RU2696173C1 - Ротор компрессора газотурбинного двигателя - Google Patents

Ротор компрессора газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2696173C1
RU2696173C1 RU2018128081A RU2018128081A RU2696173C1 RU 2696173 C1 RU2696173 C1 RU 2696173C1 RU 2018128081 A RU2018128081 A RU 2018128081A RU 2018128081 A RU2018128081 A RU 2018128081A RU 2696173 C1 RU2696173 C1 RU 2696173C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
recess
diameter
gas turbine
turbine engine
compressor
Prior art date
Application number
RU2018128081A
Other languages
English (en)
Inventor
Ирина Валерьевна Бурцева
Светлана Ильинична Бугреева
Тамара Александровна Габова
Original Assignee
Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" filed Critical Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель"
Priority to RU2018128081A priority Critical patent/RU2696173C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2696173C1 publication Critical patent/RU2696173C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к машиностроению, а именно к конструкции ротора компрессора авиационного газотурбинного двигателя. Ротор компрессора газотурбинного двигателя включает диски, передние и задние торцы дисков, промежуточные кольца со штифтами фиксации. Как минимум на одном из дисков на заднем торце его обода содержится углубление, имеющее длину в окружном направлении L1, составляющую 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от углубления до закругления радиусом R1 в основании паза в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3…0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина углубления Г равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации, а высота углубления В составляет 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации. Предлагаемое изобретение позволяет разгрузить критическую зону диска, увеличить его циклическую долговечность, следовательно, повысить надежность работы ротора компрессора в составе газотурбинного двигателя. 3 ил.

Description

Изобретение относится к машиностроению, а именно к конструкции ротора компрессора авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).
Наиболее близким аналогом к заявляемому изобретению является ротор компрессора авиационного газотурбинного двигателя Д-30 («Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30», Издательство «Машиностроение», Москва, 1971, стр. 27, приложение рис. 154), который принят за прототип.
В известной конструкции ротора место под штифт фиксации кольца для дисков последних ступеней, имеющих максимальное количество лопаток, имеет наименьшую ширину межпазовых выступов: ширина межпазовых выступов на ободе диска в самом узком месте составляет 1,1 ширины углубления. Размещение углубления под штифт окружной фиксации кольца на узком межпазовом выступе диска приводит к взаимному влиянию двух концентраторов напряжений и резкому падению циклической долговечности в данной зоне. Известная конструкция не обеспечивает достаточную надежность и снижает работоспособность диска, узла компрессора и ГТД в целом.
Технической проблемой при использовании прототипа является низкая надежность работы ротора в составе двигателя, на преодоление которой направлено заявляемое изобретение.
Техническая проблема решается тем, что в роторе компрессора газотурбинного двигателя, включающем диски, передние и задние торцы дисков, промежуточные кольца со штифтами фиксации, согласно изобретению, как минимум на одном из дисков на заднем торце его обода содержится углубление, имеющее длину в окружном направлении L1, составляющую 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от
углубления до закругления радиусом R1 в основании паза в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3…0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина углубления Г равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации, а высота углубления В составляет 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, как минимум на одном из дисков на заднем торце его обода содержится углубление, имеющее длину в окружном направлении L1, составляющую 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от углубления до закругления радиусом R1 в основании паза в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3…0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина углубления Г равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации, а высота углубления В составляет 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации, что позволяет разгрузить критическую зону диска, увеличить его циклическую долговечность, следовательно, повысить надежность работы ротора компрессора в составе газотурбинного двигателя.
Внедрение предлагаемого углубления на заднем торце обода дисков последних ступеней ротора высокого давления (КВД) при ремонте или при изготовлении дисков, как показали исследования, позволяет увеличить минимальное значение циклической долговечности примерно в 50 раз.
На Фиг. 1 представлен фрагмент ротора компрессора ГТД.
На Фиг 2 представлен вид А заднего торца диска с выполненным углублением.
На Фиг 3 представлено углубление диска в сечении Б-Б.
В проточной части 1 ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя содержатся лопатки 2, установленные в диске 3 рабочего колеса (без позиции), промежуточное кольцо 4, с передним 6 и задним 7 торцами диска 3. По ободу диск 3 рабочего колеса взаимодействует с промежуточными кольцами 4. На ободе диска 3 последних ступеней размещено максимальное количество рабочих лопаток
2 (хвостовики лопаток типа «ласточкин хвост») и ширина межпазовых выступов 9 на ободе этих дисков наименьшая. Для исключения проворачивания в окружном направлении промежуточного кольца 4 предусмотрен штифт фиксации 5. Углубление 8 под штифт фиксации 5 расположено на двух межпазовых выступах 9 со стороны заднего торца 7 обода диска 3 и позволяет снизить уровень интенсивности размаха деформаций и увеличить циклическую долговечность диска. Углубление 8 имеет длину в окружном направлении L1 равную 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от углубления 8 до закругления радиусом R1 в основании паза 10 в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3...0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина Г углубления 8 равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации; высота В углубления 8 равна 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации, межпазовый выступ 9 диска 3 L3. В целом, процесс сжатия в многоступенчатом компрессоре газотурбинного двигателя состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия в отдельных его ступенях. Осевой компрессор имеет несколько рядов лопаток, насаженных на один общий вращающийся барабан или на ряд соединенных между собой дисков, которые образуют ротор компрессора. Обычно компрессор высокого давления авиадвигателя может содержать до 15 ступеней.
Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет разгрузить критическую зону диска, увеличить его циклическую долговечность, следовательно, повысить надежность работы ротора компрессора в составе газотурбинного двигателя.

Claims (1)

  1. Ротор компрессора газотурбинного двигателя, включающий диски, передние и задние торцы дисков, промежуточные кольца со штифтами фиксации, отличающийся тем, что как минимум на одном из дисков на заднем торце его обода содержится углубление, имеющее длину в окружном направлении L1, составляющую 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от углубления до закругления радиусом R1 в основании паза в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3…0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина углубления Г равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации, а высота углубления В составляет 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации.
RU2018128081A 2018-07-31 2018-07-31 Ротор компрессора газотурбинного двигателя RU2696173C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018128081A RU2696173C1 (ru) 2018-07-31 2018-07-31 Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018128081A RU2696173C1 (ru) 2018-07-31 2018-07-31 Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2696173C1 true RU2696173C1 (ru) 2019-07-31

Family

ID=67586640

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018128081A RU2696173C1 (ru) 2018-07-31 2018-07-31 Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2696173C1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2235918C2 (ru) * 2000-09-11 2004-09-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор компрессора газотурбинного двигателя
CA2472301A1 (fr) * 2003-06-26 2004-12-26 Snecma Moteurs Dispositif de fixation par vis et ecrous
US20100054943A1 (en) * 2008-09-04 2010-03-04 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine rotor and turbine having the same
RU148624U1 (ru) * 2013-08-09 2014-12-10 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Рабочее колесо турбомашины

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2235918C2 (ru) * 2000-09-11 2004-09-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор компрессора газотурбинного двигателя
CA2472301A1 (fr) * 2003-06-26 2004-12-26 Snecma Moteurs Dispositif de fixation par vis et ecrous
US20100054943A1 (en) * 2008-09-04 2010-03-04 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine rotor and turbine having the same
RU148624U1 (ru) * 2013-08-09 2014-12-10 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Рабочее колесо турбомашины

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4191509A (en) Rotor blade attachment
US4915587A (en) Apparatus for locking side entry blades into a rotor
US3985465A (en) Turbomachine with removable stator vane
RU2296889C2 (ru) Устройство для установки и запирания лопаток ротора осевого компрессора
CN105736461B (zh) 并入分流叶片的轴流式压缩机转子
US5007800A (en) Rotor blade fixing for turbomachine rotors
JP6563631B2 (ja) ロック用スペーサアセンブリ
KR20150037864A (ko) 터보 기계용 블레이드 링
US9938984B2 (en) Axial compressor rotor incorporating non-axisymmetric hub flowpath and splittered blades
US20170114796A1 (en) Compressor incorporating splitters
US10047615B2 (en) Method of mounting rotor blades on a rotor disk, and clamping device for performing such a method
US9429031B2 (en) Hub for radial housing of a helical ring of a turbomachine with variable-pitch blades and assembly comprising such a hub
US10267166B2 (en) Turbomachine rotor assembly and method
US10961852B2 (en) Technique for low-speed balancing of a rotor of a compressor for a gas turbine
RU2688079C2 (ru) Подвижная лопатка газотурбинного двигателя, содержащая лапку, входящую в зацепление с фиксирующим вырезом диска ротора
RU2696173C1 (ru) Ротор компрессора газотурбинного двигателя
US20160024946A1 (en) Rotor blade dovetail with round bearing surfaces
JP6689286B2 (ja) 充填部材が取り付けられる陥凹面を有するハブを備えるブリスク
JP2017519143A (ja) タービンエンジンロータ用の回転対称部品、ならびに関連するタービンエンジンロータ、タービンエンジンモジュール、およびタービンエンジン
CN109404052B (zh) 涡轮发动机的涡轮
US20120301298A1 (en) Balancing of rotatable components
US9366150B2 (en) Method for mounting a stator blading of a turbomachine, an engine casing and a turbomachine comprising at least one stator blading mounted on this engine casing
RU2634507C1 (ru) Рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя
RU2642976C1 (ru) Рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя
RU2606295C1 (ru) Ротор компрессора газотурбинного двигателя