RU2630918C1 - 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 - Google Patents
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 Download PDFInfo
- Publication number
- RU2630918C1 RU2630918C1 RU2016149138A RU2016149138A RU2630918C1 RU 2630918 C1 RU2630918 C1 RU 2630918C1 RU 2016149138 A RU2016149138 A RU 2016149138A RU 2016149138 A RU2016149138 A RU 2016149138A RU 2630918 C1 RU2630918 C1 RU 2630918C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- blade
- rotor
- rim
- blades
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам высокого давления (КВД) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД).The group of inventions relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to high-pressure compressors (HPC) of aircraft turbojet engines (turbojet engines).
Известно рабочее колесо многоступенчатого компрессора, имеющее диск с установленными на нем рабочими лопатками, включающими перо и хвостовик. (Ю.С. Елисеев и др. Теория и проектирование газотурбинных и комбинированных установок. 2-е изд. Москва. Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2000, с. 621-624).Known impeller of a multi-stage compressor having a disk with blades mounted on it, including a feather and a shank. (Yu.S. Eliseev et al. Theory and Design of Gas Turbine and Combined Installations. 2nd ed. Moscow. Publishing House of MGTU named after NE Bauman. 2000, p. 621-624).
Известно рабочее колесо многоступенчатого компрессора, имеющее диск с установленными на нем рабочими лопатками, включающими перо и хвостовик. Хвостовик лопатки и паз в ободе диска имеет трапециевидный профиль. Перо соединено с хвостовиком через промежуточный элемент - ножку. Между ножкой и пером выполнена полка с формированием проточной части (А.А. Иноземцев и др. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 2. Москва. Машиностроение 2008, с. 39-42).Known impeller of a multi-stage compressor having a disk with blades mounted on it, including a feather and a shank. The shank of the blade and the groove in the rim of the disk has a trapezoidal profile. The feather is connected to the shank through an intermediate element - the leg. Between the leg and feather, a shelf is made with the formation of the flow part (A.A. Inozemtsev et al. Fundamentals of designing aircraft engines and power plants. T. 2. Moscow. Mechanical Engineering 2008, pp. 39-42).
Известно рабочее колесо компрессора, имеющее диск с установленными в пазу рабочими лопатками, включающими перо и хвостовик. Паз диска выполнен с уширением по глубине в поперечном сечении паза. (US №2013/0171343, 04.07.2013 г., фиг. 1, 2). Аналогичные решения известны из US №2005/0025622 А1, фиг. 1, US №2009/0246029 А1, фиг. 5, US №2005/0129522 А1, фиг. 1, US №1606029, фиг. 3, 4.A compressor impeller is known having a disk with rotor blades installed in a groove, including a feather and a shank. The groove of the disk is made with broadening in depth in the cross section of the groove. (US No. 2013/0171343, 07/04/2013, Fig. 1, 2). Similar solutions are known from US No. 2005/0025622 A1, FIG. 1, US No. 2009/0246029 A1, FIG. 5, US No. 2005/0129522 A1, FIG. 1, US No. 1606029, FIG. 3, 4.
К недостаткам известных решений относятся непроработанность системы выбора совокупности необходимых параметров общей конфигурации диска рабочего колеса, влияющих на формирование конфигурации и площадь проходного сечения проточной части и размещение в пазу обода диска лопаток, формирующих аэродинамические процессы взаимодействия рабочего колеса первой ступени ротора компрессора с потоком рабочего тела, вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации диска и угловой установки лопатки в рабочем колесе первой ступени ротора, что затрудняет получение оптимального сочетания повышенных значений КПД, запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора, а также обеспечение 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 impeller disk, affecting the formation of the configuration and the area of the bore of the flowing part and the placement of blades in the groove of the rim of the disk of the disk, forming the aerodynamic processes of the interaction of the impeller of the first stage of the compressor rotor with the flow of the working fluid, due to the lack of specification of the ranges of geometric and aerodynamic parameters of the spatial configuration of the dis ka and the angular installation of the blades in the impeller of the first stage of the rotor, which makes it difficult to obtain the optimal combination of increased values of efficiency, reserves of gas-dynamic stability (GDU) of the compressor, as well as ensuring optimal dynamic strength and increased resource with a minimum of material consumption.
Задача, решаемая группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, состоит в разработке рабочего колеса первой ступени ротора компрессора высокого давления ТРД с улучшенными конструктивными и аэродинамическими параметрами пространственной конфигурации диска и лопаток, обеспечивающими возможность оптимизации профиля и площади проходных сечений проточной части двигателя, достаточных для увеличения расхода сжимаемого рабочего тела - воздуха, КПД в первой ступени КВД, подачи воздушного потока в последующие ступени КВД с повышенным запасом ГДУ на всех режимах работы и ресурса двигателя без увеличения материалоемкости.The problem solved by the group of inventions, united by a single creative concept, is to develop the impeller of the first stage of the high-pressure compressor rotor of the turbojet engine with improved structural and aerodynamic parameters of the spatial configuration of the disk and blades, providing the possibility of optimizing the profile and the area of the passage sections of the engine ducts, sufficient to increase the flow rate of the compressible working fluid - air, the efficiency in the first stage of the HPC, the air flow in the subsequent stages of the HPC with the increased reserve of the GDU in all operating modes and engine life without increasing material consumption.
Поставленная задача решается тем, что лопатка рабочего колеса первой ступени в составе ротора многоступенчатого компрессора высокого давления КВД турбореактивного двигателя ТРД, имеющего корпус с проточной частью, турбину низкого давления (ТНД) с валом, турбину высокого давления (ТВД) и ротор КВД, включающий вал барабанно-дисковой конструкции с дисками и лопаточными венцами, при этом обод диска рабочего колеса наделен пазом для установки лопаток, согласно изобретению лопатка содержит перо с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками, а также выполненные за одно целое с пером лопатки хвостовик и корневая полка с конической поверхностью по обе стороны пера, образующей фрагмент втулочной поверхности проточной части двигателя первой ступени КВД, причем хвостовик лопатки выполнен с возможностью установки в паз обода диска и имеет конфигурацию боковых и опорной поверхностей, конгруэнтную профилю ответных поверхностей паза с образованием замкового соединения типа «кольцевой паз» и обеспечением угла α установки профиля пера к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, имеющего в корневом сечении пера значение αк=(26,8÷38,5)°, а в периферийном сечении пера значение αп=(41,2÷59,2)°, при этом перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси ротора с градиентом закрутки пера Gз.п, определенным в проекции на условную осевую плоскость в диапазонеThe problem is solved in that the impeller blade of the first stage as part of the rotor of a high-pressure multi-stage compressor of high pressure turbojet engine turbojet engine having a casing with a flow part, low pressure turbine (HPH) with a shaft, high pressure turbine (high pressure turbine) and HPC rotor including a shaft a drum-disk construction with disks and blade crowns, while the impeller rim of the impeller is provided with a groove for installing the blades, according to the invention, the blade contains a feather with a convex-concave profile formed by a concave with a trough and a convex back, conjugated inlet and outlet edges, as well as a shank and root shelf made integrally with a feather, a shank and a root shelf with a conical surface on both sides of the pen, forming a fragment of the sleeve surface of the duct part of the engine of the first stage of the HPA, and the shank of the blade is made with the possibility installation in the groove of the rim of the disk and has a configuration of the side and supporting surfaces, congruent to the profile of the mating surfaces of the groove with the formation of the castle connection type "annular groove" and ensuring and α Profile Fitting pen to the rotor axis in projection on an axial schematic of the rotor plane normal to the axis of the blade having a root section of the pen to a value α = (26,8 ÷ 38,5) °, and in a peripheral section of the pen value α n = (41.2 ÷ 59.2) °, while the blade feather is made with a variable axial twist relative to the rotor axis, increasing with a radial distance from the rotor axis with a pen twist gradient G z defined in the range of the projected axial plane
Gз.п.=(αп-αк)/Нср=(151,6÷217,6) [град/м],G s.p. = (α p -α k ) / N sr = (151.6 ÷ 217.6) [deg / m],
где αк - угол установки профиля пера лопатки, в корневом сечении; αп – то же, в периферийном сечении; Нср - средняя высота пера лопатки;where α to - the angle of installation of the profile of the pen blades, in the root section; α p - the same in the peripheral section; N cf - the average height of the feather blades;
кроме того, 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., равнымin addition, the feather of the blade is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the feather of the blade, while the maximum thickness of the profile of the feather of the blade is made the largest in the root section and decreases along the height of the peripheral end of the pen with a gradient G of standard fuel equal to
Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,2÷1,7)⋅10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.2 ÷ 1.7) ⋅10 -2 [m / m],
где Ск - максимальная толщина профиля пера лопатки в корневом сечении; Сп – то же, в периферийном сечении; Нср - средняя высота пера лопатки.where C to - the maximum thickness of the profile of the feather of the scapula in the root section; With p - the same in the peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
При этом хвостовик лопатки может иметь подошву с продольной осью, расположенной в условной плоскости, нормальной к оси ротора, и содержит уширение по глубине, выполненное в поперечном сечении двумя ответными зеркально симметричными двухгранными выступами, верхние грани каждого из которых наклонены к условной плоскости подошвы хвостовика на угол β1=(29÷40)°, а нижние грани выполнены встречно наклонными и образуют каждая с условной плоскостью подошвы хвостовика угол β2=(48÷69)°.In this case, the shank of the blade can have a sole with a longitudinal axis located in a conventional plane normal to the axis of the rotor and contains a broadening in depth made in cross section by two reciprocal mirror-symmetric dihedral protrusions, the upper faces of each of which are inclined to the conventional plane of the base of the shank the angle β 1 = (29 ÷ 40) °, and the lower faces are counter-inclined and each form an angle β 2 = (48 ÷ 69) ° with the reference plane of the sole of the shank.
Лопатка может быть выполнена с отношением средней высоты Нср профиля пера лопатки к средней высоте hcp хвостовика, составляющим Нср/hcp=(4,6÷6,2).The blade can be made with a ratio of the average height H cf of the blade feather profile to the average shank height h cp of H cf / h cp = (4.6 ÷ 6.2).
Перо лопатки может быть выполнено с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом профиля, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета), и выпуклой 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 convex-concave profile formed by a concave trough of the profile, facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view in np - direction of flight), and a convex back of the pen, convex in the direction of rotation of the rotor and in the direction of rotation clockwise.
Вариантно перо лопатки может быть выполнено с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.), и выпуклой спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).Alternatively, the feather of the blade can be made with a convex-concave profile formed by a concave trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (view in np), and a convex back of the pen, convex in the direction of rotation of the rotor and against the direction of rotation clockwise (view by n.p.).
Поставленная задача в части лопаточного венца решается тем, что лопаточный венец рабочего колеса первой ступени в составе ротора многоступенчатого компрессора высокого давления ТРД, имеющего корпус с проточной частью, ТНД с валом, ТВД и ротор КВД, включающий вал барабанно-дисковой конструкции с дисками рабочих колес, обод которых наделен пазом для установки рабочих лопаток, согласно изобретению содержит лопатки, равномерно разнесенные по периметру диска с угловой частотой Yл=(6,53÷8,76) [ед/рад], при этом каждая лопатка лопаточного венца первой ступени ротора КВД выполнена с конфигурацией и параметрами, описанными выше, кроме того,торцы корневой полки каждой лопатки выполнены с возможностью плотного примыкания к обращенным к ним ответным торцам полки смежных лопаток венца рабочего колеса, формируя втулочную поверхность проточной части, для чего полка каждой лопатки выполнена наклонной с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне первой ступени КВД с увеличением радиуса в направлении потока рабочего тела и углом ϕ наклона образующей внешней поверхности полки к оси ротора, идентичным образующей внешней поверхности обода диска и составляющим ϕ=(12÷19)°.The problem in terms of the blade rim is solved by the fact that the blade rim of the impeller of the first stage as part of the rotor of a multi-stage high-pressure compressor turbofan engine, having a housing with a flowing part, a high-pressure pump with a shaft, a high pressure fuel pump and a rotor of the HPC, including a drum-disk design shaft with impeller disks , the rim of which is endowed with a groove for installing the working blades, according to the invention contains blades uniformly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency of Y l = (6.53 ÷ 8.76) [units / rad], with each blade of the blade rim per the stage of the HPC rotor is made with the configuration and parameters described above, in addition, the ends of the root flange of each blade are made with the possibility of tightly adjoining the counter ends of the adjacent blades of the impeller rim facing them, forming a sleeve surface of the flow part, for which the shelf of each blade made inclined with the repetition of the curvature of the inner surface of the engine duct in the area of the first stage of the HPC with an increase in the radius in the direction of flow of the working fluid and the angle of inclination of the generatrix outside It shelf surface to the rotor axis, an outer surface identical to the generatrix of the rim and disk integral φ = (12 ÷ 19) °.
Поставленная задача в части диска ротора компрессора решается тем, что диск рабочего колеса первой ступени в составе ротора многоступенчатого компрессора высокого давления ТРД, имеющего корпус с проточной частью, ТНД с валом, ТВД и ротор КВД, включающий вал барабанно-дисковой конструкции с дисками рабочих колес, снабженных лопатками, включающими хвостовик, корневую полку и перо, согласно изобретению диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, ступицу с центральным отверстием и полотно, при этом радиус диска Rд от оси ротора КВД до условной конической поверхности, сосной с валом ротора и описывающей верхнюю поверхность обода в средней радиальной плоскости полотна составляет (0,54÷0,78) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости; а обод диска снабжен по контуру кольцевым пазом для размещения в нем хвостовиков лопаток и разделен пазом на два несимметричных разновысоких кольцевых плеча с периферийными кольцевыми коническими полками с образованием совместно с верхней поверхностью корневых полок лопаток втулочной поверхности контура проточной части двигателя в пределах осевой ширины обода диска первой ступени ротора КВД; кроме того, внешняя поверхность обода выполнена с углом наклона образующей относительно оси вала ротора и радиусом, возрастающим в сторону движения потока рабочего тела в осевом сечении КВД с градиентом GR.об., определенным в диапазоне,The problem in terms of the compressor rotor disk is solved by the fact that the first-stage impeller disk as a part of the rotor of a multi-stage high-pressure compressor TRD, having a housing with a flow part, a high-pressure pump with a shaft, a high pressure fuel pump and an HPC rotor, including a drum-disk design shaft with impeller disks equipped with blades, including a shank, a root flange and a feather, according to the invention, the disk is made in the form of a single element including a rim, a hub with a central hole and a web, while the radius of the disk R d from the axis of the rotor of the HPA d about the conditional conical surface, pine with the rotor shaft and describing the upper surface of the rim in the middle radial plane of the web is (0.54 ÷ 0.78) from the radius R p.h. the peripheral contour of the flowing part in the specified plane; and the rim of the disk is provided with an annular groove along the contour to accommodate the shanks of the blades and is divided by the groove into two asymmetric uneven annular shoulders with peripheral conical ring shelves with the formation together with the upper surface of the root shelves of the blades of the blades of the sleeve surface of the contour of the engine duct within the axial width of the disk rim of the first HPC rotor stages; in addition, the outer surface of the rim is made with an angle of inclination of the generatrix relative to the axis of the rotor shaft and a radius increasing in the direction of flow of the working fluid in the axial section of the HPC with a gradient of G R. defined in the range
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы образующей верхней поверхности обода диска Воб - осевая ширина обода диска, ограниченного межлопаточным каналом.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the generatrix of the upper surface of the rim of the disk In about - the axial width of the rim of the disk, limited by the interscapular channel.
При этом радиус Rц.о.с. центрального отверстия ступицы может быть выполнен достаточным для размещения передней опоры КВД и вариантно составляющим (0,52÷0,75) от радиуса Rд диска, считая последний от оси ротора до внешней поверхности обода в средней радиальной плоскости полотна.The radius R ts.o.s. the central hole of the hub can be made sufficient to accommodate the front support of the HPC and optionally component (0.52 ÷ 0.75) from the radius R d of the disk, counting the latter from the axis of the rotor to the outer surface of the rim in the middle radial plane of the web.
Паз диска может быть снабжен не менее чем одним заходным отверстием для установки в паз хвостовиков лопаток и фиксирующих элементов для фиксации положения лопаток в пазу.The groove of the disk may be provided with at least one inlet for mounting in the groove of the shanks of the blades and fixing elements for fixing the position of the blades in the groove.
Паз обода диска может быть выполнен с двойным уширением по глубине, расположенным соответственно в верхней и в придонной части паза и разделенным заужением, образованным двумя зеркально симметричными ответными кольцевыми выступами, выполненными со скругленными оппозитными торцевыми участками профиля в поперечном сечении паза, расположенными на расстоянии, обеспечивающем возможность опорного заведения между ними хвостовика лопатки, при этом нижнее уширение кольцевого паза обода диска выполнено с гранями, образующими замковую конфигурацию типа «кольцевой паз» с углом взаимного наклона боковых граней, составляющим (91÷98)°, и конгруэнтную по доминантным точкам опорных поверхностей ответным поверхностям хвостовика лопатки, а верхнее уширение паза выполнено соответствующим по конфигурации, ширине и осевому перепаду высот фронтальной и тыльной кромок паза, осевому наклону основной части площади верхней поверхности корневой полки лопатки, выходящей в проточную часть, который в свою очередь выполнен идентичным требуемому наклону внутреннего контура проточной части на осевом участке расположения диска первой ступени КВД.The groove of the disk rim can be made with double broadening in depth, located respectively in the upper and in the bottom part of the groove and separated by a narrowing formed by two mirror-symmetric mating ring protrusions made with rounded opposed end sections of the profile in the groove cross section located at a distance providing the possibility of supporting the establishment between the shank of the blade, while the lower broadening of the annular groove of the rim of the disk is made with the faces forming the castle config “ring groove” type uration with an angle of mutual inclination of the side faces of (91 ÷ 98) °, and congruent with respect to dominant points of the supporting surfaces to the mating surfaces of the shank of the blade, and the upper groove broadening is made corresponding to the configuration, width and axial height difference of the front and back the edges of the groove, the axial inclination of the main part of the area of the upper surface of the root shelf of the scapula extending into the flow part, which in turn is identical to the required slope of the internal contour of the flow part on Disc sowing arrangement portion of the first stage of the HPC.
Длина периметра кольцевого паза в ободе диска может быть выполнена достаточной для размещения в нем хвостовиков лопаток с угловой частотой Yл, определенной в диапазоне значений Yл=(6,53÷8,76) [ед/рад].The circumference of the annular groove in the rim of the disk can be sufficient to accommodate the shanks of the blades with an angular frequency of Y l , defined in the range of values of Y l = (6.53 ÷ 8.76) [units / rad].
Фронтальное плечо обода диска может быть снабжено понизу в зоне примыкания к полотну кольцевым пояском для установки балансировочных грузов с отверстиями для их фиксации.The front shoulder of the rim of the disk can be provided with a lower ring in the zone of abutment of the sheet with an annular belt for installing balancing weights with holes for their fixation.
Поставленная задача в части рабочего колеса по первому варианту решается тем, что рабочее колесо первой ступени в составе ротора многоступенчатого компрессора высокого давления ТРД, имеющего корпус с проточной частью, ТНД с валом, ТВД и ротор КВД, включающий вал барабанно-дисковой конструкции, согласно изобретению содержит лопаточный венец и диск, наделенный кольцевым пазом для установки лопаток венца, при этом диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а лопатки венца содержат каждая хвостовик для размещения в пазу диска с образованием замкового соединения типа «кольцевой паз», перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками и корневую полку с конической поверхностью по обе стороны пера, образующей фрагмент втулочной поверхности проточной части двигателя в зоне первой ступени КВД, при этом радиус Rд диска от оси ротора КВД до условной конической поверхности, сосной с валом ротора и описывающей верхнюю поверхность обода в средней радиальной плоскости полотна составляет (0,54÷0,78) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости, а радиус Rц.о.с. центрального отверстия ступицы выполнен достаточным для размещения передней опоры КВД и вариантно составляющим (0,52÷0,75) от радиуса Rд диска в средней радиальной плоскости полотна диска, при этом обод диска разделен кольцевым пазом на два несимметричных разновысоких кольцевых плеча, периферийные участки кольцевых полок которых совместно с внешней поверхностью корневых полок лопаток образуют втулочную поверхность контура проточной части двигателя в пределах осевой длины обода диска первой ступени ротора КВД; кроме того, внешняя поверхность обода выполнена с углом наклона образующей относительно оси вала ротора и радиусом, возрастающим в сторону движения потока рабочего тела в осевом сечении КВД с градиентом GR.об., определенным в диапазоне,The task in terms of the impeller according to the first embodiment is solved by the fact that the impeller of the first stage as part of the rotor of a multi-stage high-pressure compressor turbofan engine, having a housing with a flow part, a high-pressure pump with a shaft, a high pressure fuel pump and an HPC rotor including a drum-and-disk design shaft, according to the invention contains a blade wreath and a disk endowed with an annular groove for installing crown blades, the disk being made in the form of a single element including a hub with a central hole, a web and a rim, and each blade of the crown contains a shank for placement in the groove of the disk with the formation of a lock connection of the "ring groove" type, a feather with a profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated inlet and outlet edges and a root shelf with a conical surface on both sides of the pen, forming a fragment of the sleeve surface of the engine duct in the zone of the first stage of the HPC, the radius R d of the drive rotor axis ARCs to conventional conical surface, pine with the rotor shaft and which describes an upper surface of the rim in the central radial plane polo It is on (0,54 ÷ 0,78) of the radius R p.ch. the peripheral contour of the flowing part in the specified plane, and the radius R ts.o.s. the central hole of the hub is sufficient to accommodate the front support of the HPC and optionally component (0.52 ÷ 0.75) from the radius R d of the disk in the middle radial plane of the disk web, while the disk rim is divided by an annular groove into two asymmetric uneven ring arms, peripheral sections the annular shelves of which, together with the outer surface of the root shelves of the blades, form the sleeve surface of the contour of the engine ducts within the axial length of the rim of the disk of the first stage of the HPC rotor; in addition, the outer surface of the rim is made with an angle of inclination of the generatrix relative to the axis of the rotor shaft and a radius increasing in the direction of flow of the working fluid in the axial section of the HPC with a gradient of G R. defined in the range
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы образующей верхней поверхности обода диска, Воб - осевая ширина обода диска; для радиально-угловой фиксации положения лопаток в пазу кольцевой паз выполнен с контактными выступами, нижняя грань каждого из которых расположена под углом к условной плоскости в придонной части паза, идентичным углу наклона ответной грани хвостовика лопатки к подошве хвостовика, составляющим β1=(29÷40)°, а от смещения в окружном направлении в кольцевом пазу лопатки зафиксированы не менее чем пятью фиксирующими элементами, которые выполнены в виде призматического вкладыша с конфигурацией в поперечном сечении, конгруэнтной профилю кольцевого паза, и наделены каждый сквозным резьбовым отверстием для фиксирующего винта.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the generatrix of the upper surface of the disk rim, In rev - the axial width of the disk rim; for radial-angular fixation of the position of the blades in the groove, the annular groove is made with contact protrusions, the lower face of each of which is located at an angle to the reference plane in the bottom part of the groove, identical to the angle of inclination of the counter face of the shank of the blade to the sole of the shank, making β 1 = (29 ÷ 40) °, and from the circumferential displacement in the annular groove of the blade, at least five locking elements are fixed, which are made in the form of a prismatic insert with a cross-sectional configuration congruent to the count profile tsevogo groove, and each endowed with a through threaded hole for the fixing screw.
При этом лопатки могут быть равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yл=(6,53÷8,76) [ед/рад].In this case, the blades can be evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency of Y l = (6.53 ÷ 8.76) [units / rad].
Тыльная по ходу потока рабочего тела кольцевая полка обода диска может быть развита до контакта с ответной полкой обода диска последующей второй ступени и выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки диска первой ступени на ширину, достаточную для взаимодействия по рабочему телу с лопатками направляющего аппарата статора.The annular flange of the disk rim that is rear along the flow of the working fluid can be developed until it contacts the mating flange of the drive of the next second stage and protrudes beyond the size of the feather of the working blade of the disk of the first stage to a width sufficient to interact with the blades of the stator guide vanes.
Фронтальное плечо обода диска может быть снабжено понизу в зоне примыкания к полотну кольцевым пояском для установки балансировочных грузов с отверстиями для их фиксации.The front shoulder of the rim of the disk can be provided with a lower ring in the zone of abutment of the sheet with an annular belt for installing balancing weights with holes for their fixation.
Поставленная задача в части рабочего колеса по второму варианту решается тем, что рабочее колесо первой ступени в составе ротора многоступенчатого компрессора высокого давления ТРД, имеющего корпус с проточной частью, ТНД с валом, ТВД и ротор КВД, включающий вал барабанно-дисковой конструкции, согласно изобретению содержит лопаточный венец и диск, наделенный кольцевым пазом для установки лопаток венца, причем диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а лопатки венца содержат каждая хвостовик, перо, выполненное с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, и корневую полку с конической поверхностью по обе стороны пера, при этом хвостовик лопатки выполнен с возможностью установки в паз обода диска и имеет конфигурацию боковых и опорной поверхностей, конгруэнтную профилю ответных поверхностей указанного паза с образованием замкового соединения типа «кольцевой паз» и обеспечением угла α установки профиля пера к оси вращения ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, имеющего в корневом сечении пера значение αк=(26,8÷38,5)°, а в периферийном сечении пера значение αп=(41,2÷59,2)°, при этом лопатки равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yл=(6,53÷8,76) [ед/рад], причем обод диска разделен кольцевым пазом на два несимметричных разновысоких кольцевых плеча, периферийные участки кольцевых полок которых совместно с внешней поверхностью корневых полок лопаток образуют втулочную поверхность контура проточной части двигателя в пределах осевой длины обода диска первой ступени ротора КВД с углом ϕ наклона образующей внешней поверхности к оси ротора, составляющим ϕ=(12÷19)°, кроме того, перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси ротора с градиентом закрутки пера Gз.п, определенным в проекции на условную осевую плоскость в диапазонеThe task in terms of the impeller according to the second embodiment is solved by the fact that the impeller of the first stage as part of the rotor of a multi-stage high-pressure compressor turbofan engine, having a housing with a flow part, a high-pressure pump with a shaft, a high pressure fuel pump and an HPC rotor including a drum-and-disk design shaft, according to the invention contains a blade wreath and a disk endowed with an annular groove for installing crown blades, the disk being made in the form of a single element including a hub with a central hole, a web and a rim, and each blade of the crown contains east, a feather made with a profile formed by a concave trough and a convex back, and a root shelf with a conical surface on both sides of the feather, while the shank of the blade is made with the possibility of installation in the groove of the rim of the disk and has a configuration of the side and supporting surfaces, congruent to the profile of the mating surfaces the specified groove with the formation of a castle connection type "annular groove" and providing the angle α of the installation profile of the pen to the axis of rotation of the rotor in the projection on the conditional axial plane of the rotor, normal to the axis of the pen l patki having a root section of the pen to a value α = (26,8 ÷ 38,5) °, and in a peripheral section of the pen value α n = (41,2 ÷ 59,2) °, wherein the vanes are evenly spaced around the disc perimeter with an angular frequency Y l = (6.53 ÷ 8.76) [units / rad], and the rim of the disk is divided by an annular groove into two asymmetric unevenly different annular shoulders, the peripheral sections of the annular shelves of which together with the outer surface of the root shelves of the blades form a sleeve surface of the contour the engine flow part within the axial length of the rim of the disk of the first stage of the rotor of the HPC with an angle φ tilt forming the outer surface to the rotor axis, integral φ = (12 ÷ 19) °, moreover, feather blade arranged relative to the rotor axis variable axial twist, increasing with radial distance from the axis of the rotor with a gradient spin pen G zp defined in a projection on a conditional axial plane in the range
Gз.п.=(αп-αк)/Нср=(151,6÷217,6) [град/м],G s.p. = (α p -α k ) / N sr = (151.6 ÷ 217.6) [deg / m],
где αк - угол установки профиля пера лопатки, в корневом сечении; αп – то же, в периферийном сечении; Нср - средняя высота пера лопатки; при этом рабочее колесо выполнено с отношением радиуса Rд диска от оси вала ротора КВД до условной конической поверхности, описывающей верхнюю поверхность обода диска в средней радиальной плоскости полотна диска к средней высоте Нср профиля пера лопатки, составляющим Rд/Нср=(1,7÷2,5).where α to - the angle of installation of the profile of the feather of the scapula, in the root section; α p - the same in the peripheral section; N cf - the average height of the feather blades; the impeller is made with a ratio of the radius R d of the disk from the axis of the shaft of the rotor of the HPC to the conditional conical surface describing the upper surface of the rim of the disk in the middle radial plane of the blade web to the average height H cf of the blade feather profile, comprising R d / N cf = (1 , 7 ÷ 2.5).
При этом перо лопатки может быть выполнено с 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., равнымIn this case, the feather of the blade can be made with a variable thickness and width of the feather, 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 of the blade, while the maximum thickness of the profile of the feather of the blade is made the largest in the root section and decreasing in height to the peripheral end of the pen with a gradient G of standard fuel equal to
Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,2÷1,7)⋅10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.2 ÷ 1.7) ⋅10 -2 [m / m],
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки в корневом сечении; Сп – то же, в периферийном сечении; Нср - средняя высота пера лопатки.where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the feather blade in the root section; With p - the same in the peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
Радиус Rд диска от оси ротора КВД до условной конической поверхности, сосной с валом ротора и описывающей верхнюю поверхность обода в средней радиальной плоскости полотна может составлять (0,54÷0,78) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости.The radius R d from the drive to the rotor axis ARCs notional conical surface pine with the rotor shaft and which describes an upper surface of the rim in the central radial plane of the web may be (0,54 ÷ 0,78) of the radius R p.ch. the peripheral contour of the flowing part in the specified plane.
Тыльная по ходу потока рабочего тела кольцевая полка обода диска может быть развита до контакта с ответной полкой обода диска последующей второй ступени и выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки диска первой ступени на ширину, достаточную для взаимодействия по рабочему телу с лопатками направляющего аппарата статора.The annular flange of the disk rim that is rear along the flow of the working fluid can be developed until it contacts the mating flange of the drive of the next second stage and protrudes beyond the size of the feather of the working blade of the disk of the first stage to a width sufficient to interact with the blades of the stator guide vanes.
Фронтальное плечо обода диска может быть снабжено понизу в зоне примыкания к полотну кольцевым пояском для установки балансировочных грузов с отверстиями для их фиксации.The front shoulder of the rim of the disk can be provided with a lower ring in the zone of abutment of the sheet with an annular belt for installing balancing weights with holes for their fixation.
Для радиально-угловой фиксации положения лопаток кольцевой паз может быть выполнен с контактными выступами, нижняя грань каждого из которых расположена под углом к условной плоскости донной части паза, идентичным углу наклона ответной грани хвостовика лопатки к подошве хвостовика, составляющим β1=(29÷40)°, а от смещения в окружном направлении в кольцевом пазу лопатки зафиксированы не менее чем пятью фиксирующими элементами, которые выполнены в виде призматического вкладыша с конфигурацией в поперечном сечении, конгруэнтной профилю кольцевого паза, и наделены каждый сквозным резьбовым отверстием для фиксирующего винта.For radial-angular fixation of the position of the blades, an annular groove can be made with contact protrusions, the lower face of each of which is located at an angle to the conditional plane of the bottom of the groove, identical to the angle of inclination of the mating face of the blade shaft to the sole of the shank, making β 1 = (29 ÷ 40 ) °, and from the circumferential displacement in the annular groove of the blade, at least five locking elements are fixed, which are made in the form of a prismatic insert with a cross-sectional configuration congruent to the profile the main groove, and each endowed with a through threaded hole for the fixing screw.
Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков рабочего колеса первой ступени ротора КВД ТРД, включающего диск с кольцевым пазом и рабочие лопатки, в совокупности составляющие лопаточный венец рабочего колеса, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,5% 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 first stage of the rotor of the HPC turbojet engine, including a disk with an annular groove and rotor blades, together making up the blade ring of the impeller, consists in increasing the efficiency and expanding the range of compressor gasdynamic stability by 2.5% by increasing the impeller resource by 2 times.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображен рабочее колесо первой ступени ротора КВД ТРД, продольный разрез;in FIG. 1 shows the impeller of the first stage of the rotor KVD TRD, a longitudinal section;
на фиг. 2 - фрагмент обода диска рабочего колеса с лопатками, вид сбоку;in FIG. 2 - a fragment of the rim of the disk of the impeller with blades, side view;
на фиг. 3 - фрагмент лопаточного венца рабочего колеса, вид сверху;in FIG. 3 - fragment of the blade rim of the impeller, top view;
на фиг. 4 - лопатка рабочего колеса, вид сверху;in FIG. 4 - impeller blade, top view;
на фиг. 5 - перо лопатки рабочего колеса, поперечный разрез;in FIG. 5 - feather blades of the impeller, a cross section;
на фиг. 6 - хвостовик лопатки рабочего колеса, вид спереди;in FIG. 6 - shank of the blade of the impeller, front view;
на фиг. 7 - обод диска рабочего колеса, продольный разрез;in FIG. 7 - the rim of the disk of the impeller, a longitudinal section;
на фиг. 8 - фрагмент обода диска с заходным отверстием для установки в паз хвостовиков лопаток, продольный разрез;in FIG. 8 - a fragment of the rim of the disk with the inlet for installation in the groove of the shanks of the blades, a longitudinal section;
на фиг. 9 - фрагмент обод диска с фиксирующим элементом для фиксации положения лопаток в пазу, продольный разрез.in FIG. 9 - a fragment of the rim of the disk with a locking element for fixing the position of the blades in the groove, a longitudinal section.
Многоступенчатый компрессор высокого давления турбореактивного двигателя включает корпус с проточной частью, турбину низкого давления с валом, турбину высокого давления и ротор КВД, включающий вал барабанно-дисковой конструкции с передней опорой и с трубчатой частью вала ротора с другой стороны.A multi-stage high-pressure compressor of a turbojet engine includes a housing with a flowing part, a low-pressure turbine with a shaft, a high-pressure turbine and an HPC rotor, including a drum-disk design shaft with a front support and with a tubular part of the rotor shaft on the other side.
В группе изобретений, объединенных единым творческим замыслом, рабочее колесо первой ступени ротора компрессора (фиг. 1) содержит диск 1, наделенный пазом 2 для установки рабочих лопаток 3, в совокупности составляющих лопаточный венец рабочего колеса.In the group of inventions, united by a single creative concept, the impeller of the first stage of the compressor rotor (Fig. 1) contains a
Лопатки лопаточного венца содержат каждая выполненные за одно целое хвостовик 4, перо 5 и корневую полку 6 с конической поверхностью по обе стороны пера 5. Диск 1 рабочего колеса выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу 7 с центральным отверстием 8, полотно 9 и обод 10, наделенный пазом 2 для установки хвостовиков 4 лопаток. Лопатки 3 равномерно разнесены по периметру диска 1 с угловой частотой Yл=(6,53÷8,76) [ед/рад]. Перо 5 лопатки выполнено с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом 11 и выпуклой спинкой 12, сопряженными входной и выходной кромками 13 и 14.The blades of the blade rim contain each
Хвостовик 4 лопатки выполнен для установки в паз 2 обода 10 диска 1, имеет конфигурацию боковых и опорной поверхностей, конгруэнтную профилю ответных поверхностей паза 2 с образованием замкового соединения типа «кольцевой паз» и обеспечением угла α установки профиля пера 5 к оси 15 ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, имеющего в корневом сечении пера значение αк=(26,8÷38,5)°, a в периферийном сечении пера значение αп=(41,2÷59,2)°.The
Перо 5 лопатки (фиг. 4) выполнено с переменной относительно оси 15 ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси ротора с градиентом закрутки пера Gз.п, определенным в проекции на условную осевую плоскость в диапазонеThe blade feather 5 (Fig. 4) is made with an axial twist variable relative to the
Gз.п.=(αп-αк)/Нср=(151,6÷217,6) [град/м],G s.p. = (α p -α k ) / N sr = (151.6 ÷ 217.6) [deg / m],
где αк - угол установки профиля пера лопатки, в корневом сечении; αп – то же, в периферийном сечении; Нср - средняя высота пера лопатки.where α to - the angle of installation of the profile of the pen blades, in the root section; α p - the same in the peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
Перо 5 лопатки (фиг. 5) выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 12 и корыта 11 относительно хорды 16, соединяющей входную и выходную кромки 13 и 14 пера лопатки. Максимальная толщина профиля пера 5 лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу 17 с градиентом Gу.т., равнымThe blade feather 5 (FIG. 5) is made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference between the heights of the back 12 and the
Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,2÷1,7)⋅10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.2 ÷ 1.7) ⋅10 -2 [m / m],
где Ск - максимальная толщина профиля пера лопатки в корневом сечении; Сп – то же, в периферийном сечении; Нср - средняя высота пера лопатки.where C to - the maximum thickness of the profile of the feather of the scapula in the root section; With p - the same in the peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
Хвостовик 4 лопатки (фиг. 6) имеет подошву 18 с продольной осью, расположенной в условной плоскости, нормальной к оси 15 ротора, и содержит уширение по глубине, выполненное в поперечном сечении двумя ответными зеркально симметричными двухгранными выступами. Верхние грани 19 каждого выступа наклонены к условной плоскости подошвы 18 хвостовика на угол β1=(29÷40)°. Нижние грани 20 выполнены встречно наклонными и образуют каждая с условной плоскостью подошвы 18 хвостовика угол β2=(48÷69)°.The
Торцы 21 корневой полки 6 каждой лопатки (фиг. 3) выполнены с возможностью плотного примыкания к обращенным к ним ответным торцам полки смежных лопаток венца рабочего колеса, формируя втулочную поверхность проточной части. Для этого корневая полка 6 лопатки 3 выполнена наклонной с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне первой ступени КВД с увеличением радиуса в направлении потока рабочего тела и углом ϕ наклона образующей внешней поверхности полки к оси ротора, идентичным образующей внешней поверхности обода диска и составляющим ϕ=(12÷19)°.The ends 21 of the
Лопатка 3 выполнена с отношением средней высоты Нср профиля пера 5 лопатки к средней высоте hcp хвостовика 4, составляющим Нср/hcp=(4,6÷6,2).The
Перо 5 лопатки выполнено с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом 11 профиля, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета), и выпуклой спинкой 12 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки.The
Вариантно перо лопатки выполнено с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.), и выпуклой спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).Variant feather blade is made with a convex-concave profile formed by a concave trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (np view), and a convex back of the pen convex in side against rotation of the rotor and counterclockwise rotation (view by n.p.).
Радиус Rд диска 1 от оси 15 ротора КВД до условной конической поверхности, сосной с валом ротора и описывающей верхнюю поверхность обода 10 в средней радиальной плоскости полотна 9 составляет (0,54÷0,78) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости.The radius R d of the disk 1 from the
Радиус Rц.о.с. центрального отверстия ступицы выполнен достаточным для размещения передней опоры КВД и вариантно составляющим (0,52÷0,75) от радиуса Rд диска от оси 15 ротора КВД до верхней поверхности обода 10 в средней радиальной плоскости полотна 9 диска.Radius R ts.o.s. the central hole of the hub is sufficient to accommodate the front support of the HPC and optionally component (0.52 ÷ 0.75) from the radius R d of the disk from the
Для размещения хвостовиков лопаток 3 обод 10 диска (фиг. 7) снабжен по контуру кольцевым пазом 2. Обод 10 разделен пазом 2 на два несимметричных разновысоких кольцевых плеча 22, 23 с периферийными кольцевыми коническими полками 24 и 25 соответственно с образованием совместно с верхней поверхностью корневых полок 6 лопаток 3 втулочной поверхности контура проточной части двигателя в пределах осевой ширины обода диска первой ступени ротора КВД.To accommodate the shanks of the
При этом рабочее колесо выполнено с отношением радиуса Rд диска 1 от оси 15 ротора КВД до условной конической поверхности, описывающей верхнюю поверхность обода 10 диска в средней радиальной плоскости полотна 9 диска к средней высоте Нср профиля пера 5 лопатки, составляющим Rд/Hcp=(1,7÷2,5).In this case, the impeller is made with a ratio of the radius R d of the disk 1 from the
Внешняя поверхность обода 10 выполнена с углом наклона образующей 26 относительно оси 15 ротора и радиусом, возрастающим в сторону движения потока рабочего тела в осевом сечении КВД с градиентом GR.об., определенным в диапазоне,The outer surface of the
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы образующей верхней поверхности обода диска Воб - осевая ширина обода диска, ограниченного межлопаточным каналом.wherein R max and R min - minimum and maximum radii of the disc rim forming the upper surface of the In - the axial width of the disk rim limited interblade channel.
Паз 2 обода 10 диска (фиг. 7) выполнен с двойным уширением по глубине, расположенным соответственно в верхней и в придонной частях 27 и 28 паза и разделенным заужением, которое образовано двумя зеркально симметричными ответными кольцевыми выступами 29. Выступы 29 выполнены со скругленными оппозитными торцевыми участками профиля в поперечном сечении паза, расположенными на расстоянии, обеспечивающем возможность опорного заведения между ними хвостовика 4 лопатки. Уширение в нижней придонной части 28 паза 2 обода диска выполнено с гранями 30 с образованием замковой конфигурации типа «кольцевой паз» с углом взаимного наклона боковых граней 30, составляющим (91÷98)°, и конгруэнтную по доминантным точкам опорных поверхностей ответным граням 19 и 20 хвостовика 4 лопатки. Уширение в верхней части 27 паза 2 выполнено соответствующим по конфигурации, ширине и осевому перепаду высот фронтальной и тыльной кромок паза 2, осевому наклону основной части площади верхней поверхности корневой полки 6 лопатки, выходящей в проточную часть, который в свою очередь выполнен идентичным требуемому наклону внутреннего контура проточной части на осевом участке расположения диска первой ступени КВД.The
Паз 2 обода 10 диска 1 снабжен не менее чем одним заходным отверстием 31 для установки в паз хвостовиков 4 лопаток (фиг. 8) и фиксирующих элементов 32 для фиксации положения лопаток в пазу. Для радиально-угловой фиксации положения лопаток 3 в ободе 10 диска кольцевой паз 2 выполнен с контактными выступами 29 с возможностью удерживания лопаток от перемещения в радиальном направлении от действия центробежных сил. Нижняя грань выступа 29 расположена под углом к условной плоскости придонной части паза, идентичным углу β1 наклона ответной грани 20 хвостовика 4 лопатки к его подошве 18. От смещения в окружном направлении (фиг. 9) в кольцевом пазу 2 лопатки зафиксированы не менее чем пятью фиксирующими элементами 32 Фиксирующие элементы 32 выполнены в виде призматического вкладыша с конфигурацией в поперечном сечении, конгруэнтной профилю кольцевого паза 2, и наделены каждый сквозным резьбовым отверстием для фиксирующего винта 33.The
Фронтальное плечо 22 обода 10 диска снабжено понизу в зоне примыкания к полотну 9 кольцевым пояском 34 для установки балансировочных грузов с отверстиями 35 для их фиксации.The
Тыльная по ходу потока рабочего тела кольцевая полка 25 обода 10 диска развита до контакта с ответной полкой обода диска последующей второй ступени и выполнена выступающей за габарит пера 5 рабочей лопатки диска первой ступени на ширину, достаточную для взаимодействия по рабочему телу с лопатками направляющего аппарата статора.The rear
Пример реализации изобретения.An example implementation of the invention.
Рабочее колесо первой ступени КВД двигателя состоит из диска 1 и установленных на нем рабочих лопаток 3. Диск 1 изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные заодно целое массивную ступицу 7, полотно 9 и обод 10.The impeller of the first stage of the HPC engine consists of a
Изготовленный диск имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 23 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 285 мм; толщина полотна - 8 мм; ширина обода, ограниченного межлопаточным каналом - 39 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска - 398 мм и 420 мм соответственно; угол ϕ наклона внешней поверхности обода диска - 15°.The manufactured disk has the following geometric parameters: overall hub width - 23 mm; diameter of the central hole of the hub - 285 mm; web thickness - 8 mm; the width of the rim bounded by the interscapular channel is 39 mm; minimum and maximum diameters of the outer surface of the rim of the disk - 398 mm and 420 mm, respectively; the angle ϕ of the inclination of the outer surface of the rim of the disk is 15 °.
Лопатку рабочего колеса первой ступени ротора КВД ТРД 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 локальными утолщениями на участках расположения корневой полки 6. 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 12 пера 5 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 11 пера 5 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 4.The blade of the impeller of the first stage of the rotor KVD TRD is stage-by-stage made from a bar of an aircraft alloy. At the first stage, a fragment of the rod of the required length is cut, from which the blade is prepared by electric upsetting, followed by machining, with local thickenings in the areas of the
Доводку обтекаемых поверхностей профилей пера 5 и корневой полки 6 производят фрезерованием с последующей полировкой. Контактные торцы 21 корневых полок 6 упрочняют, нанося на них высокопрочный слой.The refinement of the streamlined surfaces of the profiles of the
Изготовленная таким образом лопатка состоит из объединенных в одно целое пера 5 с хвостовиком 4 и корневой полкой 6, выполненной как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса первой ступени ротора компрессора ТРД.The blade made in this way consists of a
Профиль пера 9 лопатки имеет следующие геометрические параметры:The profile of the
- в корневом сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Сmax=3,1 мм; длина хорды 16, соединяющей входную и выходную кромки 13 и 14 пера лопатки - 45 мм; угол αк установки профиля пера к оси ротора составляет 35°;- in the root section, the profile of the feather blade is made with a maximum thickness of the profile With max = 3.1 mm; the length of the
- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Cmax=1,7 мм; длина хорды пера принята 45 мм; угол αп установки профиля пера составляет 52°;- in the peripheral section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness C max = 1.7 mm; feather chord length adopted 45 mm; the angle α p setting the profile of the pen is 52 °;
- средняя высота Нср профиля пера составляет 92 мм;- the average height H cf pen profile is 92 mm;
- средняя высота hcp хвостовика составляет 16 мм.- the average height h cp of the shank is 16 mm
Корневая полка 6 лопатки выполнена с шириной в окружном направлении 28 мм с контактными торцами 21, выполненными параллельно оси ротора и углом ϕ наклона образующей внешней поверхности полки 6 к оси 15 ротора ϕ=15°.The
На внешней стороне обода 10 выполняют протягиванием кольцевой паз 2 для крепления лопаток. Паз выполнен с двумя заходными отверстиями 31. Лопатки 3 удерживают от перемещения в радиальном направлении от действия центробежных сил при помощи контактных выступов 29. Лопатки 3 удерживают в диске 1 от перемещения в окружном направлении 2 с помощью фиксирующих элементов 32. Лопатки 3 сопрягают по ответным торцам 21 смежных корневых полок.On the outside of the
В процессе работы ТРД диск 1 рабочего колеса первой ступени приводится во вращение путем передачи крутящего момента от ТВД через барабанно-дисковую конструкцию вала ротора компрессора с включением в работу лопаток 3 рабочего колеса. В результате чего происходит нагнетание воздушного потока в компрессоре. На вогнутой поверхности в виде корыта 11 пера 5 лопатки 3 создается зона повышенного давления, а на выпуклой поверхности, образующей спинку 12 пера 5, создается при этом зона пониженного давления, усиливающая образование направленного воздушного потока. Вращающиеся лопатки 3 рабочего колеса ротора передают энергию воздушному потоку, направляя сжимаемый поток на лопатки статора первой ступени, и после выравнивания в последнем поток поступает в последующие ступени компрессора. Одновременно диск 1 воспринимает центробежные нагрузки и через фронтальную полку 22 обода 10 передает радиальные и осевые нагрузки на опоры вала ротора.During the operation of the turbojet engine, the first
Технический результат настоящего изобретения достигают совокупностью разработанных в группе изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов диска рабочего колеса первой ступени ротора компрессора, а именно, радиальных параметров диска, геометрической конфигурации обода 10, сочетания сужающегося полотна 9 и осевой ширины ступицы 7, компенсирующих ослабление полотна 9 диска центральным отверстием 8, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 8 в ступице 7 принят достаточным для установки передней опора вала ротора и пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных операциях сборки компрессора. На внешней стороне обода 10 диска выполняют протягиванием кольцевой паз 2 для крепления лопаток, обеспечивая при этом возможность установки хвостовика и пера лопатки под углом, создающим наибольший перепад давлений на входе и выходе потока рабочего тела из рабочего колеса первой ступени ротора компрессора 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 пазу 2 диска 1 лопаток 3 рабочего колеса первой ступени ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α неоправданно возрастают напряжения в лопатках на всех режимах работы компрессора, 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. Технический результат изобретения обеспечивают при насыщении лопаточного венца количеством лопаток, располагаемых с угловой частотой, принимаемой из диапазона, найденного в изобретении. При уменьшении числа лопаток ниже нижнего предела указанного диапазона Yл<6,53 [ед/рад] нарастает отставание потока от вращения лопаточного венца и возрастает риск потери ГДУ в указанной ступени компрессора. Превышение верхней границы указанного диапазона Yл>8,76 [ед/рад] и соответствующем увеличении числа лопаток в лопаточном венце, образуемом на диске первой ступени, приводит к неоправданному ухудшению КПД и риску преждевременного запирания потока рабочего тела лопаточным венцом. Кроме того, заявленная геометрия паза обеспечивает повышение концентрации при действии эксплуатационных нагрузок и повышает ресурс рабочего колеса.The technical result of the present invention is achieved by a combination of design solutions and geometric parameters of the main elements of the impeller disk of the first stage of the compressor rotor, namely, the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the
Аналогичные процессы имеют место с получением положительного результата при соблюдении и отрицательного при выходе за пределы найденных в группе изобретений границ диапазона градиентов Gз.п=(151,6÷217,6) [град/м] по высоте Нср пера 5 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера лопатки со значениями градиента Gз.п<151,6 [град/м] существенно ограничивается диапазон ГДУ работы компрессора, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 12 пера 5 лопатки с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды 16 пера 5 по высоте лопатки до значений градиента Gз.п., превышающих верхний предел, приводит к недопустимому уменьшению угла раскрытия периферийного участка пера 9 лопатки, что в свою очередь приводит к снижению КПД, негативному уменьшению диапазона ГДУ компрессора и недопустимому рассогласованию работы первой ступени ротора с последующими ступенями компрессора.Similar processes take place to give a positive result and a negative subject when going beyond the gradients found in the group of inventions range limits G zp = (151,6 ÷ 217,6) [deg / m] Height H cf. pen 5 blades. When performing a three-dimensional profile of the feather of the blade with gradient values G zp <151.6 [deg / m], the range of the GDU of the compressor 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 12 of
Технический результат повышения ресурса рабочего колеса в два раза достигается при соблюдении условия соотношения разности толщин к средней высоте пера 5 лопатки, принимаемого в пределах найденного в изобретении указанного диапазона значений градиента Gу.т.=(1,2÷1,7)⋅10-2 [м/м] за счет обеспечения требуемой статической и динамической жесткости при оптимальной материалоемкости профиля пера лопатки. При значениях градиента Gу.т.<1,2⋅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.>1,7⋅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 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
Технический результат группы изобретений достигается также при реализации изобретения с заявленным диапазоном соотношений (Rд/Rп.к.) и (Rд/Нср), т.к. уменьшение значений указанных отношений приведет к неоправданному уменьшению радиуса диска, нерасчетному увеличению радиальной высоты рабочих лопаток, что как следствие нарушит входные и выходные аэродинамические параметры конструкции рабочего колеса и потока рабочего тела - воздуха, а также ухудшит газодинамическую устойчивость на переходных режимах работы двигателя. Увеличение значений указанных отношений приведет к аэродинамически недопустимому уменьшению площади проходного сечения проточной части двигателя в зоне первой ступени компрессора ТРД, что нарушит требуемый динамический баланс расхода рабочего тела и потребует перепроектирования геометрических параметров проточной части последующих ступеней КВД. Кроме того, уменьшение градиента GR.об<0,19 приведет к недопустимому негативно малому приросту радиуса диска первой ступени и соответственно не обеспечит требуемое уменьшение проходного сечения проточной части на осевом участке ширины обода диска, что не позволит получить необходимый прирост давления рабочего тела, которое должно быть получено в первой ступени КВД ТРД для достижения технического результата при реализации изобретения.The technical result of the group of inventions is also achieved when implementing the invention with the claimed range of ratios (R d / R s.c. ) and (R d / N sr ), because a decrease in the values of these relations will lead to an unjustified decrease in the radius of the disk, an unaccounted increase in the radial height of the blades, which as a result will violate the inlet and outlet aerodynamic parameters of the design of the impeller and the flow of the working fluid — air, and will also worsen gas-dynamic stability during transient engine operation. An increase in the values of these ratios will lead to an aerodynamically unacceptable decrease in the area of the flow passage of the engine in the zone of the first stage of the turbofan engine compressor, which will violate the required dynamic flow rate balance of the working fluid and will require redesigning the geometric parameters of the flow part of the subsequent stages of the HPC. Furthermore, the decrease gradient G R.ob <0.19 will lead to an unacceptable increase in adverse small radius of the disk of the first stage and accordingly does not provide the desired reduction in the flow cross section in the axial flow part of the disc rim portion width that does not allow to obtain the desired pressure increase of the working body, which should be obtained in the first stage of the HPC turbojet engine to achieve a technical result in the implementation of the invention.
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров рабочего колеса первой ступени достигают повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора двигателя без увеличения материалоемкости.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the impeller of the first stage, an increase in efficiency and an expansion of the range of regimes of gas-dynamic stability of the engine compressor are achieved without increasing the material consumption.
Claims (35)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016149138A RU2630918C1 (en) | 2016-12-14 | 2016-12-14 | 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 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016149138A RU2630918C1 (en) | 2016-12-14 | 2016-12-14 | 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 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2630918C1 true RU2630918C1 (en) | 2017-09-14 |
Family
ID=59893807
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016149138A RU2630918C1 (en) | 2016-12-14 | 2016-12-14 | 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 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2630918C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005012695A1 (en) * | 2003-07-28 | 2005-02-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine blade inlet cooling flow deflector |
| RU2290543C2 (en) * | 2003-11-27 | 2006-12-27 | Открытое акционерное общество "Специальное конструкторское бюро турбонагнетателей" (ОАО "СКБТ") | Turbocompressor |
| US20130171343A1 (en) * | 2011-12-15 | 2013-07-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Method for repair of a component of a turbomachine and a component repaired according to this method |
| RU2565091C1 (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) |
| RU2565110C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor last stage disc |
| RU2565138C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade |
-
2016
- 2016-12-14 RU RU2016149138A patent/RU2630918C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005012695A1 (en) * | 2003-07-28 | 2005-02-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine blade inlet cooling flow deflector |
| RU2290543C2 (en) * | 2003-11-27 | 2006-12-27 | Открытое акционерное общество "Специальное конструкторское бюро турбонагнетателей" (ОАО "СКБТ") | Turbocompressor |
| US20130171343A1 (en) * | 2011-12-15 | 2013-07-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Method for repair of a component of a turbomachine and a component repaired according to this method |
| RU2565110C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor last stage disc |
| RU2565138C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade |
| RU2565091C1 (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) |
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) | |
| 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 | |
| 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 | |
| RU2603380C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2565108C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor 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 | |
| RU2612282C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller | |
| RU2603379C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| 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 | |
| RU2573416C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2603383C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (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 | |
| 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 | |
| RU2573408C2 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) | |
| RU2630925C1 (en) | Ninth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine, 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) | |
| RU2611497C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2573419C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2603384C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions) | |
| RU2603219C1 (en) | Third stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |