the blade 8 pen received within the invention found in the gradient G of said fuel equivalent range of values = (1.82 ÷ 2.62) · 10 -2 [m / m] by providing the required static and dynamic stiffness with optimal material consumption of the profile of the pen 8 of the scapula. When the gradient values G reference fuel <1.82 · 10 -2 [m / m] an excessive increase in material consumption occurs due to the increase in the thickness of the peripheral part of the blade feather unjustified by real load combinations, which leads to an overestimation of the compressor mass and a decrease in engine efficiency. When the gradient values G reference fuel > 2.62 · 10 -2 [m / m] the required increase in the resource of the blade is not achieved due to a decrease in dynamic strength during operation of the compressor due to an unjustified increase in the parameters of bending vibrations of pen profile 8 with an unacceptable decrease in the maximum thickness of the profile in the most loaded peripheral part of the length feather scapula.

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

Claims (17)

1. Рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, характеризующееся тем, что выполнено в качестве рабочего колеса четвертой 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; причем обод диска соединен с полотном диска с образованием равноплечих кольцевых полок, а полотно диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени с образованием барабанно-дисковой конструкции вала ротора, при этом обод диска выполнен с возрастающим в осевом сечении КНД в направлении потока рабочего тела радиусом и с углом φ образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора, составляющим φ=(1,8÷3,4)° и идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части двигателя, 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 крепления лопаток, при этом продольная ось каждого из которых образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений (20,1÷29,2)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(5,8÷7,9) [ед./рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, которым придана конфигурация элемента 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 Gy.т., равным
Figure 00000001
,
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - то же, периферийного; Нср - средняя высота пера лопатки.1. 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 fourth 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, paired with input and output edges; moreover, the disk rim is connected to the disk blade to form equal-shouldered annular shelves, and the disk blade is removably connected through a spacer with the disk shelf of the previous step to form a drum-disk structure of the rotor shaft, while the disk rim is made with increasing in axial cross-sectional directional direction in the flow of the working fluid with a radius and angle φ of the generatrix of the outer surface of the rim relative to the axis of the rotor shaft, component φ = (1.8 ÷ 3.4) ° and identical to the axial angle relative to the same axis of the generatrix of the inner an initial contour of the engine’s flowing part, and the disk rim from the side facing the flowing part, on the axial width section, 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’s feather, is equipped with a groove system for mounting blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor shaft in the projection onto the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the blade feather, the installation angle α of the blade shaft, defined in the value range (20,1 ÷ 29,2) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disc at an angular frequency Y n = (5,8 ÷ 7,9) [u / rad] and are made in cross-section with side faces which have been rendered the configuration of the element of the castle connection with the shank of the blade, and the feather 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 and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the feather blade, the maximum thickness of the profile of the blade feather is made the largest in the root section and ub vayuschey height to the peripheral end of the pen with a gradient G y.t. equal to
Figure 00000001
,
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. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающееся 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 Y между боковой гранью и подошвой паза Y=(56÷80)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.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. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающееся тем, что диск выполнен с возможностью разъемного соединения с диском предшествующей ступени, для чего в периферийной части полотна данного диска выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой Yо.п.=(3,4÷4,9) [ед./рад].3. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the disk is made with the possibility of detachable connection with the disk of the previous stage, for which in the peripheral part of the blade of this disk holes are made for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency of Y about .P. = (3.4 ÷ 4.9) [units / rad]. 4. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающееся тем, что входная и выходная кромки пера выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gy.x. увеличения соединяющей их хорды, равным
Figure 00000002
,
где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - средняя высота пера лопатки.4. 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 G yx of an increase in the chords connecting them equal to
Figure 00000002
,
where L p.h. - 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. 5. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающееся тем, что хвостовик лопатки снабжен канавкой для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.5. 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 the displacement of the shank along the axis of the groove with a split locking ring. 6. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающееся тем, что перо лопатки 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.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 facing bulge to the side against the rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise. 7. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающееся тем, что перо лопатки 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.).7. 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 to the side against the rotation of the rotor and against the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p.). 8. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающееся тем, что периферийный торец пера лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне четвертой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.8. 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 fourth stage of the low pressure valve with a decrease in radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unhindered rotation of the blades of the impeller in the rotor of the low pressure valve 9. Рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, характеризующееся тем, что выполнено в качестве рабочего колеса четвертой 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; причем обод диска соединен с полотном диска с образованием равноплечих кольцевых полок, а полотно диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени с образованием барабанно-дисковой конструкции 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 равномерно разнесенных по периметру диска пазов для установки хвостовиков лопаток, число которых принято от 36 до 49 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 γуст 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 γуст.к.=(61,3÷69,3)°, а в периферийном сечении значение γуст.п=(38,7÷46,7)°,
при этом угол γуст установки профиля пера выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом Gу.п изменения угла γуст., имеющим значения в диапазоне
Figure 00000003
,
где γуст.к - угол установки профиля в корневом сечении пера лопатки; γуст.п - то же в периферийном сечении пера лопатки; Нср - средняя высота пера лопатки.9. 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 fourth stage of the rotor shaft, contains a disk in 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, paired with input and output edges; moreover, the disk rim is connected to the disk blade with the formation of equal shoulders of the annular shelves, and the disk blade is made with the possibility of detachable connection through a spacer with the disk shelf of the previous stage with the formation of the drum-disk design of the rotor shaft, in addition, the disk rim from the side facing the flow part, 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 of the rotor shaft and combined with the longitudinal axis of the blade feather, is equipped with a system of uniformly spaced about the perimeter of the groove disk for installing the shanks of the blades, the number of which is taken from 36 to 49 blades, while the grooves are made with mutually inclined side faces having a cross-sectional configuration of the element of the locking connection with the shank of the blade, and the feather is made with a spiral twist relative to the axis of the pen, New variable adjustment pen angle γ mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the front line of the lattice prof silt in a flat reamer of a cylindrical section of the blade of the crown, having the value γ set in the root section of the pen = (61.3 ÷ 69.3) °, and in the peripheral section the value γ set.n = (38.7 ÷ 46.7) °,
wherein the angle γ of the mouth of the installation profile of the pen is made decreasing in height of the blade with a gradient of G у. changes in the angle of γ mouth. having values in the range
Figure 00000003
,
where γ ust.k - the installation angle of the profile in the root section of the pen blade; γ ust.p - the same in the peripheral section of the pen blade; N cf - the average height of the feather blades. 10. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 9, отличающееся тем, что конфигурация поперечного сечения каждого паза в ободе диска выполнена под замковое соединение с хвостовиком по типу «ласточкин хвост», при этом продольная ось каждого из которых образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений (20,1÷29,2)°, а базовые поверхности боковых граней паза встречно наклонены одна к другой с образованием углов Y между боковой гранью и подошвой паза Y=(56÷80)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.10. 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 shank of the “dovetail” type, with the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor shaft in the projection onto the conditional axial plane normal to the longitudinal axis of the feather blade, the angle α of the installation of the shank of the blade, defined in the range of values (20.1 ÷ 29.2) °, and the base surfaces of the side faces of the groove are opposite tilted 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. 11. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 9, отличающееся тем, что диск выполнен с возможностью разъемного соединения с диском предшествующей ступени, для чего в периферийной части полотна данного диска выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой Yо.п.=(3,4÷4,9) [ед./рад].11. The impeller of the rotor of the low pressure compressor according to p. 9, characterized in that the disk is made with the possibility of detachable connection with the disk of the previous stage, for which in the peripheral part of the canvas of this disk holes are made for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency of Y about .P. = (3.4 ÷ 4.9) [units / rad]. 12. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 9, отличающееся тем, что 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 Gу.т., равным
Figure 00000004
,
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - то же, периферийного; Нср - средняя высота пера лопатки.12. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 9, characterized in that 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, the maximum thickness of the blade profile of the blade is made the largest in the root section and decreasing in height of the feather to the peripheral end with a gradient of G weight equal to
Figure 00000004
,
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. 13. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 9, отличающееся тем, что входная и выходная кромки пера выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.x. увеличения соединяющей их хорды, равным
Figure 00000005
,
где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - средняя высота пера лопатки.13. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 9, characterized in that the input and output edges of the pen are made diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G у.x. an increase in the connecting chords equal to
Figure 00000005
,
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. 14. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 9, отличающееся тем, что хвостовик лопатки снабжен канавкой для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.14. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 9, 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. 15. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 9, отличающееся тем, что перо лопатки 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.15. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 9, 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. 16. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 9, отличающееся тем, что перо лопатки 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.).16. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 9, 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 to the side against the rotation of the rotor and against the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p.). 17. Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления по п. 9, отличающееся тем, что периферийный торец пера лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне четвертой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя. 17. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 9, 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 fourth stage of the low pressure valve with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unhindered rotation of the blades of the impeller in the rotor of the low pressure valve
RU2015150512/05A 2015-11-25 2015-11-25 Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) RU2603380C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015150512/05A RU2603380C1 (en) 2015-11-25 2015-11-25 Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015150512/05A RU2603380C1 (en) 2015-11-25 2015-11-25 Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2603380C1 true RU2603380C1 (en) 2016-11-27

