[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

RU2565139C1 - Turbojet low-pressure compressor second stage disc - Google Patents

Turbojet low-pressure compressor second stage disc Download PDF

Info

Publication number
RU2565139C1
RU2565139C1 RU2014115926/06A RU2014115926A RU2565139C1 RU 2565139 C1 RU2565139 C1 RU 2565139C1 RU 2014115926/06 A RU2014115926/06 A RU 2014115926/06A RU 2014115926 A RU2014115926 A RU 2014115926A RU 2565139 C1 RU2565139 C1 RU 2565139C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
rim
blade
stage
axis
Prior art date
Application number
RU2014115926/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Юрьевич Еричев
Андрей Валерьевич Узбеков
Николай Павлович Селиванов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Уфимское мотостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Уфимское мотостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") filed Critical Открытое акционерное общество "Уфимское мотостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО")
Priority to RU2014115926/06A priority Critical patent/RU2565139C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2565139C1 publication Critical patent/RU2565139C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: claimed disc is composed of monoelement including the ring changing into circular web reinforced with hub which has the central bore. Said ring is asymmetrically connected with disc web to make different-arm circular conical inclined flanges. Frontal flange is larger than the width of rear flange. Disc ring features the radius increasing toward working fluid flow in low-pressure compressor axial cross-section and the angle of the ring outer surface generatrix relative to rotor shaft axis. Disc ring is provided with the system of grooves for securing of blades. Lengthwise axis of every groove makes with rotor shaft axis in projection on arbitrary axial plane perpendicular to the blade root radial axis the pitch angle α of the blade butt. Grooves are uniformly spaced apart in disc perimeter at claimed angular frequency and provided with side faces in cross-section to make the element of lock joint with the blade butt.
EFFECT: higher efficiency and longer life under all operating conditions of the compressor second stage impeller without increase in disc material input.
5 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to low-pressure compressors of aircraft turbojet engines.

Известен диск ротора осевого компрессора низкого давления (КНД) авиационного двигателя, включенный в систему дисков вала рабочих колес ротора компрессора. Диск рабочего колеса включает обод, полотно, ступицу, кольцевой бурт с фланцем и отверстиями в нем под призонные болты. На ободе диска выполнены клиновидные кольцевые углубления, которые образуют кольцевой паз типа "ласточкин хвост" для контакта с клиновидными кольцевыми выступами на торцах полок рабочих лопаток (RU 2269678 С1, опубл. 10.02.2006).Known rotor disk of an axial low-pressure compressor (LPC) of an aircraft engine, included in the disk system of the impeller shaft of the compressor rotor. The impeller disk includes a rim, a web, a hub, an annular collar with a flange and holes in it for tight bolts. On the rim of the disk are made wedge-shaped annular recesses that form an annular groove of the "dovetail" type for contact with the wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the working blades (RU 2269678 C1, publ. 10.02.2006).

Известен диск второй ступени ротора компрессора низкого давления авиационного двигателя, включенный в систему из четырех дисков, образующих силовую оболочку вала ротора компрессора. Диск содержит обод для установки и приведения во вращение рабочих лопаток, сообщенный с валом турбины низкого давления (ТНД) турбореактивного двигателя (ТРД) (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. 249-259).Known disk of the second stage of the rotor of the low-pressure compressor of the aircraft engine, included in the system of four disks forming the power shell of the shaft of the rotor of the compressor. The disk contains a rim for mounting and driving rotor blades in communication with the shaft of a low-pressure turbine (HPH) of a turbojet engine (turbojet engine) (N.N. Sirotin, A.S. Novikov, A.G. Paykin, A.N. Sirotin Fundamentals of designing the production and operation of aviation gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. Moscow. Science 2011. Pages 249-259).

К недостаткам известных решений относятся отсутствие системы выбора совокупности необходимых параметров общей конфигурации диска, влияющих на площадь проходного сечения проточной части и размещение на ободе пазов и лопаток, формирующих аэродинамические процессы взаимодействия диска второй ступени ротора с потоком рабочего тела, вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации диска и угловой ориентации упомянутых пазов в ободе диска, а также сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД, запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и, как следствие, сложность обеспечения оптимальной динамической прочности и повышенного ресурса при минимуме материалоемкости диска.The disadvantages of the known solutions include the lack of a system for selecting the set of necessary parameters for the general configuration of the disk, affecting the area of the flow section of the flow passage and the placement on the rim of the grooves and blades that form the aerodynamic processes of interaction of the disk of the second stage of the rotor with the flow of the working fluid, due to the lack of specification of the geometric and aerodynamic ranges parameters of the spatial configuration of the disk and the angular orientation of the said grooves in the rim of the disk, as well as the complexity of the floor a compromise combination of increased values of efficiency, reserves of gas-dynamic stability (GDU) of the compressor and, as a result, the difficulty of ensuring optimal dynamic strength and increased resource with a minimum of material consumption of the disk.

Задача, решаемая изобретением, состоит в разработке диска рабочего колеса второй ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (ТРД) с улучшенными конструктивными и аэродинамическими параметрами пространственной конфигурации, обеспечивающими возможность оптимизации профиля и площади проходных сечений проточной части двигателя, достаточных для увеличения расхода сжимаемого рабочего тела - воздуха, КПД второй ступени, подачи воздушного потока в последующие ступени КНД при повышении запасов ГДУ на всех режимах работы двигателя и ресурса без увеличения материалоемкости.The problem solved by the invention is to develop a disk of the impeller of the second stage of the rotor of a low-pressure compressor of a turbojet engine (turbojet engine) with improved structural and aerodynamic parameters of the spatial configuration, providing the possibility of optimizing the profile and the area of the flow cross-sections of the engine duct, sufficient to increase the flow rate of the compressible working fluid - air, the efficiency of the second stage, the air flow in the subsequent stages of the low pressure switch with an increase in the reserves of the hydraulic control unit for all modes x engine performance and life without increasing the consumption of materials.

Поставленная задача решается тем, что диск второй ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, в которой размещены имеющие хвостовик и перо с радиальной осью рабочие лопатки ротора, вал которого выполнен полым с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой и сообщен с турбиной низкого давления (ТНД), согласно изобретению выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, причем обод диска асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, фронтальная из которых превышает ширину тыльной не менее чем в 1,07 раза, при этом обод выполнен выходящим в проточную часть и образующим вторую ступень барабанно-дисковой конструкции вала ротора с возможностью силового объединения соответственно с полкой обода диска предшествующей и полотном диска последующей ступени для передачи крутящего момента от ТНД и радиально-осевых усилий от совокупности ступеней вала ротора, причем внешняя поверхность обода выполнена образующей соответствующий осевой участок внутреннего контура проточной части двигателя с радиусом, возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела и с углом образующей внешней поверхности обода относительно оси вала, составляющим (10÷20)°, идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части, монотонно изменяющейся в упомянутом направлении с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазонеThe problem is solved in that the disk of the second stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a turbojet engine having a housing with a flowing part tapering from the inlet, in which rotor blades having a shank and a feather with a radial axis are placed, the shaft of which is hollow with an axial spline located inside it pipe and in communication with a low-pressure turbine (low pressure turbine), according to the invention is made in the form of a single element, including a rim, turning into an annular web reinforced with a hub equipped with a central a verst, and the rim of the disk is asymmetrically connected to the disk blade with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves, the front of which exceeds the back width by at least 1.07 times, while the rim is made extending into the flow part and forms the second stage of the drum-disk shaft design rotor with the possibility of power association, respectively, with the flange of the rim of the disk of the previous one and the blade of the disk of the next stage for transmitting torque from the high-pressure pump and radial-axial forces from the aggregate stage the rotor shaft, and the outer surface of the rim is formed forming the corresponding axial section of the inner contour of the engine duct with a radius increasing in the axial section of the low pressure valve towards the flow of the working fluid and with an angle of the generatrix of the outer surface of the rim relative to the shaft axis, making (10 ÷ 20) °, identical to the axial angle relative to the same axis of the generatrix of the inner contour of the flow part, monotonically changing in the aforementioned direction with a gradient of radial expansion G about , defined in the range

Figure 00000001
Figure 00000001

где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, Воб - осевая ширина обода; причем обод диска снабжен со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью пера лопатки, системой пазов для хвостовиков лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(21÷28)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(5,882÷7,962) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком рабочей лопатки.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk, In about - the axial width of the rim; moreover, the rim of the disk is provided on the axial width side, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane, combined with the radial axis of the blade feather, with a system of grooves for the shanks of the blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor in projections onto the conditional axial plane normal to the radial axis of the blade feather, the blade installation angle α defined in the value range α = (21 ÷ 28) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y p = (5.882 ÷ 7.962) [unit / rad] and are made in cross section with side faces forming an element of the locking connection with the shank of the working blade.

При этом замковое соединение пазов обода диска с хвостовиками может быть выполнено по типу «ласточкин хвост».In this case, the locking connection of the grooves of the rim of the disk with the shanks can be performed according to the dovetail type.

Радиус диска от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна может составлять (0,42÷0,70) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The radius of the disk from the axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the web can be (0.42 ÷ 0.70) from the radius of the peripheral contour of the engine duct.

Тыльная полка обода диска может быть снабжена в осевой плоскости каждого паза сквозным отверстием для установки фиксатора хвостовика лопатки.The rear shelf of the disk rim can be provided in the axial plane of each groove with a through hole for installing the blade shank retainer.

Тыльная полка обода диска может быть выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки на ширину, достаточную для контакта и жесткого силового соединения с цилиндрической проставкой, снабженной элементами лабиринтного уплотнения и выполненной с Г-образным в поперечном сечении консольным кольцевым отгибом, образующим фланец, предпочтительно, снабженный системой отверстий для пропуска элементов разъемного соединения с полотном диска последующей ступени вала ротора.The rear shelf of the disk rim can be made protruding beyond the size of the pen of the working blade to a width sufficient for contact and rigid power connection with a cylindrical spacer equipped with elements of a labyrinth seal and made with a l-shaped cross section of the cantilever ring bend forming a flange, preferably provided a system of holes for the passage of elements of detachable connection with the blade web of the subsequent stage of the rotor shaft.

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

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 изображен диск второй ступени вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 1 shows a disk of the second stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;

на фиг. 2 - фрагмент диска второй ступени вала ротора КНД, фронтальная проекция;in FIG. 2 - a fragment of the disk of the second stage of the shaft of the rotor KND, frontal projection;

на фиг. 3 - фрагмент обода диска второй ступени вала ротора КНД, вид сбоку.in FIG. 3 - a fragment of the rim of the disk of the second stage of the shaft of the rotor KND, side view.

Турбореактивный двигатель выполнен с корпусом 1 с сужающейся от входа проточной частью 2, в которой размещены имеющие хвостовик и перо с радиальной осью рабочие лопатки ротора (на чертежах не показано). Вал выполнен полым с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой 3 и сообщен с турбиной низкого давления.The turbojet engine is made with a housing 1 with a flowing part 2 tapering from the entrance, in which rotor blades of the rotor (with shank and a feather with a radial axis) are placed (not shown in the drawings). The shaft is hollow with an axial spline pipe 3 located inside it and is in communication with the low pressure turbine.

Диск второй ступени вала ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включающего обод 4, переходящий в кольцевое полотно 5, усиленное ступицей 6. Ступица 6 снабжена центральным отверстием 7, радиус которого не менее чем на 25% превышает радиус шлицевой трубы 3.The disk of the second stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor TRD is made in the form of a single element, including a rim 4, turning into an annular web 5, reinforced by the hub 6. The hub 6 is provided with a central hole 7, the radius of which is at least 25% greater than the radius of the spline pipe 3.

Обод 4 диска асимметрично соединен с полотном 5 диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок 8, 9. Фронтальная полка 8 превышает ширину тыльной полки 9 не менее чем в 1,07 раза.The rim 4 of the disk is asymmetrically connected to the blade 5 of the disk with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves 8, 9. The front shelf 8 exceeds the width of the rear shelf 9 by at least 1.07 times.

Обод 4 диска выполнен выходящим в проточную часть 2 и образующим вторую ступень барабанно-дисковой конструкции вала ротора с возможностью силового объединения соответственно с полкой обода диска предшествующей и полотном диска последующей ступени (на чертежах не показано) для передачи крутящего момента от ТНД и радиально-осевых усилий от совокупности ступеней вала ротора. Внешняя поверхность 10 обода 4 диска образует соответствующий осевой участок внутреннего контура проточной части 2 корпуса 1 двигателя.The rim 4 of the disk is made extending into the flowing part 2 and forming the second stage of the drum-disk design of the rotor shaft with the possibility of power association, respectively, with the flange of the rim of the disk of the previous one and the blade of the disk of the next stage (not shown) to transmit torque from the high-pressure pump and radial-axial efforts from the aggregate steps of the rotor shaft. The outer surface 10 of the rim 4 of the disk forms the corresponding axial section of the inner contour of the flowing part 2 of the housing 1 of the engine.

Обод 4 диска выполнен с возрастающим в осевом сечении КНД радиусом в направлении потока рабочего тела и с углом образующей внешней поверхности 10 обода 4 относительно оси 11 вала, составляющим (10÷20)°, идентичным относительно той же оси осевому углу образующей внутреннего контура проточной части 2, монотонно изменяющейся в упомянутом направлении с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазонеThe rim 4 of the disk is made with a radius increasing in the axial cross-section of the LPC in the direction of flow of the working fluid and with an angle of the generatrix of the outer surface 10 of the rim 4 relative to the axis 11 of the shaft, component (10 ÷ 20) °, identical with respect to the same axis to the axial angle of the generatrix of the inner contour of the flow part 2, monotonically changing in the aforementioned direction with a gradient of radial expansion G about , defined in the range

Figure 00000001
Figure 00000001

Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности 10 обода 4 диска, Воб - осевая ширина обода 4.R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface 10 of the rim 4 of the disk, In rev - the axial width of the rim 4.

Обод 4 диска со стороны, обращенной к проточной части 2 корпуса 1 двигателя, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера рабочей лопатки на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью пера рабочей лопатки, снабжен системой пазов 12 для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза 12 образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(21÷28)°. Пазы 12 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(5,882÷7,962) [ед/рад]. Пазы 12 выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями 13, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком рабочей лопатки. Замковое соединение пазов 12 обода 4 диска с хвостовиками выполнено по типу «ласточкин хвост».The rim 4 of the disk from the side facing the flowing part 2 of the engine housing 1, on a plot of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen of the working blade on the conditional axial plane, combined with the radial axis of the pen of the working blade, is equipped with a system of grooves 12 for fixing the blades. The longitudinal axis of each groove 12 forms with the rotor axis in the projection on the conditional axial plane normal to the radial axis of the blade feather, the installation angle α of the blade shank, defined in the range of values α = (21 ÷ 28) °. The grooves 12 are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y p = (5.882 ÷ 7.962) [units / rad]. The grooves 12 are made in cross section with side faces 13 forming an element of the castle connection with the shank of the working blade. The castle connection of the grooves 12 of the rim of the 4 discs with the shanks is made according to the dovetail type.

Радиус диска от оси 11 до внешней поверхности 10 обода 4 в средней плоскости полотна составляет (0,42÷0,70) от радиуса периферийного контура проточной части 2 двигателя.The radius of the disk from the axis 11 to the outer surface 10 of the rim 4 in the middle plane of the web is (0.42 ÷ 0.70) from the radius of the peripheral contour of the engine duct 2.

Диск выполнен с радиальным расстоянием от нижней точки ступицы 6 до верхней поверхности 10 обода 4 в осевой продольной плоскости пера лопатки с условной средней плоскости полотна 5 диска, не менее чем в 1,15 раза меньшим аналогичной радиальной величины рабочей лопатки диска, перекрывающей кольцевой просвет проточной части 2 корпуса 1 двигателя с доведением торца пера до конгруэнтного сопряжения с периферийной внутренней поверхностью проточной части 2 с минимальным зазором, достаточным для обеспечения свободного рабочего вращения системы «диск-лопатка».The disk is made with a radial distance from the lower point of the hub 6 to the upper surface 10 of the rim 4 in the axial longitudinal plane of the pen blade with the conditional middle plane of the blade web 5 of the disk, not less than 1.15 times smaller than the same radial value of the working blade of the disk, overlapping the annular clearance of the flow part 2 of the housing 1 of the engine with bringing the end of the pen to a congruent interface with the peripheral inner surface of the flowing part 2 with a minimum clearance sufficient to ensure free working rotation of the system "d suit-shoulder blade. "

Внутренняя поверхность проточной части 2 корпуса 1 двигателя в зоне расположения диска образована участками внешней поверхности 10 обода 4 диска между пазами 12 для установки лопаток.The inner surface of the flowing part 2 of the housing 1 of the engine in the area of the disk is formed by sections of the outer surface 10 of the rim 4 of the disk between the grooves 12 for installing blades.

Тыльная полка 9 обода 4 диска снабжена в осевой плоскости каждого паза сквозным отверстием (на чертежах не показано) для установки фиксатора хвостовика лопатки. Тыльная полка 9 обода 4 диска выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки на ширину, достаточную для контакта и жесткого силового соединения с цилиндрической проставкой 14. Проставка 14 снабжена элементами 15 лабиринтного уплотнения и выполнена с Г-образным в поперечном сечении консольным кольцевым отгибом, образующим фланец 16, предпочтительно, снабженный системой отверстий 17 для пропуска элементов разъемного соединения с полотном присоединяемого диска последующей ступени вала ротора. Тыльная полка 9 обода 4 диска конструктивно выполнена с возможностью неразъемного присоединения к ней цилиндрической проставки 14 посредством электронно-лучевой сварки.The rear shelf 9 of the rim 4 of the disk is equipped in the axial plane of each groove with a through hole (not shown in the drawings) for installing the blade shank retainer. The rear shelf 9 of the rim 4 of the disk is made protruding beyond the size of the pen of the working blade to a width sufficient for contact and a rigid power connection with the cylindrical spacer 14. The spacer 14 is equipped with elements 15 of the labyrinth seal and is made with a l-shaped cross section of the cantilever ring bend forming a flange 16, preferably provided with a system of openings 17 for passing through detachable connection elements with a web of an attachable disk of a subsequent stage of the rotor shaft. The rear shelf 9 of the rim 4 of the disk is structurally made with the possibility of one-piece connection to it of a cylindrical spacer 14 by means of electron beam welding.

Диск второй ступени КНД ТРД изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные за одно целое массивную ступицу 6, полотно 5 и обод 4. Профили полотна 5 и ступицы 6 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой.The second stage disk of the low pressure turbojet engine is made by die forging from a forgings in the form of a single element, including a massive hub 6, web 5 and rim made in one piece. The profiles of the web 5 and hub 6 are formed by turning the workpiece with subsequent polishing.

Изготовленный диск имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 30 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 157 мм; средняя толщина полотна - 6 мм; ширина обода - 50 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска - 464 мм и 491 мм соответственно; угол наклона внешней поверхности обода диска - 15°.The manufactured disk has the following geometric parameters: overall width of the hub - 30 mm; diameter of the central hole of the hub - 157 mm; average web thickness - 6 mm; rim width - 50 mm; minimum and maximum diameters of the outer surface of the rim of the disk - 464 mm and 491 mm, respectively; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 15 °.

На внешней стороне обода 4 выполняют протягиванием замковые пазы 12 для крепления лопаток в количестве 45 штук. Пазы 12 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона контактных поверхностей с хвостовиком лопатки к донной плоскости паза составляет 70°; ширина основания паза - 18 мм; угол оси паза относительно оси вращения ротора в проекции на условную плоскость, проведенную через ось вращения ротора нормально к радиусу, проходящему через среднюю точку оси паза, составляет 24°.On the outer side of the rim 4 is performed by pulling the locking grooves 12 for mounting the blades in the amount of 45 pieces. The grooves 12 are made with the following geometric parameters: the angle of inclination of the contact surfaces with the shank of the blade to the bottom plane of the groove is 70 °; the width of the base of the groove is 18 mm; the angle of the axis of the groove relative to the axis of rotation of the rotor in the projection onto a conventional plane drawn through the axis of rotation of the rotor is normal to the radius passing through the midpoint of the axis of the groove is 24 °.

При запуске турбореактивного двигателя диск второй ступени приводится во вращение крутящим моментом, передаваемым от ТНД, и включает в работу лопатки рабочего колеса. В результате чего происходит нагнетание рабочего тела в КНД. Одновременно диск воспринимает центробежные нагрузки.When starting a turbojet engine, the second-stage disk is driven by the torque transmitted from the high-pressure pump and includes the impeller blades. As a result, the working fluid is injected into the CPV. At the same time, the disk perceives centrifugal loads.

Технический результат настоящего изобретения достигают совокупностью разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов диска рабочего колеса второй ступени ротора КНД, а именно радиальных параметров диска, геометрической конфигурации обода 4 с разноплечими кольцевыми полками 8 и 9, принятого сочетания тонкого полотна 5 и осевой ширины ступицы 6, компенсирующей ослабление полотна 5 диска центральным отверстием 7, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 7 в ступице 6 принят достаточным для свободного пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных операциях сборки компрессора. Превышение радиуса отверстия в ступице 6 не менее чем на 25% относительно радиуса шлицевой трубы необходимо для заведения в полость компрессора монтажного и ремонтно-технологического инструмента.The technical result of the present invention is achieved by the combination of the design solutions and the geometric parameters of the main elements of the drive wheel of the second stage of the KND rotor, namely the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the rim 4 with different-arm annular shelves 8 and 9, the adopted combination of thin web 5 and axial width hub 6, compensating for the weakening of the blade 5 of the disk by the Central hole 7, which leads to a decrease in material consumption and increase the maximum allowable s efforts in the drive elements. The diameter of the hole 7 in the hub 6 is accepted sufficient for free passage of the spline pipe during installation and repair operations of the compressor assembly. Exceeding the radius of the hole in the hub 6 by at least 25% relative to the radius of the spline pipe is necessary for introducing into the compressor cavity the installation and repair-technological tool.

Технический результат настоящего изобретения обеспечивают заявленной геометрической конфигурацией диска в пределах указанного диапазона отношений разности выходного и входного радиусов к ширине обода 4 диска. Выход градиента Gоб за пределы заявленного диапазона (0,23÷0,33) приведет к недопустимому рассогласованию радиальных параметров входного и выходного проходных сечений проточной части второй ступени и последовательно примыкающей к ней ступеней КНД, не обеспечит необходимых перепадов давлений рабочего тела в указанных ступенях КНД, что, как следствие, приведет к снижению КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса диска, а также к дополнительному эксплуатационному расходу топлива и повышенному износу двигателя. Кроме того, при таком ассиметричном решении ширины разноплечих кольцевых конических наклонных полок 8 и 9 обода 4 остаются равноплечими относительно условной средней плоскости полотна 5 диска тыльная полка 9 и участок фронтальной полки 8 обода 4 диска, выходящие в проточную часть. Дополнительное уширение фронтальной полки 8 обода 4 диска не менее чем в 1,07 раза относительно ширины тыльной полки 9 необходимо и достаточно для обеспечения подвижного сопряжения силовой оболочки барабанно-дисковой конструкции вала ротора с лопаточным венцом статора второй ступени КНД и работает на технический результат изобретения, повышая КПД, запас ГДУ ступени компрессора и ресурс диска.The technical result of the present invention is provided by the claimed geometric configuration of the disk within the specified range of relations between the difference of the output and input radii to the width of the rim 4 of the disk. The output of the gradient G about outside the declared range (0.23 ÷ 0.33) will lead to an unacceptable mismatch of the radial parameters of the input and output flow sections of the flowing part of the second stage and the stages of the low-pressure valve in series adjoining it, will not provide the necessary pressure differences of the working fluid in these stages KND, which, as a result, will lead to a decrease in the efficiency, reserves of the compressor gas compressor and the disk resource, as well as additional operational fuel consumption and increased engine wear. In addition, with such an asymmetric solution, the widths of the different-shoulder annular conical inclined flanges 8 and 9 of the rim 4 remain equal shoulders relative to the conditional middle plane of the blade web 5 of the rear flange 9 and the portion of the front flange 8 of the rim 4 of the disc extending into the flow part. Additional broadening of the front flange 8 of the rim 4 of the disk is not less than 1.07 times the width of the rear flange 9 is necessary and sufficient to provide movable coupling of the power shell of the drum-disk design of the rotor shaft with the blade stator of the stator of the second stage KND and works on the technical result of the invention, increasing efficiency, stock GDU compressor stage and disk resource.

На внешней стороне обода 4 диска выполняют протягиванием систему пазов 12 для закрепления лопаток. Пазы 12 расположены под углом к оси вращения ротора. Технический результат изобретения достигают при выполнении пазов, расположенных под углом α, принятым из заявленного диапазона (21÷28)°, так как при этом обеспечивается возможность установки хвостовика и пера лопатки под углом, создающим наибольший перепад давлений на входе и выходе потока рабочего тела из рабочего колеса второй ступени ротора КНД, и создаются наиболее благоприятные условия работы, повышающие запас ГДУ, КПД и ресурс при минимальной материалоемкости диска. Выход значений угла α за пределы заявленного диапазона приведет к существенному ограничению запаса ГДУ при многорежимной работе компрессора, снижению КПД ступени ротора и возрастанию риска аварийно опасного срыва воздушного потока с установленных в пазах 12 диска лопаток рабочего колеса второй ступени ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α0>28° отклонения оси паза 12 диска от оси вращения ротора неоправданно возрастают напряжения в лопатках на всех режимах работы КНД, что приводит к снижению ресурса системы «диск -лопаточный венец», увеличению материалоемкости установленных на диске лопаток и в конечном счете к утяжелению компрессора и снижению эксплуатационной экономичности двигателя.On the outer side of the rim 4 of the disk is performed by pulling a system of grooves 12 for fixing the blades. The grooves 12 are located at an angle to the axis of rotation of the rotor. The technical result of the invention is achieved by performing grooves located at an angle α taken from the claimed range (21 ÷ 28) °, since this makes it possible to install the shank and feather of the blade at an angle that creates the greatest pressure drop at the inlet and outlet of the working fluid stream from the impeller of the second stage of the KND rotor, and the most favorable working conditions are created that increase the supply of the gas turbine, efficiency and resource with minimal material consumption of the disk. Exceeding the stated range of the angle α will lead to a significant limitation of the GDU stock during multi-mode operation of the compressor, a decrease in the efficiency of the rotor stage and an increase in the risk of an accidentally dangerous airflow disruption from the impeller blades of the second stage of the compressor rotor blades 12 in the grooves with the resulting loss of the GDU. With an increase in the angle α 0 > 28 °, the deviations of the axis of the groove 12 of the disk from the axis of rotation of the rotor unjustifiably increase the voltage in the blades at all operating modes of the low pressure switch, which leads to a decrease in the resource of the “disk-blade” system, an increase in the material consumption of the blades installed on the disk, and ultimately account to make the compressor heavier and reduce the operational efficiency of the engine.

Кроме того, пазы 12 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(5,882÷7,962) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с гранями 13, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат изобретения обеспечивают при насыщении лопаточного венца количеством лопаток и соответственно пазов 12 на диске для закрепления хвостовиков лопаток, располагаемых с угловой частотой, принимаемой из диапазона, найденного в изобретении. При уменьшении числа лопаток и соответственно пазов 12 на ободе диска ниже нижнего предела указанного диапазона Yп<5,882 [ед/рад] нарастает отставание потока от вращения лопаточного венца и возрастает риск потери ГДУ в указанной ступени компрессора. Превышение верхней границы указанного диапазона Yп>7,962 [ед/рад] и соответствующее увеличение числа лопаток в лопаточном венце, образуемом на диске второй ступени, приводит к неоправданному ухудшению КПД и риску преждевременного запирания потока рабочего тела лопаточным венцом.In addition, the grooves 12 are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y p = (5.882 ÷ 7.962) [units / rad] and are made in cross section with faces 13 that form the element of the castle connection with the shank of the blade. The technical result of the invention is provided by saturating the blade rim with the number of blades and, respectively, the grooves 12 on the disk for fixing the shanks of the blades located with an angular frequency taken from the range found in the invention. With a decrease in the number of blades and, accordingly, the grooves 12 on the rim of the disk below the lower limit of the specified range Y p <5.882 [units / rad], the lag of the flow from the rotation of the blade rim increases and the risk of loss of HLD in the indicated compressor stage increases. Exceeding the upper boundary of the specified range Y p > 7.962 [units / rad] and a corresponding increase in the number of blades in the blade blade formed on the second-stage disk leads to an unjustified deterioration in efficiency and the risk of premature blocking of the working fluid flow with the blade blade.

Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров диска рабочего колеса второй ступени достигают повышение КПД и увеличение запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса второй ступени КНД без увеличения материалоемкости диска.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the second-stage impeller disk, an increase in efficiency and an increase in the GDU reserve are achieved in all compressor operating modes with an increase in the resource of the second-stage impeller disk of the low pressure compressor without increasing the material consumption of the disk.

Claims (5)

1. Диск второй ступени вала ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, в которой размещены имеющие хвостовик и перо с радиальной осью рабочие лопатки ротора, вал которого выполнен полым с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой и сообщен с турбиной низкого давления (ТНД), характеризующийся тем, что диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, причем обод диска асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок, фронтальная из которых превышает ширину тыльной не менее чем в 1,07 раза, при этом обод выполнен выходящим в проточную часть и образующим вторую ступень барабанно-дисковой конструкции вала ротора с возможностью силового объединения соответственно с полкой обода диска предшествующей и полотном диска последующей ступени для передачи крутящего момента от ТНД и радиально-осевых усилий от совокупности ступеней вала ротора, причем внешняя поверхность обода выполнена образующей соответствующий осевой участок внутреннего контура проточной части двигателя с радиусом, возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела и с углом образующей внешней поверхности обода относительно оси вала, составляющим (10÷20)°, идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части, монотонно изменяющейся в упомянутом направлении с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазоне
Figure 00000001

где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, Воб - осевая ширина обода; причем обод диска снабжен со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью пера лопатки, системой пазов для хвостовиков лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(21÷28)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(5,882÷7,962) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком рабочей лопатки.1. The disk of the second stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD), having a housing with a flowing part tapering from the inlet, in which rotor blades of a rotor with a shaft and a feather with a radial axis are placed, the shaft of which is hollow with an inside axial spline tube and in communication with a low-pressure turbine (low pressure turbine), characterized in that the disk is made in the form of a single element, including a rim, turning into an annular web reinforced by a hub equipped with a central hole, comb the rim of the disk is asymmetrically connected to the disk blade with the formation of different-shouldered annular conical inclined shelves, the front of which exceeds the rear width by at least 1.07 times, while the rim is made extending into the flow part and forms the second stage of the drum-disk design of the rotor shaft with the possibility power combination, respectively, with the flange of the rim of the disk of the previous one and the blade of the disk of the next stage for transmitting torque from the high-pressure pump and radial-axial forces from the set of steps of the rotor shaft, etc. why the outer surface of the rim is made forming the corresponding axial section of the inner contour of the engine duct with a radius increasing in the axial section of the low pressure valve towards the flow of the working fluid and with an angle of the generatrix of the outer surface of the rim relative to the axis of the shaft, making (10 ÷ 20) °, identical to the axial angle relative to the same axis of the generatrix of the internal contour of the flow part, monotonously changing in the aforementioned direction with a gradient of radial expansion G about , defined in the range
Figure 00000001

where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk, In about - the axial width of the rim; moreover, the rim of the disk is equipped with a side facing the flowing part, on a plot of axial width, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane, combined with the radial axis of the blade feather, a system of grooves for the shanks of the blades, the longitudinal axis of each of which forms with the axis of the rotor in projections onto the conditional axial plane normal to the radial axis of the blade feather, the blade installation angle α defined in the value range α = (21 ÷ 28) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y p = (5.882 ÷ 7.962) [unit / rad] and are made in cross section with side faces forming an element of the locking connection with the shank of the working blade. 2. Диск второй ступени по п. 1, отличающийся тем, что замковое соединение пазов обода диска с хвостовиками выполнено по типу «ласточкин хвост».2. The second-stage disk according to claim 1, characterized in that the interlocking connection of the grooves of the disk rim with the shanks is made according to the dovetail type. 3. Диск второй ступени по п. 1, отличающийся тем, что радиус диска от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,42÷0,70) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.3. The disk of the second stage according to claim 1, characterized in that the radius of the disk from the axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the web is (0.42 ÷ 0.70) from the radius of the peripheral contour of the engine duct. 4. Диск второй ступени по п. 1, отличающийся тем, что тыльная полка обода диска снабжена в осевой плоскости каждого паза сквозным отверстием для установки фиксатора хвостовика лопатки.4. The second-stage disk according to claim 1, characterized in that the rear shelf of the disk rim is provided in the axial plane of each groove with a through hole for installing the blade shank retainer. 5. Диск второй ступени по п. 1, отличающийся тем, что тыльная полка обода диска выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки на ширину, достаточную для контакта и жесткого силового соединения с цилиндрической проставкой, снабженной элементами лабиринтного уплотнения и выполненной с Г-образным в поперечном сечении консольным кольцевым отгибом, образующим фланец, предпочтительно, снабженный системой отверстий для пропуска элементов разъемного соединения с полотном диска последующей ступени вала ротора. 5. The second-stage disk according to claim 1, characterized in that the rear shelf of the disk rim is made protruding beyond the size of the pen of the working blade to a width sufficient for contact and a rigid power connection with a cylindrical spacer equipped with elements of a labyrinth seal and made with a L-shaped in the cross section of the cantilever annular bend forming a flange, preferably equipped with a system of holes for passing elements detachable connection with the blade web of the subsequent stage of the rotor shaft.
RU2014115926/06A 2014-04-22 2014-04-22 Turbojet low-pressure compressor second stage disc RU2565139C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014115926/06A RU2565139C1 (en) 2014-04-22 2014-04-22 Turbojet low-pressure compressor second stage disc

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014115926/06A RU2565139C1 (en) 2014-04-22 2014-04-22 Turbojet low-pressure compressor second stage disc

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2565139C1 true RU2565139C1 (en) 2015-10-20

Family

ID=54327057

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014115926/06A RU2565139C1 (en) 2014-04-22 2014-04-22 Turbojet low-pressure compressor second stage disc

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2565139C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2684355C1 (en) * 2018-07-05 2019-04-08 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") 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

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2096666C1 (en) * 1995-06-29 1997-11-20 Акционерное общество "ЭНТЭК" Axial-flow compressor cascade
RU2369765C1 (en) * 2008-05-12 2009-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Turbojet bypass engine with augmenter
CN202176548U (en) * 2011-08-30 2012-03-28 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 Intermediate blade of air compressor used for high power gas turbine
CN202176549U (en) * 2011-08-30 2012-03-28 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 Secondary first-stage blade for air compressor of high power combustion gas turbine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2096666C1 (en) * 1995-06-29 1997-11-20 Акционерное общество "ЭНТЭК" Axial-flow compressor cascade
RU2369765C1 (en) * 2008-05-12 2009-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Turbojet bypass engine with augmenter
CN202176548U (en) * 2011-08-30 2012-03-28 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 Intermediate blade of air compressor used for high power gas turbine
CN202176549U (en) * 2011-08-30 2012-03-28 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 Secondary first-stage blade for air compressor of high power combustion gas turbine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2684355C1 (en) * 2018-07-05 2019-04-08 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") 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

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2565110C1 (en) Turbojet low-pressure compressor last stage disc
RU2565091C1 (en) Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)
US9739159B2 (en) Method and system for relieving turbine rotor blade dovetail stress
RU2603382C1 (en) Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (versions)
RU2630919C1 (en) Rotor forth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2565139C1 (en) Turbojet low-pressure compressor second stage disc
RU2573408C2 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions)
RU144432U1 (en) DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR
RU2565136C1 (en) Turbojet low-pressure compressor first stage disc
RU2573416C2 (en) Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2565108C1 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2603219C1 (en) Third stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2565140C1 (en) Turbojet low-pressure compressor third stage disc
RU2603217C1 (en) First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2603218C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor second stage disc (versions)
RU149748U1 (en) DISC OF THE FIRST STAGE OF THE ROTOR COMPRESSOR OF THE LOW PRESSURE OF THE TURBO-REACTIVE ENGINE
RU2573419C2 (en) Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2603304C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor first stage disc (versions)
RU2573413C2 (en) Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2603215C1 (en) Second stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2603379C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2603380C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU2603383C1 (en) Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions)
RU2573417C2 (en) Turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2636998C1 (en) Second stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring

Legal Events

Date Code Title Description
TK4A Correction to the publication in the bulletin (patent)

Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL: 29-2015 FOR TAG: (73)

PD4A Correction of name of patent owner