RU2684355C1

RU2684355C1 - Gas turbine engine low-pressure turbine (lpt) (versions), rotor shaft connection unit with lpt disc, lpt rotor air cooling path and air feeding apparatus for cooling lpt rotor blades

Info

Publication number: RU2684355C1
Application number: RU2018124609A
Authority: RU
Inventors: Евгений Ювенальевич Марчуков; Виктор Викторович Куприк; Виктор Андреевич Андреев; Андрей Александрович Золотухин; Михаил Юрьевич Комаров; Николай Александрович Кононов; Николай Владимирович Крылов; Николай Павлович Селиванов
Priority date: 2018-07-05
Filing date: 2018-07-05
Publication date: 2019-04-08

Abstract

FIELD: motors and pumps.SUBSTANCE: group of inventions relates to the field of aircraft engine building. Rotor of engine LPT comprises LPA shaft with journal and LPT impeller including disk and blade rim with system of working blades. Impeller disc is equipped with air supply unit for cooling of blades containing pressure ring with air intake impeller. On the rear side, the disc hub is made integral with the cantilever ring element made with a polyfunctional air-transparent flange. Said flange is provided with holes for fasteners for detachable connection with journal arranged one way with channels of LPT rotor air cooling circuit. On the front side, the disc hub is provided with a flange for detachable connection to the annular rotor element enveloping the disc hub and creating a prolonged channel of the LPT rotor cooling path together with the hub. LPT rotor impeller blade includes shank and feather with convex-concave profile. Cavity of the blade is made on the full length of the blade body and is open to the flow of air flow. Cavity of the feather in the middle most heat-stressed part is equipped with a regular set of rods endowed with the function of a high-conductivity web between the walls of the blade body.EFFECT: technical result consists in improvement of efficiency of cooling of heat-stressed LPT elements, reliability and resource of LPT and engine in general.8 cl, 7 dwg

Description

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно, к роторам турбины низкого давления стационарного газотурбинного двигателя авиационного типа в составе газоперекачивающих агрегатов.The group of inventions relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to the rotors of a low-pressure turbine of a stationary gas-turbine engine of an aircraft type as a part of gas pumping units.

Известен ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя, включающий вал и рабочее колесо с трактом воздушного охлаждения теплонапряженных элементов - диска и лопаток рабочего колеса. Лопатки выполнены пространственной формы с выпукло-вогнутым профилем пера с охлаждаемой полостью и хвостовиком, включающим елочный замок. Полость лопатки снабжена стержневыми перемычками (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. 495-522).Known rotor of a low pressure turbine of a gas turbine engine, including a shaft and an impeller with an air cooling path of heat-stressed elements - a disk and impeller blades. The blades are made of a spatial shape with a convex-concave profile of the pen with a cooled cavity and a shank, including a Christmas tree lock. The blade cavity is equipped with rod jumpers (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. 495-522).

Известен ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя, включающий вал и рабочее колесо с трактом воздушного охлаждения теплонапряженных элементов - диска и лопаток рабочего колеса. Охлаждаемая лопатка содержит перо, расположенное в направлении потока между передней и задней кромками и ограниченное стенками. Между стенками в полости расположены поперечно направлению потока воздуха стрежневые элементы (RU 2538978 С2, опубл. 10.01.2015)Known rotor of a low pressure turbine of a gas turbine engine, including a shaft and an impeller with an air cooling path of heat-stressed elements - a disk and impeller blades. The cooled blade contains a feather, located in the direction of flow between the front and rear edges and bounded by the walls. Between the walls in the cavity are located transverse to the direction of air flow rod elements (RU 2538978 C2, publ. 10.01.2015)

К недостаткам известных решений относятся повышенная конструктивная сложность турбины, недостаточная конструктивная проработанность системы охлаждения наиболее теплонапряженных участков рабочего колеса турбины, неадаптированность конкретно к техническим решениям ГТД газоперекачивающего агрегата, сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД и ресурса двигателя с одновременным повышением компактности и снижением материало- и энергоемкости.The disadvantages of the known solutions include the increased structural complexity of the turbine, the insufficient design of the cooling system for the most heat-stressed sections of the turbine impeller, the failure to adapt specifically to the technical solutions of the gas turbine engine of a gas pumping unit, the difficulty of obtaining a compromise combination of increased values of efficiency and engine life, while increasing compactness and reducing material and energy intensity.

Задача, решаемая группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, состоит в повышении эффективности охлаждения элементов рабочего колеса ротора ТНД, ресурса и надежности турбины и двигателя в целом, используемого в составе газоперекачивающих агрегатов.The problem solved by the group of inventions, united by a single creative concept, is to increase the cooling efficiency of the elements of the impeller of the TND rotor, the resource and reliability of the turbine and the engine as a whole, used in the composition of gas pumping units.

Поставленная задача решается тем, что ротор турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя (ГТД) в составе газотурбинной установки (ГТУ) газоперекачивающего агрегата (ГПА), согласно изобретению содержит вал ротора низкого давления (РНД) с цапфой и рабочее колесо ТНД, включающее диск и лопаточный венец с системой рабочих лопаток, размещенных с угловой частотой γ_л.=(12,1÷17,2) [ед/рад], диск рабочего колеса выполнен в виде моноэлемента, включает ступицу с центральным отверстием, полотно с ободом и снабжен аппаратом подачи воздуха на охлаждение лопаток, содержащем тыльное напорное кольцо, консольно прикрепленное к полотну диска с образованием кольцевого напорного кармана и наделенное воздухозаборной крыльчаткой, причем с тыльной стороны диск рабочего колеса ТНД снабжен выполненным за одно целое со ступицей консольным кольцевым элементом с полифункциональным аэропрозрачным радиальным фланцем для разъемного соединения с ответным фланцем цапфы вала ротора ТНД, наделенным отверстиями под крепежные элементы разъемного соединения с цапфой, размещенными через один с каналами тракта воздушного охлаждения ротора ТНД с угловой частотой γ_{отв.ф.т.}=(4,8÷7,3) [ед/рад], а с фронтальной стороны ступица диска в том же радиальном диапазоне наделена цилиндрическим фланцем для разъемного соединения с кольцевым элементом ротора, огибающим ступицу диска, кроме того ступица диска рабочего колеса выполнена массивной с центральным отверстием радиусом, достаточным для свободного пропуска задней опоры ТВД и вала РНД, при этом максимальная осевая ширина ступицы с консольными элементами кольцевых фланцев выполнена не менее чем в 1,24 раза меньшей радиуса центрального отверстия ступицы, а полотно диска в корневом поперечном сечении имеет осевую ширину, меньшую не более чем в 1,8 раза ширины ступицы без консольных элементов кольцевых фланцев, при этом полотно диска рабочего колеса ТНД выполнено с градиентом G_п.д. убывания осевой толщины В полотна от ступицы к ободу, по меньшей мере, на большей части радиуса ΔR диска, определенным в диапазоне значенийThe problem is solved in that the rotor of a low-pressure turbine (HPH) of a gas turbine engine (GTE) as part of a gas turbine installation (GTU) of a gas pumping unit (GPU), according to the invention, comprises a shaft of a low-pressure rotor (RNP) with a pin and an impeller of a HPP including a disk and a blade rim with a system of rotor blades placed with an angular frequency of γ _l. = (12.1 ÷ 17.2) [units / rad], the impeller disk is made in the form of a single element, includes a hub with a central hole, a blade with a rim and is equipped with an air supply unit for cooling the blades containing a rear pressure ring, console mounted to the disk web with the formation of an annular pressure pocket and endowed with an air intake impeller, and on the back side the impeller disk of the high pressure pump is equipped with a cantilever ring element with a multifunctional translucent radial flange for emnogo compound with mating flange LPT rotor shaft journal, endowed with openings for the fasteners detachably connected to the trunnion, arranged with the channels in one of the air cooling path LPT rotor angular frequency γ _otv.f.t. = (4.8 ÷ 7.3) [units / rad], and on the front side the hub of the disk in the same radial range is endowed with a cylindrical flange for detachable connection with the ring element of the rotor enveloping the hub of the disk, in addition, the hub of the impeller disk is massive with a central hole with a radius sufficient for free passage of the rear support of the theater and the RND shaft, while the maximum axial width of the hub with the cantilever elements of the annular flanges is made not less than 1.24 times smaller than the radius of the central hole of the hub, and the blade the root cross section has an axial width smaller not more than 1.8 times the width of the hub without cantilever components annular flanges, the web being LPT disk impeller arranged gradient G _pa decrease in axial thickness B of the web from the hub to the rim, at least over most of the radius ΔR of the disk, defined in the range of values

G_п.д.=(В_п.к.-В_п.п./ΔR=(0,13÷0,18), где В_п.к. и В_п.п.- осевая толщина полотна в прикорневой части над кольцевым элементом ротора и периферийной части под цилиндрическим фланцем крепления напорного кольца; ΔR=(R_п.п.-R_п.кк), где R_п.к. и R_п.п. - радиус полотна диска в прикорневой и периферийной части полотна; а высота проточной части лопаточного венца ротора ТНД выполнена в радиальном диапазоне ΔR_п.ч.л.в. рабочего колеса, определенном из выраженияG _p.p. = (C -B _s.c. _pp / ΔR = (0,13 ÷ 0,18) , wherein B and B _s.c. _pp - axial thickness of the web in the root portion of the annular member and the rotor a cylindrical peripheral portion of the pressure ring fastening flange; ΔR = (R _pp -R _p.kk) wherein R and R _s.c. _pp - radius blade root and disk peripheral portion of the web; and the height of the flow part of the blade rim of the rotor of the TND is made in the radial range ΔR _rhp of the impeller, determined from the expression

ΔR_п.ч.л.в.=(R_{max п.ч.}-R_{min п.ч.})/R_{max п.ч.}=(0,26÷0,37), где R_{max п.ч.} и R_{min п.ч.} - максимальный и минимальный радиусы проточной части ротора ТНД, равные периферийному и корневому радиусам лопатки лопаточного венца рабочего колеса ротора ТНД.ΔR _p.h. = (R _{max p.p.-} R _{min p.p.} ) / R _{max p.p.} = (0.26 ÷ 0.37), where R _max and R _min - the maximum and minimum radii of the flow part of the TND rotor, equal to the peripheral and root radii of the blade of the blade of the impeller of the impeller of the TND rotor.

При этом напорное кольцо аппарата подачи воздуха может быть установлено на тыльном кольцевом элементе полотна диска и совмещает не менее трех функций, а именно, первую функцию - рабочего органа, наделенного крыльчаткой для подачи охлаждающего воздуха в обод диска и в полость охлаждаемой лопатки; вторую функцию - кольцевого диска, совмещенного с держателем лабиринта, отделяющего полость тракта воздушного охлаждения ротора ТНД от проточной части турбины, и третью функцию - кольцевого диска, снабженного расположенным с нерабочей стороны лабиринта балансировочным кольцом с пазом для локального размещения балансировочных грузиков.At the same time, the pressure ring of the air supply apparatus can be installed on the back ring element of the disk web and combines at least three functions, namely, the first function - the working body, endowed with an impeller for supplying cooling air to the disk rim and the cavity of the cooled blade; the second function is an annular disk combined with a labyrinth holder separating the cavity of the air cooling path of the TND rotor from the turbine flow part, and the third function is an annular disk equipped with a balancing ring with a groove located on the non-working side of the labyrinth for locally locating balancing weights.

Поставленная задача решается тем, что по второму варианту ротор турбины низкого давления ТНД газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА, согласно изобретению содержит вал РНД с цапфой и рабочее колесо ТНД, включающее диск и лопаточный венец с системой рабочих лопаток ТНД, размещенных с угловой частотой γ_л.=(12,14÷17,2) [ед/рад]; диск рабочего колеса выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно с ободом, а вал РНД соединен со ступицей диска с тыльной стороны через консольный кольцевой элемент, выполненный за одно целое со ступицей и снабженный полифункциональным аэропрозрачным радиальным фланцем, разъемно соединенным с ответным фланцем цапфы вала РНД, при этом лопатка содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем стенок, сопряженных входной и выходной кромками, а в ободе диска выполнены пазы под елочные замки хвостовика лопатки с радиальной плоскостью симметрии, проходящей через ось двигателя, причем перо лопатки выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте угол ϕ_уст.л. установки профиля пера, определенный как угол между хордой, проведенной по центрам входной и выходной кромок, и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, при этом угол ϕ_у.п. установки профиля пера выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом G_у.п. изменения угла ϕ_у.п., определенном из выражения в диапазоне значенийThe problem is solved in that, according to the second embodiment, the low-pressure turbine rotor of a low-pressure turbine of a gas turbine engine as part of a gas turbine engine, according to the invention, comprises a low-pressure turbine shaft with a pin and a high-pressure turbine impeller, including a disk and a blade blade with a system of high-pressure turbine blades placed with an angular frequency of γ _{l .} = (12.14 ÷ 17.2) [units / rad]; the impeller disk is made in the form of a mono-element, including a hub with a central hole, a blade with a rim, and the RND shaft is connected to the disk hub from the back through a cantilever ring element made integrally with the hub and equipped with a multifunctional translucent radial flange detachably connected to the reciprocal the flange of the spindle of the RND shaft, while the blade contains a shank and a feather with a convex-concave profile of the walls conjugated by the inlet and outlet edges, and grooves for the Christmas tree locks are made in the rim of the disk vetch vanes with the radial plane of symmetry passing through the motor axis, wherein the stylus blade formed with a helical twist of the pen relative to the axis to create a variable adjustment angle φ _ust.l. Profile Fitting pen defined as the angle between a chord drawn through the centers of the inlet and outlet edges, and a front lattice line profiles in a flat cylindrical section reamer blade row, wherein the angle φ _{uniformizing parameter} Profile Fitting pen configured decreasing the height of the blade G with the gradient _{uniformizing parameter} changes in the angle ϕ _cf determined from the expression in the range of values

G_у.п.=(ϕ_у.п.к.-ϕ_у.п.п.)/Н_л.=(0,47÷0,62) [рад/м],G _U.P. = (φ _u.p.k. _u.p.p. -φ) / H _l. = (0,47 ÷ 0,62) [rad / m],

где ϕ_у.п.к. и ϕ_у.п.п. - угол установки профиля в корневом и периферийном сечениях пера лопатки; Н_л. - средняя высота пера лопатки; кроме того перо лопатки выполнено с отрицательной парусностью по высоте лопатки, определяемой градиентом G_пар.л. парусности лопаткиwhere φ _u.p.k. and φ _u.p.p. - the angle of installation of the profile in the root and peripheral sections of the feather blades; N _l - the average height of the feather blades; in addition, the feather of the blade is made with negative windage along the height of the blade, determined by the gradient G _par. sail blades

G_пар.л=(В_{пар.л.п.}-В_{пар.л.к.})/Н_л.=[-(3,4÷4,8)×10^-2] [м/м]G _par . _L = (In _{par. L.P.} -In _{par. L.K.} ) / N _l . = [- (3.4 ÷ 4.8) × 10 ^-2 ] [m / m]

где В_{пар.л.к.} и В_{пар.л.п.} - соответственно корневая и периферийная хорды пера, проведенные по центрам входной и выходной кромок профиля пера; а внутренняя полость пера в средней ее части снабжена совокупностью выполненных за одно целое с оболочкой пера лопатки стержневых элементов с поперечными и продольными рядами, наделенных функцией высокотеплопроводной перемычки между стенками пера лопатки.where In _par. and in _par. - respectively, the root and peripheral chords of the pen, drawn along the centers of the input and output edges of the profile of the pen; and the inner cavity of the pen in its middle part is equipped with a set of rod elements with transverse and longitudinal rows endowed with the shell of the feather of the blade of the blade, endowed with the function of a high-heat jumper between the walls of the feather of the blade.

При этом периферийный торец лопатки может быть выполнен с бандажной полкой, наделенной, по меньшей мере, одним зубом лабиринтного уплотнения и имеющей Z-образные контактные торцы зацепления с бандажными полками смежных лопаток в бандажном кольце, а хвостовик лопатки с фронтальной стороны наделен пазом для заведения разрезного кольца, фиксирующего лопатки от осевых смещений, причем тракт воздушного охлаждения лопатки ротора ТНД на входе в полость лопатки проложен через хвостовик лопатки, включая последовательные участки канала тракта в елочном замке, ножке и полке к диффузорному выходу из полости в проточную часть турбины через каналы в периферийном торце, выполненные с площадью проходного сечения не менее чем в 3,35 раза превышающей площадь проходное сечение каналов на входе в полость лопатки.In this case, the peripheral end of the blade can be made with a retaining shelf endowed with at least one labyrinth seal tooth and having Z-shaped contact ends of engagement with the retaining flanges of adjacent blades in the retaining ring, and the shank of the blade from the front side is endowed with a groove for cutting ring, fixing the blades from axial displacements, and the air cooling path of the rotor blades of the TND rotor at the entrance to the cavity of the blade is laid through the shank of the blade, including successive sections of the channel Christmas tree lock, leg and shelf to the diffuser exit from the cavity to the turbine flow through channels in the peripheral end, made with a passage section area of at least 3.35 times the area of the passage section of the channels at the entrance to the blade cavity.

Поставленная задача в части узла соединения вала ротора с диском рабочего колеса ТНД газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА решается тем, что согласно изобретению узел соединения образован сочетанием двух кольцевых элементов - радиального фланца тыльного консольного кольцевого элемента, выполненного за одно целое со ступицей диска и ответного фланца цапфы вала РНД, при этом фланцевое соединение выполнено полифункциональным, совмещающем конструктивную функцию разъемного силового соединения двух указанных элементов с функцией аэропрозрачного многоканального переходного участка тракта воздушного охлаждения теплонапряженных элементов рабочего колеса ротора ТНД, при этом для выполнения первой из указанных функций фланец наделен отверстиями под крепежные элементы разъемного соединения с валом РНД, выполненными с угловой частотой γ_{отв.ф.т.}=(4,8÷7,3) [ед/рад], а для выполнения второй функции в указанном фланцевом соединении выполнены каналы тракта воздушного охлаждения, размещенные с регулярным чередованием не менее чем через одно отверстие под крепежные элементы, с суммарной выходной площадью F_вых. поперечного сечения указанного участка тракта воздушного охлаждения ротора, составляющую не менее одной пятой части от суммарной площади входных отверстий F_вх., выполненных в образующем канал подвода охлаждающего воздуха кольцевом элементе, огибающим ступицу диска ротора ТНД и сообщенном на входе через фронтальную промежуточную полость с расположенным под сопловым венцом лопаток соплового аппарата ТНД транзитным коллектором тракта воздушного охлаждения ротора ТНД.The problem in the part of the connection node of the rotor shaft with the impeller disk of the high pressure turbine engine gas turbine engine as part of the gas turbine engine is solved by the fact that according to the invention the connection node is formed by a combination of two ring elements - a radial flange of the rear cantilever ring element made in one piece with the hub of the disk and the counter flange trunnion shaft RND, while the flange connection is multifunctional, combining the structural function of a detachable power connection of these two elements with the function a oprozrachnogo multichannel transition section cooling air path of the rotor impeller LPT thermally stressed elements, thus to perform a first function of said flange endowed with openings for the fasteners detachably connected to the shaft RND performed with angular frequency γ _otv.f.t. = (4.8 ÷ 7.3) [units / rad], and to perform the second function in the indicated flange connection, air cooling duct channels are made, placed with regular alternation of at least one hole for fasteners, with a total output area F _out the cross section of the indicated section of the rotor air cooling path, which is at least one fifth of the total inlet area F _in. made in the ring element forming the channel for supplying cooling air, enveloping the hub of the TND rotor disk and communicated at the inlet through the frontal intermediate cavity with the transit manifold of the TND rotor air cooling path located under the nozzle rim of the nozzles of the TND nozzle.

Поставленная задача в части тракта воздушного охлаждения ротора ТНД газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА решается тем, что согласно изобретению тракт воздушного охлаждения на входе включает узел подачи охлаждающего воздуха из воздухо-воздушного теплообменника (ВВТ) во входной коллектор соплового аппарата (СА) ТНД, размещенный в полом корпусе наружного кольца СА, функционально совмещенного с входным узлом тракта воздушного охлаждения сопловых лопаток СА, при этом входной коллектор наделен не менее чем двумя входными отверстиями, а тракт охлаждения ротора ТНД продолжен совокупностью транзитных трубок, пропущенных через центральную часть полости средней лопатки соплового блока с угловой частотой γ_т.т. в сопловом венце, определенной в диапазоне значений γ_т.т.=(1,43÷2,34) [ед/рад], и выведенных в промежуточный транзитный коллектор тракта, образованный внутренним кольцом СА, разъемно соединенным с элементами корпуса подшипника задней опоры ТВД, включая выполненную, по меньшей мере, частично за одно целое с ним фронтальную коническую диафрагму, наделенную кольцевым рядом напорных отверстий, и тыльную коническую диафрагму - крышку коллектора, имеющую ряд пропускных отверстий тракта, выполненных с угловой частотой γ_отв.к., определенной в диапазоне значений γ_отв.к.=(1,59÷2,86) [ед/рад], причем тракт воздушного охлаждения ротора ТНД пролонгирован каналом, который образован кольцевым элементом, огибающем ступицу диска рабочего колеса ТНД, запитан на входе охлаждающим потоком через ряд пропускных отверстий, выполненных в кольцевом элементе с угловой частотой γ_о.к.э., определенной в диапазоне значений γ_о.к.э.=(3,82÷5,73) [ед/рад], и на выходе сообщен через аэропрозрачное полифункциональное фланцевое соединение ступицы диска и цапфы вала ротора ТНД с примыкающей к диску ТНД промежуточной тыльной кольцевой полостью, посредством которой тракт сообщен с аппаратом подачу воздуха, подаваемого на охлаждение лопаток рабочего колеса ротора ТНД, включающим напорное кольцо, выполненное в виде моноколеса, наделенное с внутренней стороны крыльчаткой, образованной системой воздухозаборных лопаток, дифференцированных по конфигурации и длине, а также наделено функциями консольного держателя лабиринта и балансировочного кольца, расположенных с тыльной стороны кольца, при этом аппарат подачи воздуха сообщен с совокупностью входных каналов тракта охлаждения лопаток ТНД, выполненных в ободе диска рабочего колеса с плоским клиновидным расширением ко входу в полость лопатки с угловой частотой γ_к.о.д., определенной в диапазоне значений γ_к.о.д.=(12,1÷17,2) [ед/рад], а завершен тракт воздушного охлаждения ротора ТНД в полых лопатках рабочего колеса, открытых на проток по торцам, наделенным каждый парой разнесенных по ширине пера лопатки каналов с выходом нагретого воздуха в проточную часть турбины.The problem in terms of the air cooling path of the rotor of the low pressure turbine engine gas turbine engine as part of the gas turbine engine is solved by the fact that according to the invention, the air cooling path at the inlet includes a cooling air supply unit from the air-air heat exchanger (IWT) to the inlet manifold of the nozzle apparatus (CA) of the low pressure turbine engine in the hollow body of the outer ring CA, functionally combined with the input node of the air cooling path of the nozzle blades CA, while the input manifold is endowed with at least two inlets, and LPT rotor cooling duct extended set of transit of tubes passed through the central part of the middle blade cavity of the nozzle unit with angular frequency γ _Cdes in the nozzle crown, defined in the range γ _Cdes = (1.43 ÷ 2.34) [units / rad], and extracted into the intermediate transit collector of the path, formed by the inner ring CA, detachably connected to the elements of the bearing housing of the rear support of the theater, including at least partially made in one piece with it, a frontal conical diaphragm endowed with an annular row of pressure openings, and a rear conical diaphragm — a collector cover having a number of path through holes made with an angular frequency of γ _open. defined in the range of γ _openings = (1.59 ÷ 2.86) [units / rad], moreover, the air cooling path of the high-pressure pump rotor is prolonged by a channel, which is formed by an annular element enveloping the hub of the high-pressure pump impeller disk, and is supplied at the inlet with a cooling stream through a series of passage openings made in the circular element with an angular frequency γ _o.k.e. Defined in the range γ _o.k.e. = (3.82 ÷ 5.73) [units / rad], and the output is communicated through an aerosol transparent polyfunctional flange connection of the hub of the disk and the journal of the shaft of the TND rotor with the intermediate rear annular cavity adjacent to the TND disk, through which the duct is connected to the air supply unit supplied to the cooling of the blades of the impeller of the TND rotor, including a pressure ring made in the form of a monowheel, endowed with an impeller formed on the inside by a system of air intake blades differentiated in configuration and length, and also endowed functions cantilever holder maze and balancing ring disposed on the back side of the ring, wherein the air supply unit communicates with a plurality of input cooling path channels LPT blades formed in the rim of the impeller disk with a flat tapered extension to entry into the cavity of the blade with the angular frequency γ _{k. o.d.} defined in the range of values of γ _ccd = (12.1 ÷ 17.2) [units / rad], and the air cooling path of the _{high pressure fuel} rotor in hollow impeller blades open to the duct at the ends endowed with each pair is completed spaced apart by the width of the feather blades of the channels with the release of heated air into the flow part of the turbine.

Поставленная задача части аппарата подачи воздуха в тракта воздушного охлаждения лопаток ротора ТНД газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА, решается тем, что аппарат подачи воздуха согласно изобретению включает напорное кольцо, прикрепленное посредством цилиндрического фланца к полотну диска рабочего колеса дискретными крепежными элементами с угловой частотой γ_к.э.а.з., определенной в диапазоне значений γ_к.э.а.з.=(7,64÷11,46) [ед/рад], причем напорное кольцо выполнено в виде моноколеса, наделенного со стороны, обращенной к диску рабочего колеса ротора крыльчаткой, состоящей из системы наклонных воздухозаборных лопаток, дифференцированных по конфигурации и длине, а также конструктивно и функционально совмещено с кольцевым консольным держателем лабиринта и с балансировочным кольцом, расположенным с внешней стороны последнего, при этом лопатки в напорном кольце аппарата подачи воздуха выполнены двух типов, различающихся по длине и по форме, расположены с чередованием через одну с одинаковым наклоном в сторону вращения рабочего колеса под углом ϕ_л.а.х. с вершиной в точке пересечения касательной к контуру напорного кольца с осью более длинной лопатки, выполненной с постоянной шириной поперечного сечения, и/или с биссектрисой угла между гранями другой более короткой лопатки, выполненной клиновидной, а угол ϕ_л.а.з. в проекции на плоскость, нормальную к оси двигателя, определен в диапазоне значений ϕ_л.а.з.=(0,42÷0,64) [рад], причем длина L₁ более длинных лопаток выполнена достаточной для пересечения под указанным углом полной радиальной ширины напорного кольца, а длина L₂ более коротких клиновидных лопаток принята не менее 0,4 длины L₁ более длинных лопаток L₂>0,4L₁ кроме того угол между гранями клиновидных лопаток принят обеспечивающим параллельность смежных граней длинной и более короткой лопатки крыльчатки аппарата подачи воздуха.The task of the part of the air supply apparatus in the air cooling path of the rotor blades of the low pressure turbine engine gas turbine engine as part of the gas turbine engine is solved by the fact that the air supply apparatus according to the invention includes a pressure ring attached to the blade of the impeller by discrete fasteners with an angular frequency γ _{to .e.a.z.} defined in the range of values of γ _ke.e.a.s. = (7.64 ÷ 11.46) [units / rad], and the pressure ring is made in the form of a monowheel, endowed with an impeller from the side of the rotor wheel of the rotor, consisting of a system of inclined air intake blades differentiated in configuration and length, and also structurally and functionally combined with the annular cantilever holder of the labyrinth and with the balancing ring located on the outside of the latter, while the blades in the pressure ring of the air supply apparatus are made of two types, differing in length and shape, located alternately via one with the same slope in the impeller rotation direction at an angle φ _l.a.h. with a vertex at the point of intersection of the tangent to the contour of the pressure ring with the axis of the longer blades, made with a constant width of the cross section, and / or with a bisector of the angle between the faces of the other shorter blades, made wedge-shaped, and the angle ϕ _L.A. in a projection onto a plane normal to the axis of the engine, it is determined in the range of values ϕ _l.a.s. = (0.42 ÷ 0.64) [rad], moreover, the length L _{1 of} the longer blades is made sufficient for the full intersection at the indicated angle the radial width of the pressure ring, and the length L _{2 of} the shorter wedge-shaped blades is adopted not less than 0.4 length L _{1 of} the longer blades L ₂ > 0.4L ₁ in addition, the angle between the faces of the wedge-shaped blades is adopted to ensure parallelness of adjacent faces of the long and shorter impeller blades air supply unit.

При этом аппарат подачи воздуха может быть сообщен с совокупностью входных каналов воздуха, подаваемого в тракт охлаждения лопаток рабочего колеса ротора ТНД, выполненных в ободе диска рабочего колеса с угловой частотой γ_к.о.д., определенной в диапазоне значений γ_к.о.д.=(12,14÷17,2) [ед/рад].In this case, the air supply apparatus can be communicated with a set of inlet air channels supplied to the cooling path of the blades of the impeller of the rotor of the _{high pressure pump} , made in the rim of the impeller disk with an angular frequency of γ _k.o.d. Defined in the range γ _k.o.d. = (12.14 ÷ 17.2) [unit / rad].

Технический результат, достигаемый группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, заключается в повышении эффективности охлаждения рабочего колеса ротора ТНД, ресурса и надежности ТНД за счет улучшения аэродинамических и конструктивных параметров элементов ротора турбины, а именно, пространственной конфигурации диска и лопаток, обеспечивающих возможность оптимизации профиля и площади проходных сечений проточной части турбины, а также выполнения диска рабочего колеса с радиальным фланцем, совмещающем конструктивную функцию силового соединения с валом РНД с функцией многоканального переходного участка тракта воздушного охлаждения ротора ТНД, конструктивной проработанности аппарата подачи воздуха во внутреннюю полость лопатки, достигая тем самым повышения жесткости турбины и снижения утечек воздуха, а также повышения эффективности охлаждения теплонапряженных элементов ротора ТНД в процессе работы двигателя, и как следствие, повышение КПД, надежности и ресурса турбины, а также технологической простоты изготовления без увеличения материало- и энергоемкости и технического обслуживания в процессе эксплуатации и двигателя.The technical result achieved by the group of inventions, united by a single creative concept, is to increase the efficiency of cooling the impeller of the TND rotor, the resource and reliability of the TND by improving the aerodynamic and structural parameters of the elements of the turbine rotor, namely, the spatial configuration of the disk and blades, which enable profile optimization and the area of the flow cross-sections of the turbine flow part, as well as the implementation of the impeller disk with a radial flange that combines structural the function of the power connection with the RND shaft with the function of a multichannel transitional section of the TND rotor air cooling path, the design of the apparatus for supplying air to the inner cavity of the blade, thereby increasing the turbine stiffness and reducing air leaks, as well as increasing the cooling efficiency of heat-stressed elements of the HPD rotor during operation engine, and as a result, increased efficiency, reliability and resource of the turbine, as well as technological simplicity of manufacture without increasing material and energy capacity and maintenance during operation and engine.

Сущность группы изобретений поясняется чертежами, где:The essence of the group of inventions is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 изображен ротор турбины низкого давления с сопловым аппаратом ГТД, продольный разрез;in FIG. 1 shows a rotor of a low pressure turbine with a gas turbine engine nozzle, longitudinal section;

на фиг. 2 - фрагмент рабочего колеса ТНД с аппаратом подачи воздуха, подаваемого в полость лопатки, продольный разрез;in FIG. 2 - a fragment of the impeller of the high pressure pump with a device for supplying air supplied to the cavity of the scapula, a longitudinal section;

на фиг. 3 - вид по А на фиг. 2, фрагмент полифункционального аэропрозрачного радиального фланца ступицы диска рабочего колеса ротора ТНД, вид спереди;in FIG. 3 is a view along A in FIG. 2, a fragment of a polyfunctional, translucent radial flange of the hub of the disk of the impeller of the rotor of the TND, front view;

на фиг. 4 - разрез по Б-Б на фиг. 3;in FIG. 4 is a section along BB in FIG. 3;

на фиг. 5 - вид по В-В на фиг. 2, фрагмент обода диска рабочего колеса ротора ТНД и аппарата подачи воздуха с крыльчаткой в разрезе; на фиг. 6 - лопатка рабочего колеса ротора ТНД, вид сбоку; на фиг. 7 - лопатка рабочего колеса ротора ТНД, продольный разрез.in FIG. 5 is a view along BB in FIG. 2, a fragment of the rim of the disk of the impeller of the rotor TND and the apparatus for supplying air with an impeller in a section; in FIG. 6 - a blade of the impeller of the rotor TND, side view; in FIG. 7 - the blade of the impeller of the rotor TND, a longitudinal section.

В группе изобретений ротор турбины низкого давления газогенератора газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА включает вал 1 ротора низкого давления (РНД) с цапфой 2 и рабочее колесо 3 турбины.In the group of inventions, the rotor of a low-pressure turbine of a gas generator of a gas turbine engine as part of a gas turbine engine includes a shaft 1 of a low-pressure rotor (RND) with a pin 2 and an impeller 3 of the turbine.

Рабочее колесо 3 содержит диск 4 и лопаточный венец с системой лопаток 5, размещенных с угловой частотой у_л, определенной в диапазоне значений γ_л. =N_л./2π=(12,1÷17,2) [ед/рад], где N„.- число лопаток в лопаточном венце рабочего колеса ТНД. Диск 4 рабочего колеса 3 выполнен в виде моноэлемента и включает ступицу 6 с центральным отверстием, полотно 7 с ободом 8. Диск 4 рабочего колеса 3 снабжен аппаратом 9 подачи воздуха на охлаждение лопатки. Аппарат 9 подачи воздуха включает тыльное напорное кольцо 10, которое консольно прикреплено к полотну 7 диска 4 с образованием кольцевого напорного кармана 11. Напорное кольцо 10 наделено крыльчаткой, состоящей из системы наклонных воздухозаборных лопаток 12 и 13, дифференцированных по конфигурации и длине. С тыльной стороны диск 4 рабочего колеса 3 снабжен выполненным за одно целое со ступицей 6 консольным кольцевым элементом 14 с полифункциональным аэропрозрачным радиальным фланцем 15 для разъемного соединения с ответным радиальным фланцем 16 цапфы 2 вала 1 ротора ТНД. Фланец 15 наделен отверстиями 17 под крепежные элементы разъемного соединения с цапфой 2, размещенными через один с каналами 18 тракта воздушного охлаждения ротора ТНД с угловой частотой γ_{отв.ф.т.}, определенной в диапазоне значений γ_{отв.ф.т.}=N_{отв.ф.т.}/2π=(4,84÷7,3) [ед/рад],The impeller 3 contains a disk 4 and a blade rim with a system of blades 5 placed with an angular frequency of _l , defined in the range of values of γ _l. = N _l / 2π = (12.1 ÷ 17.2) [units / rad], where N „. Is the number of blades in the blade rim of the impeller of the high pressure pump. The disk 4 of the impeller 3 is made in the form of a single element and includes a hub 6 with a central hole, the blade 7 with a rim 8. The disk 4 of the impeller 3 is equipped with an apparatus 9 for supplying air for cooling the blades. The air supply apparatus 9 includes a rear pressure ring 10, which is cantilevered to the web 7 of the disk 4 to form an annular pressure pocket 11. The pressure ring 10 is endowed with an impeller consisting of a system of inclined air intake blades 12 and 13, differentiated in configuration and length. On the back side, the disk 4 of the impeller 3 is equipped with a cantilever ring element 14 made in one piece with the hub 6 with a multifunctional aerosol transparent radial flange 15 for detachable connection with the mating radial flange 16 of the axle 2 of the shaft 1 of the TND rotor. The flange 15 is endowed with holes 17 for fasteners of detachable connection with a pin 2 placed through one with the channels 18 of the air cooling path of the TND rotor with an angular frequency γ _dr.ft. Defined in the range γ _otv.f.t. = N _dr.ft. / 2π = (4.84 ÷ 7.3) [units / rad],

где N_{отв.ф.т.} - число отверстий во фланце 16 под крепежные элементы разъемного соединения с цапфой 2.where N _resp. - the number of holes in the flange 16 under the fasteners detachable connection with the pin 2.

С фронтальной стороны ступица 6 диска 4 в том же радиальном диапазоне наделена цилиндрическим фланцем 19 для разъемного соединения с кольцевым элементом 20 ротора, огибающем ступицу 6 диска ТНД.On the front side, the hub 6 of the disk 4 in the same radial range is endowed with a cylindrical flange 19 for detachable connection with the annular element 20 of the rotor, enveloping the hub 6 of the HPD disk.

Ступица 6 диска 4 рабочего колеса ТНД выполнена массивной с центральным отверстием радиусом, достаточным для свободного пропуска задней опоры 21 ТВД и вала 1 РНД. Максимальная осевая ширина ступицы 6 с консольными элементами кольцевых фланцев 15 и 19 выполнена не менее чем в 1,24 раза меньшей радиуса центрального отверстия ступицы 6. Полотно 7 диска 4 в корневом поперечном сечении имеет осевую ширину, меньшую не более чем в 1,8 раза ширины ступицы 6 без консольных элементов кольцевых фланцев 15 и 19.The hub 6 of the disk 4 of the impeller of the high pressure fuel pump is massive with a central hole of radius sufficient to freely pass the rear support 21 of the high pressure fuel and the shaft 1 of the low pressure pump. The maximum axial width of the hub 6 with the cantilever elements of the annular flanges 15 and 19 is made not less than 1.24 times smaller than the radius of the central hole of the hub 6. The blade 7 of the disk 4 in the root cross section has an axial width smaller than not more than 1.8 times the width of the hub 6 without cantilever elements of the annular flanges 15 and 19.

Полотно 7 диска 4 рабочего колеса ТНД выполнено с градиентом G_п.д. убывания осевой толщины В полотна от ступицы к ободу, по меньшей мере, на большей части радиуса ΔR диска, определенным в диапазоне значенийThe web 7 of the impeller disk 4 configured LPT gradient G _pa decrease in axial thickness B of the web from the hub to the rim, at least over most of the radius ΔR of the disk, defined in the range of values

G_п.д.=(В_п.к.-В_п.п.)/ΔR=(0,13÷0,18),G _p.p. = (V _PK. _In-pp) / ΔR = (0,13 ÷ 0,18 ),

где В_п.к. и В_п.п. - осевая толщина полотна в прикорневой части над кольцевым элементом 20 ротора и периферийной части под цилиндрическим фланцем 22 крепления напорного кольца 10 аппарата подачи воздуха на охлаждение лопаток;where B _PK. and in _pp - the axial thickness of the web in the basal part above the annular element 20 of the rotor and the peripheral part under the cylindrical flange 22 of the fastening of the pressure ring 10 of the air supply unit for cooling the blades;

ΔR=(R_п.п.-R_п.кк), где R_п.к. и R_п.п. - радиус полотна 7 диска в прикорневой и периферийной части полотна.ΔR = (R _pp -R _p.kk) wherein R _s.c. and R _p.p. - the radius of the canvas 7 of the disk in the basal and peripheral parts of the canvas.

Высота проточной части лопаточного венца ротора ТНД выполнена в радиальном диапазоне AR_n.₄^._B. рабочего колеса 3, определенном из выраженияThe height of the flow part of the blade rim of the TND rotor is made in the radial range AR _n . ₄ ^. _B. impeller 3 defined from the expression

ΔR_п.ч.л.в.=( R_{max п.ч.}-R_{min п.ч.})/R_{max п.ч.}=(0,26÷0,37),ΔR _p.h. = (R _{max p.p.-} R _{min p.p.} ) / R _{max p.p.} = (0.26 ÷ 0.37),

где R_{max п.ч.} и R_{min п.ч.} - максимальный и минимальный радиусы проточной части ротора ТНД, равные периферийному и корневому радиусам лопатки 5 лопаточного венца рабочего колеса ротора ТНД.where R _max and R _min - the maximum and minimum radii of the flow part of the TND rotor, equal to the peripheral and root radii of the blade 5 of the blade rim of the impeller of the TND rotor.

Лопатка 5 рабочего колеса ротора ТНД содержит хвостовик 23 и перо 24 с выпукло-вогнутым профилем стенок, сопряженных входной и выходной кромками 25 и 26. В ободе 8 диска 4 выполнены пазы под елочные замки 27 хвостовика 23 лопатки с радиальной плоскостью симметрии, проходящей через ось двигателя.The blade 5 of the impeller of the TND rotor contains a shank 23 and a feather 24 with a convex-concave profile of the walls conjugated by the input and output edges 25 and 26. In the rim 8 of the disk 4, grooves are made for Christmas-tree locks 27 of the shank 23 of the blade with a radial plane of symmetry passing through the axis engine.

Перо 24 лопатки выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте угол ϕ_уст.л. установки профиля пера, определенный как угол между хордой, проведенной по центрам входной и выходной кромок 25 и 26, и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца. Угол ϕ_уст.п. установки профиля пера 24 выполнен убывающим по высоте лопатки 5 с градиентом G_уст.п изменения угла ϕ_уст.п, определенном из выражения в диапазоне значенийFeather 24 of the blade is made with a spiral twist relative to the axis of the pen, creating a variable height angle ϕ _set. setting the profile of the pen, defined as the angle between the chord drawn at the centers of the input and output edges 25 and 26, and the front line of the profile lattice in a flat scan of the cylindrical section of the blade rim. Angle φ _ust.p. setting the profile of the pen 24 is made decreasing in height of the blade 5 with a gradient of G _ust.p changes in the angle ϕ _ust.p , determined from the expression in the range of values

G_уст.п.=(ϕ_{уст.п.к.}-ϕ_{уст.п.п.})/Н_л.=(0,47÷0,62) [рад/м],G _mouth = (ϕ _setpoint -ϕ _setpoint ) / N _l = (0.47 ÷ 0.62) [rad / m],

где ϕ_{уст.п.к..}и ϕ_{уст.п.п.} - угол установки профиля в корневом и периферийном сечении пера лопатки; Н_л. - средняя высота пера лопатки.where ϕ is _{set to p.} and ϕ is _{set to p.} - the angle of installation of the profile in the root and peripheral section of the feather blades; N _l - the average height of the feather blades.

Перо 24 лопатки 5 выполнено с отрицательной парусностью по высоте лопатки, определяемой градиентом G_пар.л. парусности лопаткиThe feather 24 of the blade 5 is made with negative windage along the height of the blade, determined by the gradient G _par. sail blades

где В_{пар.л.к.} и В_{пар.л.п.} - соответственно корневая и периферийная хорды пера, проведенные по центрам входной и выходной кромок профиля пера.where In _par. and in _par. - respectively, the root and peripheral chords of the pen, drawn along the centers of the input and output edges of the profile of the pen.

Внутренняя полость 28 пера 24 лопатки 5 в средней ее части снабжена совокупностью выполненных за одно целое с оболочкой пера лопатки стержневых элементов 29 с поперечными и продольными рядами, наделенных функцией высокотеплопроводной перемычки между стенками пера лопатки.The inner cavity 28 of the pen 24 of the blade 5 in its middle part is provided with a set of rod elements 29 made in one piece with the shell of the feather of the blade of the blade, with transverse and longitudinal rows endowed with the function of a highly heat-conducting jumper between the walls of the blade feather.

Периферийный торец 30 лопатки 5 выполнен с бандажной полкой 31, имеющей Z-образные контактные торцы 32 зацепления с бандажными полками смежных лопаток в бандажном кольце. Бандажная полка 31 лопатки наделена, по меньшей мере, одним зубом 33 лабиринтного уплотнения для уменьшения радиального зазора между ротором и статором ТНД. Хвостовик 23 лопатки 5 с фронтальной стороны наделен пазом 34 для заведения разрезного кольца, фиксирующего лопатки 5 от осевых смещений.The peripheral end face 30 of the blade 5 is made with a retaining shelf 31 having Z-shaped contact ends 32 of engagement with the retaining shelves of adjacent blades in the retaining ring. The shroud band 31 is endowed with at least one tooth 33 of the labyrinth seal to reduce the radial clearance between the rotor and the stator of the high pressure pump. The shank 23 of the blade 5 from the front side is endowed with a groove 34 for the establishment of a split ring, fixing the blades 5 from axial displacements.

Тракт воздушного охлаждения лопатки 5 ротора ТНД на входе в полость 28 лопатки проложен через хвостовик 23 лопатки, включая последовательные участки канала 35 тракта в елочном замке 27, ножке 36 и полке 37 к диффузорному выходу из полости 28 в проточную часть турбины через каналы 38 в периферийном торце 30 пера 24. Выходные каналы 38 в периферийном торце 30 пера выполнены с площадью проходного сечения не менее чем в 3,35 раза превышающей площадь проходное сечение каналов 39 на входе в полость 28 лопатки.The air cooling duct for the rotor blades 5 of the rotor pump at the entrance to the cavity 28 of the blades is laid through the shank 23 of the blades, including successive sections of the channel 35 of the path in the Christmas tree lock 27, leg 36 and shelf 37 to the diffuser outlet from the cavity 28 into the flow part of the turbine through the channels 38 in the peripheral the end face 30 of the pen 24. The output channels 38 in the peripheral end face 30 of the pen are made with an area of the passage section not less than 3.35 times the area of the passage section of the channels 39 at the entrance to the cavity 28 of the blade.

Узел соединения вала 1 ротора с диском 4 рабочего колеса 3 ТНД образован сочетанием двух кольцевых элементов - радиального фланца 15 тыльного консольного кольцевого элемента 14, выполненного за одно целое со ступицей 6 диска 4, и ответного фланца 16 цапфы 2 вала РНД. Фланцевый узел выполнен полифункциональным, совмещающем конструктивную функцию разъемного силового соединения фланцев 15 и 16 с функцией аэропрозрачного многоканального переходного участка тракта воздушного охлаждения теплонапряженных элементов рабочего колеса 3 ротора ТНД.The node connecting the shaft 1 of the rotor with the disk 4 of the impeller 3 of the high pressure pump is formed by a combination of two ring elements - a radial flange 15 of the rear cantilever ring element 14, made in one piece with the hub 6 of the disk 4, and the counter flange 16 of the journal 2 of the shaft of the RND. The flange assembly is multifunctional, combining the design function of the detachable power connection of the flanges 15 and 16 with the function of an air-transparent multichannel transition section of the air-cooling tract of heat-stressed elements of the impeller 3 of the high pressure fuel rotor.

Для выполнения первой из указанных функций фланец 14 наделен отверстиями 17 под крепежные элементы разъемного соединения с цапфой 2 вала РНД, выполненными с угловой частотой γ_{отв.ф.т.}=(4,8÷7,3) [ед/рад].To perform the first of these functions, the flange 14 is endowed with holes 17 for fasteners detachable connection with the pin 2 of the shaft RND, made with an angular frequency γ _{holes PT} = (4.8 ÷ 7.3) [units / rad].

Для выполнения второй функции во фланцевом соединении выполнены каналы 18 тракта воздушного охлаждения, размещенные с регулярным чередованием не менее чем через одно отверстие 17 под крепежные элементы. Суммарная выходная площадь F_вых. поперечного сечения указанного участка тракта воздушного охлаждения ротора составляет не менее одной пятой части от суммарной площади F_вх. входных отверстий 40, выполненных в образующем канал подвода охлаждающего воздуха кольцевом элементе 20, огибающим ступицу 6 диска 4 ротора ТНД и сообщенном на входе через фронтальную промежуточную полость 41 с расположенным под сопловым венцом лопаток 42 соплового аппарата 43 ТНД транзитным коллектором 44 тракта воздушного охлаждения ротора ТНД.To perform the second function in the flange connection channels 18 of the air-cooling duct are made, placed with regular alternation of at least one hole 17 under the fasteners. The total output area F _out. the cross section of the specified section of the rotor air cooling path is at least one fifth of the total area F _I. inlet holes 40, made in the annular element 20 forming the cooling air supply channel, enveloping the hub 6 of the HPH rotor disk 4 and communicated at the inlet through the frontal intermediate cavity 41 with the transit manifold 44 of the TND rotor air cooling path 44 located under the nozzle rim of the blades 42 of the HPH nozzle apparatus 43 .

Предлагаемый изобретением тракт воздушного охлаждения ротора ТНД на входе включает узел подачи охлаждающего воздуха из ВВТ во входной коллектор 45 соплового аппарата 43 ТНД. Входной коллектор 45 размещен в полом корпусе наружного кольца 46 СА, наделен не менее чем двумя входными отверстиями и функционально совмещен с входным узлом тракта воздушного охлаждения сопловых лопаток 42 СА.The air-cooling path of the high pressure fuel pump rotor proposed by the invention at the inlet includes a cooling air supply unit from the air-to-air pump to the input manifold 45 of the high pressure fuel pump nozzle apparatus 43. The inlet manifold 45 is located in the hollow body of the outer ring 46 CA, is endowed with at least two inlet openings and is functionally combined with the inlet node of the air cooling path of the nozzle blades 42 CA.

Тракт воздушного охлаждения ротора ТНД продолжен совокупностью транзитных трубок (на чертежах не показано), пропущенных через центральную часть полости средней лопатки 42 трехлопаточного соплового блока СА с угловой частотой у_тт.в сопловом венце, определенной в диапазоне значенийThe air cooling path of the TND rotor is continued by a set of transit tubes (not shown in the drawings), passed through the central part of the cavity of the middle blade 42 of the three-blade nozzle block CA with an angular frequency of _rm. in the nozzle rim defined in the range of values

γ_т.т.=N_т.т./2π=(1,43÷2,34) [ед/рад],γ _Comrades = N _Cdes / 2π = (1.43 ÷ 2.34) [units / rad],

где N_т.т. - количество транзитных трубок.where N _t - the number of transit tubes.

Транзитные трубки выведены в транзитный коллектор 44 тракта охлаждения. Коллектор 44 образован внутренним кольцом 47 СА, разъемно соединенным с элементами корпуса 48 подшипника задней опоры 21 ТВД, включая выполненную, по меньшей мере, частично за одно целое с ним фронтальную коническую диафрагму 49 и тыльную коническую диафрагму -крышку 50 транзитного коллектора 44. Фронтальная диафрагма 49 наделена кольцевым рядом напорных отверстий 51. Крышка 50 коллектора 44 наделена рядом пропускных отверстий 52, сообщающих транзитный коллектор 44 с промежуточной полостью 41 тракта охлаждения и выполненных с угловой частотой γ_отв.к., определенной в диапазоне значенийThe transit tubes are routed to the transit manifold 44 of the cooling path. The collector 44 is formed by an inner ring 47 CA detachably connected to the housing 48 of the bearing of the rear support 21 of the theater, including at least partially integral front conical diaphragm 49 and the rear conical diaphragm — cover 50 of the transit manifold 44. Front diaphragm 49 is endowed with an annular row of pressure openings 51. The cover 50 of the manifold 44 is endowed with a number of passage openings 52 communicating with a transit manifold 44 with an intermediate cavity 41 of the cooling path and made with an angular frequency γ _opening. defined in the range of values

γ_отв.к.=N_отв.к./2π=(1,59÷2,86) [ед/рад],γ _hole = N _resp. / 2π = (1.59 ÷ 2.86) [units / rad],

где N_отв.к. - количество отверстий в крышке транзитного коллектора.where N _resp. - the number of holes in the cover of the transit manifold.

Тракт воздушного охлаждения пролонгирован каналом 53, который образован кольцевым элементом 20, огибающим ступицу 6 диска 4 рабочего колеса ротора ТНД. Канал 53 тракта запитан на входе охлаждающим потоком через ряд пропускных входных отверстий 40, выполненных в кольцевом элементе 20 с угловой частотой γ_о.к.э., определенной в диапазоне значенийThe air cooling duct is prolonged by a channel 53, which is formed by an annular element 20, enveloping the hub 6 of the disk 4 of the impeller of the TND rotor. Channel 53 is energized at the inlet tract cooling stream through a series of crossing inlets 40 formed in the annular member 20 with an angular frequency γ _o.k.e. defined in the range of values

γ_о.к.э.=N_о.к.э./2π=(3,82÷5,73) [ед/рад],γ _o.ke. = N _o.ke. / 2π = (3.82 ÷ 5.73) [units / rad],

где N_о.к.э. - количество пропускных отверстий в кольцевом элементе 20.where N _o.ke. - the number of through holes in the annular element 20.

На выходе канал 53 сообщен через аэропрозрачное полифункциональное соединение посредством фланцев 15 и 16 ступицы 6 диска 4 и цапфы 2 вала РНД с примыкающей к диску 4 ТНД тыльной промежуточной кольцевой полостью 54. Посредством тыльной полости 54 тракт охлаждения ротора ТНД сообщен с аппаратом 9 подачи воздуха, подаваемого на охлаждение лопаток 5 рабочего колеса 3 ротора ТНД. Завершен тракт воздушного охлаждения ротора ТНД в полых лопатках 5 рабочего колеса 3 ротора ТНД, открытых на проток по торцам, наделенным каждый парой разнесенных по ширине пера лопатки каналов 39 на входе и каналов 38 в периферийном торце 30 пера лопатки с выходом нагретого воздуха в проточную часть турбины.At the exit, the channel 53 is communicated through an airtight polyfunctional connection by means of flanges 15 and 16 of the hub 6 of the disk 4 and the journal 2 of the RND shaft with the rear intermediate annular cavity 54 adjacent to the disk 4 of the high pressure fuel pump. By means of the rear cavity 54, the cooling circuit of the low pressure rotor rotor is in communication with the air supply device 9, fed to the cooling of the blades 5 of the impeller 3 of the rotor TND. The air cooling path of the low-pressure rotor rotor in hollow blades 5 of the impeller 3 of the low-pressure rotor rotor open to the duct along the ends endowed with each pair of channels 39 at the inlet and channels 38 at the peripheral end 30 of the blade vane separated by the width of the feather of the blade with the outlet of heated air to the flow part turbines.

Заявленный аппарат подачи воздуха в тракт воздушного охлаждения лопатки ротора ТНД включает напорное кольцо 10, прикрепленное посредством цилиндрического фланца 55 к полотну 7 диска 4 рабочего колеса 3 дискретными крепежными элементами 56 с угловой частотой γ_к.э.а.з., определенной в диапазоне значенийThe claimed apparatus for supplying air to the air cooling path of the TND rotor blade includes a pressure ring 10 attached by means of a cylindrical flange 55 to the web 7 of the disk 4 of the impeller 3 by discrete fasteners 56 with an angular frequency γ _ke.a.s. defined in the range of values

γ_к.э.а.з.=N_к.э.а.з./2π=(7,64π11,46) [ед/рад],γ _ke.a.s. = N _ke.a.a.s. / 2π = (7.64π11.46) [u / rad],

где N_к.э.а.з. ^_ количество крепежных элементов фланцевого соединения аппарата подачи воздуха.where N _ke.a.a.s. ^_ number of fasteners for the flange connection of the air supply apparatus.

Напорное кольцо 10 выполнено в виде моноколеса, наделенного со стороны, обращенной к диску 4 рабочего колеса ротора воздухозаборной крыльчаткой, а также конструктивно и функционально совмещено с кольцевым консольным держателем 57 лабиринта и с балансировочным кольцом 58, расположенным с внешней стороны последнего.The pressure ring 10 is made in the form of a monowheel, endowed with an air intake impeller on the side facing the disk 4 of the rotor impeller, and is also structurally and functionally combined with the annular cantilever holder 57 of the maze and with the balancing ring 58 located on the outside of the latter.

Крыльчатка состоит из системы наклонных воздухозаборных длинных и коротких лопаток 12 и 13, дифференцированных по конфигурации и длине. Длинные лопатки 12 выполнены с постоянной шириной поперечного сечения, короткие лопатки 13 выполнены клиновидной формы. Лопатки 12 и 13 расположены с чередованием через одну с одинаковым наклоном в сторону вращения рабочего колеса 3 под углом ϕ_л.а.з. с вершиной в точке пересечения касательной к контуру напорного кольца 10 с осью более длинной лопатки 12 и/или с биссектрисой угла между гранями другой более короткой лопатки 13. Угол ϕ_л.а.з. в проекции на плоскость, нормальную к оси двигателя определен в диапазоне значений ϕ_л.а.з.=(0,42÷0,64) [рад]. Длина L₁ длинных лопаток 12 выполнена достаточной для пересечения под указанным углом ϕ_л.а.з. полной радиальной ширины напорного кольца 10 ротора ТНД. Длина L₂ коротких клиновидных лопаток 13 принята не менее 0,4 длины Li длинных лопаток L₂≥0,4L₁. Угол между гранями клиновидных лопаток 13 принят обеспечивающим параллельность смежных граней длинной и короткой лопаток 12 и 13 напорного кольца 10 аппарата 9 подачи воздуха на охлаждение лопаток.The impeller consists of a system of inclined air intake long and short blades 12 and 13, differentiated in configuration and length. Long blades 12 are made with a constant width of the cross section, short blades 13 are made wedge-shaped. The blades 12 and 13 are arranged alternating through one with the same inclination towards the rotation of the impeller 3 at an angle ϕ _l.a. with a vertex at the intersection of the tangent to the contour of the pressure ring 10 with the axis of the longer blades 12 and / or with the bisector of the angle between the faces of the other shorter blades 13. Angle ϕ _L.A. in a projection onto a plane normal to the axis of the engine is defined in the range of values ϕ _l.a. = (0.42 ÷ 0.64) [rad]. The length L _{1 of the} long blades 12 is made sufficient to intersect at the specified angle ϕ _l.a. the total radial width of the pressure ring 10 of the TND rotor. The length L _{2 of the} short wedge-shaped blades 13 is adopted not less than 0.4 length Li long blades L ₂ ≥0,4L ₁ . The angle between the faces of the wedge-shaped blades 13 is adopted to ensure parallel adjacent edges of the long and short blades 12 and 13 of the pressure ring 10 of the apparatus 9 for supplying air for cooling the blades.

Аппарат 9 подачи воздуха сообщен с совокупностью каналов 59 воздуха, подаваемого на охлаждения лопаток 5 рабочего колеса ротора ТНД, выполненных в ободе 8 диска 4 рабочего колеса с плоским клиновидным расширением ко входу в полость 28 лопатки с угловой частотой γ_к.о.д., определенной в диапазоне значений γ_к.о.д.=(12,1÷17,2) [ед/рад].The air supply apparatus 9 is communicated with a plurality of air channels 59 supplied to the cooling of the blades 5 of the impeller of the TND rotor, made in the rim 8 of the disk 4 of the impeller with a flat wedge-shaped extension to the entrance to the cavity 28 of the blade with an angular frequency γ _KO.d. Defined in the range γ _k.o.d. = (12.1 ÷ 17.2) [units / rad].

Напорное кольцо 10 совмещает не менее трех функций, а именно, первую функцию рабочего органа, наделенного крыльчаткой для подачи охлаждающего воздуха в обод 8 диска и в полость 28 охлаждаемой лопатки 5; вторую функцию - кольцевого диска, совмещенного с держателем 57 лабиринта, отделяющего полость 54 тракта воздушного охлаждения ротора ТНД от проточной части турбины, и третью функцию кольцевого диска, снабженного расположенным с нерабочей стороны лабиринта балансировочным кольцом 58 с пазом для локального размещения балансировочных грузиков.The pressure ring 10 combines at least three functions, namely, the first function of the working body, endowed with an impeller for supplying cooling air to the rim 8 of the disk and into the cavity 28 of the cooled blade 5; the second function is an annular disk, combined with the holder of the labyrinth 57, which separates the cavity 54 of the air cooling path of the TND rotor from the turbine flow part, and the third function of the annular disk, equipped with a balancing ring 58 located on the inactive side of the labyrinth with a groove for locally locating balancing weights.

Технический результат группы изобретений достигают совокупностью разработанных в изобретении аэродинамических конструктивных и аэродинамических решений и геометрических параметров основных элементов рабочего колеса ТНД, а именно, радиальных параметров диска, геометрической конфигурации обода с каналом подачи воздуха в полость лопатки, принятого сочетания тонкого полотна и осевой ширины ступицы с консольными элементами кольцевых фланцев, компенсирующей ослабление полотна диска центральным отверстием, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия в ступице принят достаточным для свободного пропуска вала РНД и задней опоры ТВД. Литая конструкция лопаток, выполненных со спиральной закруткой с соблюдением парусности пера по высоте и объемной решеткой во внутренней полости лопатки из высокотеплопроводных стрежней, обладая высокой жесткостью, обеспечивает стабильность установки лопатки и снижение утечек воздуха. Технический результат достигают при выполнении лопаток с заявленным диапазоном градиента G_yст.п. осевой закрутки пера лопатки и градиентом G_пар.л. парусности лопатки, выход за пределы интервала в большую или меньшую сторону приводит к рассогласованию эффективности работы лопатки в периферийной и при корневой зонах лопатки и к снижению эффективности охлаждения лопатки. Конструктивные параметры многофункционального напорного кольца аппарата подачи воздуха на охлаждение лопаток, установленного на тыльном кольцевом элементе полотна диска, также обладая высокой жесткостью, обеспечивает стабильность и эффективность работы ТНД.The technical result of the group of inventions is achieved by the combination of the aerodynamic design and aerodynamic solutions developed in the invention and the geometric parameters of the main elements of the high pressure pump impeller, namely, the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the rim with the air supply channel into the cavity of the blade, the accepted combination of thin web and axial width of the hub with cantilever elements of the annular flanges, compensating for the weakening of the disk blade by the Central hole, which leads to a decrease in material capacity and increase the maximum allowable effort in the elements of the disk. The diameter of the hole in the hub is accepted sufficient for free passage of the RND shaft and the rear support of the theater. The cast design of the blades, made with a spiral twist in compliance with the feather sailing in height and a volume grill in the inner cavity of the blade of high heat-conducting rods, having high rigidity, ensures stability of the blade installation and reduction of air leakage. The technical result is achieved when performing blades with the stated gradient range G _yst.p. axial twist of the feather blade and gradient G _par. sailing of the scapula, going beyond the interval to a greater or lesser extent leads to a mismatch in the performance of the scapula in the peripheral and root zones of the scapula and to a decrease in the cooling efficiency of the scapula. The design parameters of the multifunctional pressure ring of the air supply unit for cooling the blades mounted on the rear ring element of the disk web, while also having high rigidity, ensures the stability and efficiency of the high pressure fuel pump.

Рабочее колесо ротора ТНД выполняют следующим образом. Диск 4 рабочего колеса выполняют в виде моноэлемента, включающего ступицу 6 с центральным отверстием и консольными кольцевыми элементами 15 и 19, полотно 7 с ободом 8. Рабочая лопатка 5 ТНД - литая, охлаждаемая с радиальным течением охлаждающего воздуха. Во внутренней полости 28 размещают высокотеплопроводные стержни 29. Периферийная бандажная полка 31 обеспечивает уменьшение радиального зазора, что ведет к повышению КПД турбины. За счет трения контактных поверхностей бандажных полок соседних рабочих лопаток происходит снижение вибрационных нагрузок. Перо 24 лопатки 5 отделено от замковой части полкой 37 в хвостовике 23, формирующей границу потока и защищающую диск от нагрева. Для осевой фиксации лопатки от перемещения против потока на ней выполнен зуб 33. Для осевой фиксации лопатки от перемещения по потоку в хвостовике лопатки выполнен паз, в который входит разрезное кольцо 60 со вставкой.The impeller of the rotor TND is as follows. The impeller disk 4 is made in the form of a single element, including a hub 6 with a central hole and cantilever ring elements 15 and 19, a blade 7 with a rim 8. The working blade 5 of the high pressure pump is cast, cooled with a radial flow of cooling air. Highly conductive rods 29 are placed in the inner cavity 28. The peripheral retaining shelf 31 reduces the radial clearance, which leads to increased turbine efficiency. Due to the friction of the contact surfaces of the retaining shelves of adjacent blades, vibration loads are reduced. The feather 24 of the blade 5 is separated from the castle by a shelf 37 in the shank 23, which forms the boundary of the flow and protects the disk from heating. For axial fixation of the blade from movement against the flow, a tooth 33 is made on it. For axial fixation of the blade from movement in the stream, a groove is made in the shank of the blade, which includes a split ring 60 with an insert.

Охлаждают ротор ТНД газотурбинного двигателя следующим образом. В процессе работы ГТД охлаждающий воздух из ВВТ через два входных отверстия подают во входной коллектор 45 соплового аппарата 43 ТНД. Из входного коллектора 45 часть потока охлаждающего воздуха (~60%) через одиннадцать транзитных трубок поступает в промежуточный транзитный коллектор 44. Из транзитного коллектора 44 через двенадцать пропускных отверстий 52 в крышке 50 коллектора 44 воздух поступает в промежуточную полость 41, охлаждая с фронтальной стороны диск 4 рабочего колеса ТНД. Далее охлаждающий воздух через тридцать отверстий 40 в кольцевом элементе 20 ротора, огибающем ступицу 6 рабочего колеса поступает в канал 53 тракта охлаждения ротора ТНД. На выходе из канала 53 воздух через каналы 18 во фланце 15 ступицы 6 рабочего колеса и цапфы 2 вала РНД поступает в тыльную промежуточную кольцевую полость 54, охлаждая диск 4 рабочего колеса с тыльной стороны и одновременно направляя поток воздуха в напорное кольцо 10 аппарата 9 подачи воздуха на охлаждение лопаток 5. В напорном кольце 10 воздух, проходя через систему воздухозаборных лопаток 12 и 13 крыльчатки и получая подпор давления, поступает в каналы 35 в хвостовике 23 лопатки и заполняет на проток полость 28 пера 24 лопатки. Охлаждающий воздух проходит через решетку стержней 29, увеличивая теплосъем с пера 24 лопатки в средней наиболее теплонапряженной части лопатки, и через отверстия 38 в периферийном торце 30 пера 24 нагретый теплосъемом воздух выходит в проточную часть турбины. При этом стержни создают в потоке охлаждающего воздуха уменьшение проходного сечения и увеличение теплосъема с пера лопатки.Cool the rotor of the high-pressure turbine of a gas turbine engine as follows. In the process of operation of the gas turbine engine, cooling air from the IWT is supplied through two inlet openings to the inlet manifold 45 of the nozzle apparatus 43 of the high pressure pump. From the inlet manifold 45, part of the cooling air flow (~ 60%) through eleven transit tubes enters the intermediate transit manifold 44. From the transit manifold 44, through the twelve through holes 52 in the cover 50 of the collector 44, air enters the intermediate cavity 41, cooling the disk from the front side 4 impellers. Further, the cooling air through thirty holes 40 in the annular element 20 of the rotor, envelope the hub 6 of the impeller enters the channel 53 of the cooling path of the rotor TND. At the outlet of the channel 53, the air through the channels 18 in the flange 15 of the hub 6 of the impeller and the journal 2 of the RND shaft enters the rear intermediate annular cavity 54, cooling the disk 4 of the impeller from the back and simultaneously directing the air flow into the pressure ring 10 of the air supply apparatus 9 for cooling the blades 5. In the pressure ring 10, air passing through the system of air intake blades 12 and 13 of the impeller and receiving a pressure boost enters the channels 35 in the shank 23 of the blade and fills the cavity 28 of the pen 24 of the blade on the duct. The cooling air passes through the lattice of the rods 29, increasing the heat removal from the pen 24 of the blade in the middle most heat-stressed part of the blade, and through the holes 38 in the peripheral end 30 of the pen 24, the air heated by the heat removal leaves into the flow part of the turbine. At the same time, the rods create a decrease in the flow area in the flow of cooling air and an increase in heat removal from the blade pen.

Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров элементов ротора ТНД достигают повышение эффективности охлаждения теплонапряженных элементов ТНД, надежности и ресурса ТНД и двигателя в целом, используемого в составе ГТУ ГПА и в том числе на компрессорных станциях нефтегазовой и энергетической промышленности.Thus, by improving the structural and aerodynamic parameters of the elements of the high pressure fuel pump rotor, they can increase the cooling efficiency of heat-stressed high pressure pump elements, the reliability and service life of the high pressure pump and the engine as a whole, used in the gas turbine compressor unit, including at compressor stations of the oil and gas and energy industries.

Claims

1. The rotor of a low pressure turbine (LP) of a gas turbine engine (GTE) as part of a gas turbine installation (GTU) of a gas pumping unit (GPU), characterized in that it contains a low pressure rotor shaft (RND) with a journal and an impeller of a low pressure pump, including a disk and a blade crown with a system of rotor blades placed with an angular frequency of γ _l. = (12.1 ÷ 17.2) [units / rad], the impeller disk is made in the form of a single element, includes a hub with a central hole, a blade with a rim and is equipped with an air supply unit for cooling the blades containing a rear pressure ring, console mounted to the disk web with the formation of an annular pressure pocket and endowed with an air intake impeller, and on the back side the impeller disk of the high pressure pump is equipped with a cantilever ring element with a multifunctional translucent radial flange for emnogo compound with mating flange LPT rotor shaft journal, endowed with openings for the fasteners detachably connected to the trunnion, arranged with the channels through a single cooling air path LPT rotor angular frequency γ _otv.f.t. = (4.8 ÷ 7.3) [units / rad], and on the front side the hub of the disk in the same radial range is endowed with a cylindrical flange for detachable connection with the annular rotor element enveloping the hub of the disk, in addition, the hub of the impeller disk is made massive with a central hole with a radius sufficient for free passage of the rear support of the theater and RND shaft, while the maximum axial width of the hub with cantilever elements of the annular flanges is made not less than 1.24 times smaller than the radius of the central hole of the hub, and the blade and the root cross section has an axial width smaller not more than 1.8 times the width of the hub console elements without ring flanges, wherein the impeller LPT blade disc arranged gradient G _pa decrease in axial thickness B of the blade from the hub to the rim at least over a large part of the radius ΔR of the disk, defined in the range of values

G _p.p. = (V _pp _s.c. -As) / ΔR = (0,13 ÷ 0,18 ), wherein B _s.c. and In _p.p. - axial thickness of the web in the basal part above the annular element of the rotor and the peripheral part under the cylindrical flange of the pressure ring; ΔR = (R _pp -R _s.c.) wherein R _s.c. and R _p.p. - radius of the blade web in the basal and peripheral parts of the blade; and the height of the flowing part of the blade rim of the TND rotor is made in the radial range ΔR _p.h. impeller defined by expression

ΔR _p.h. = (R _{max p.p.-} R _{min p.p.} ) / R _{max p.p.} = (0.26 ÷ 0.37), where R _{max p.h.} and R _{min p.h.} - the maximum and minimum radii of the flow part of the TND rotor, equal to the peripheral and root radii of the blade of the blade of the impeller of the impeller of the TND rotor.

2. The turbine engine low pressure turbine rotor according to claim 1, characterized in that the pressure ring of the air supply apparatus is mounted on the back ring element of the disk web and combines at least three functions, namely, the first function - a working body endowed with an impeller for supplying cooling air in the rim of the disk and in the cavity of the cooled blade; the second function is an annular disk combined with a labyrinth holder separating the cavity of the air cooling path of the TND rotor from the turbine flow part, and the third function is an annular disk equipped with a balancing ring with a groove located on the non-working side of the labyrinth for locally locating balancing weights.

3. The low-pressure turbine turbine rotor of a low-pressure turbine engine of a gas turbine engine as part of a gas turbine engine, characterized in that it contains a low-pressure turbine shaft with a pin and a high-pressure turbine impeller, including a disk and a blade ring with a high-pressure turbine rotor blade system placed with an angular frequency of γ _l. = (12.1 ÷ 17.2) [units / rad]; the impeller disk is made in the form of a mono-element, including a hub with a central hole, a blade with a rim, and the RND shaft is connected to the disk hub from the back through a cantilever ring element made integrally with the hub and equipped with a multifunctional translucent radial flange detachably connected to the reciprocal the flange of the spindle of the RND shaft, while the blade contains a shank and a feather with a convex-concave profile of the walls conjugated by the inlet and outlet edges, and grooves for the Christmas tree locks are made in the rim of the disk vetch vanes with the radial plane of symmetry passing through the motor axis, wherein the stylus blade formed with a helical twist of the pen relative to the axis to create a variable adjustment angle φ _ust.l Profile Fitting pen defined as the angle between a chord drawn through the centers of the inlet and outlet edges, and the front line in a planar grating profiles reamer blade row cylindrical section, the angle φ _{uniformizing parameter} setting the profile of the pen is made decreasing in height of the scapula with a gradient of G _u.p. changes in the angle ϕ _u.p.

G _c.p. = (ϕ _c.p. -ϕ _c.p. ) / N _l. = (0.47 ÷ 0.62) [rad / m],

where φ _u.p.k. and φ _u.p.p. - the angle of installation of the profile in the root and peripheral sections of the feather blades; N _l - the average height of the feather blades; in addition, the feather of the blade is made with negative windage along the height of the blade, determined by the gradient G _par. sail blades

G _par . _L = (In _{par. L.P.} -In _{par. L.K.} ) / N _l. = [- (3.4 ÷ 4.8) × 10 ^-2 ] [m / m],

where In _par. and in _par. - respectively, the root and peripheral chords of the pen, drawn along the centers of the input and output edges of the profile of the pen; and the inner cavity of the pen in its middle part is equipped with a set of rod elements with transverse and longitudinal rows endowed with the shell of the feather of the blade of the blade, endowed with the function of a high-heat jumper between the walls of the feather of the blade.

4. The turbine engine low pressure turbine rotor according to claim 3, characterized in that the peripheral end of the blade is made with a retaining shelf endowed with at least one tooth of the labyrinth seal and having Z-shaped contact ends of engagement with the retaining shelves of adjacent vanes in the retaining ring, and the shank of the blade on the front side is endowed with a groove for introducing a split ring that fixes the blades from axial displacements, and the air cooling path of the rotor blades of the TND rotor at the entrance to the cavity of the blade is laid through the shank of the blade, including consecutive sections of the channel of the path in the Christmas tree lock, leg and shelf to the diffuser exit from the cavity to the turbine duct through the channels in the peripheral end, made with a passage section area of at least 3.35 times the channel passage section area at the entrance to the blade cavity .

5. The connection node of the rotor shaft with the impeller disk of the high pressure pump of the gas turbine engine as part of the gas turbine engine, characterized in that it is formed by a combination of two ring elements - a radial flange of the rear cantilever ring element, made in one piece with the hub of the disk, and the counter flange of the shaft journal of the RND, in this case, the flange connection is multifunctional, combining the structural function of the detachable power connection of these two elements with the function of the air-transparent multichannel transition section an act of air cooling of heat-stressed elements of the impeller of the TND rotor, while for performing the first of the indicated functions, the flange is endowed with holes for fasteners of a detachable connection with the RND shaft, made with an angular frequency γ _dr.ft. = (4.8 ÷ 7.3) [units / rad], and to perform the second function in the indicated flange connection, air cooling duct channels are made, placed with regular alternation of at least one hole for fasteners, with a total output area F _out the cross section of the indicated section of the rotor air cooling path, which is at least one fifth of the total inlet area F _in. made in the ring element forming the channel for supplying cooling air, enveloping the hub of the TND rotor disk and communicated at the inlet through the frontal intermediate cavity with the transit manifold of the TND rotor air cooling path located under the nozzle rim of the nozzles of the TND nozzle.

6. The air cooling path of the rotor of the low pressure pump of the gas turbine engine as a part of the gas turbine engine, characterized in that the input includes a cooling air supply unit from the air-air heat exchanger (IHT) to the inlet manifold of the nozzle apparatus (CA) of the low pressure turbine, located in the hollow body of the outer ring CA functionally combined with the inlet node of the air cooling path of the nozzle blades CA, while the inlet manifold is endowed with at least two inlet openings, and the cooling path of the low-pressure rotor rotor is continued by a set of transit t ubok, passed through the central part of the cavity medium nozzle blade unit with angular frequency γ _Cdes in the nozzle crown, defined in the range γ _Cdes = (1,434 ÷ 2,34) [units / rad], and brought into the intermediate transit collector of the path, formed by the internal ring CA, detachably connected to the elements of the bearing housing of the rear support of the theater, including the front conical at least partially integral with it a diaphragm endowed with an annular row of pressure openings, and a rear conical diaphragm — a collector cover having a number of path openings made with an angular frequency γ _hole defined in the range of γ _openings = (1.59 ÷ 2.86) [units / rad], moreover, the air cooling path of the high-pressure pump rotor is prolonged by a channel, which is formed by an annular element enveloping the hub of the disk of the high-pressure pump impeller, and is supplied at the inlet with a cooling stream through a series of through holes made in the circular element with an angular frequency γ _o.k.e. Defined in the range γ _o.k.e. = (3.82 ÷ 5.73) [units / rad], and the output is communicated through an airtight polyfunctional flange connection of the hub of the disk and the journal of the shaft of the TND rotor with the intermediate rear annular cavity adjacent to the TND disk, through which the path is in communication with the air supply unit for cooling the blades of the impeller of the TND rotor, including a pressure ring made in the form of a monowheel, endowed with an impeller formed on the inside by a system of air intake blades differentiated in configuration and length, as well as endowed with functions the cantilever holder of the labyrinth and the balancing ring located on the back side of the ring, while the air supply device is communicated with the set of input channels of the cooling path of the blades of the _{high pressure pump} made in the rim of the impeller disk with a flat wedge-shaped extension to the entrance to the cavity of the blade with an angular frequency of γ _{k.o .d.} Defined in the range γ _k.o.d. = (12.1 ÷ 17.2) [units / rad], and the air cooling path of the high-pressure rotor rotor in hollow impeller blades open to the duct along the ends endowed with each pair of channels spaced apart along the width of the feather blade with the outlet of heated air to the flow part of the turbine.

7. The device for supplying air to the air cooling path of the rotor blades of the low pressure turbine engine gas turbine engine as part of the gas turbine engine, characterized in that it includes a pressure ring attached by means of a cylindrical flange to the blade of the impeller disk with discrete fasteners with an angular frequency of γ _{ke .} defined in the range of values of γ _ke.e.a.s. = (7.64 ÷ 11.46) [units / rad], and the pressure ring is made in the form of a monowheel, endowed with an impeller from the side of the rotor wheel of the rotor, consisting of a system of inclined air intake blades differentiated in configuration and length, and it is also structurally and functionally combined with an annular cantilever holder of the labyrinth and with a balancing ring located on the outside of the latter, while the blades in the pressure ring are made of two types, differing in length and shape, arranged alternately through one Well, with the same slope in the direction of rotation of the impeller at an angle ϕ _L.A. with a vertex at the intersection of the tangent to the contour of the pressure ring with the axis of the longer blades, made with a constant width of the cross section, and / or with a bisector of the angle between the faces of the other shorter blades, made wedge-shaped, and the angle ϕ _L.A. in a projection onto a plane normal to the axis of the engine, it is defined in the range of values ϕ _l.a. = (0.424 ÷ 0.64) [rad], moreover, the length L _{1 of} the longer blades is made sufficient to intersect at the indicated angle the full radial width of the pressure ring, and the length L _{2 of} shorter wedge-shaped blades is adopted at least 0.4 of length L ₁ more long blades L ₂ ≥0.4 L ₁ , in addition, the angle between the faces of the wedge-shaped blades is adopted to ensure parallel adjacent faces of the long and shorter blades of the impeller of the air supply apparatus.

8. The air supply apparatus according to claim 7, characterized in that it is communicated with a set of inlet air channels supplied to the cooling path of the blades of the impeller of the rotor of the _{high pressure pump} , made in the rim of the disk of the impeller with an angular frequency γ _KO.d. Defined in the range γ _k.o.d. = (12.14 ÷ 17.2) [unit / rad].