Family

ID=57774440

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015150512/05A RU2603380C1 (en) 2015-11-25 2015-11-25 Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2603380C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU196877U1 (en) * 2019-06-18 2020-03-18 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Уральский федеральный университет имени первого Президента России Б.Н. Ельцина" AXIAL COMPRESSOR GUIDELINES

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4822249A (en) * 1983-07-15 1989-04-18 Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munich Gmbh Axial flow blade wheel of a gas or steam driven turbine
US6532656B1 (en) * 2001-10-10 2003-03-18 General Electric Company Gas turbine engine compressor blade restoration method
US8083475B2 (en) * 2009-01-13 2011-12-27 General Electric Company Turbine bucket angel wing compression seal
RU2565108C1 (en) * 2014-04-25 2015-10-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2565114C1 (en) * 2014-04-25 2015-10-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4822249A (en) * 1983-07-15 1989-04-18 Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munich Gmbh Axial flow blade wheel of a gas or steam driven turbine
US6532656B1 (en) * 2001-10-10 2003-03-18 General Electric Company Gas turbine engine compressor blade restoration method
US8083475B2 (en) * 2009-01-13 2011-12-27 General Electric Company Turbine bucket angel wing compression seal
RU2565108C1 (en) * 2014-04-25 2015-10-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2565114C1 (en) * 2014-04-25 2015-10-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU196877U1 (en) * 2019-06-18 2020-03-18 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Уральский федеральный университет имени первого Президента России Б.Н. Ельцина" AXIAL COMPRESSOR GUIDELINES

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2565091C1 (en) Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)
RU2565110C1 (en) Turbojet low-pressure compressor last stage disc
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
RU2565114C1 (en) Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)
RU2603380C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2603379C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2565108C1 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2612282C1 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller
RU2603383C1 (en) Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions)
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
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
RU2630923C1 (en) Impeller wheel of seventh stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2603377C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2630918C1 (en) Impeller wheel of first 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
RU2611497C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2603384C1 (en) Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions)
RU2630920C1 (en) Fifth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2596915C1 (en) Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions)
RU2603219C1 (en) Third stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU155495U1 (en) GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE
RU2581990C1 (en) Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine engine
RU2630922C1 (en) Rotor sixth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2596917C1 (en) Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions)
RU2630924C1 (en) Rotor eighth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner