RU2603383C1 - Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions) - Google Patents
Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2603383C1 RU2603383C1 RU2015150515/05A RU2015150515A RU2603383C1 RU 2603383 C1 RU2603383 C1 RU 2603383C1 RU 2015150515/05 A RU2015150515/05 A RU 2015150515/05A RU 2015150515 A RU2015150515 A RU 2015150515A RU 2603383 C1 RU2603383 C1 RU 2603383C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- rotor
- feather
- disk
- rim
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД).The group of inventions relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to low-pressure compressors (LPC) of aircraft turbojet engines (turbojet engines).
Известно рабочее колесо осевого компрессора двигателя, которое состоит из лопаток, имеющих профилированное перо и хвостовик, а также дисков, имеющих обод, полотно и ступицу. Каждое рабочее колесо снабжено двумя дисками. Оба диска соединены между собой с помощью кольцевого бурта первого диска и посадочного пояска с отверстиями в полотне второго диска. Хвостовик рабочей лопатки выполнен в виде полки с ребрами жесткости на ее внутренней стороне. Полки имеют на переднем и заднем торцах по потоку клиновидные кольцевые выступы. На ободах дисков рабочих колес выполнены ответные клиновидные кольцевые углубления, которые образуют кольцевой паз типа "ласточкин хвост" для контакта с клиновидными кольцевыми выступами на торцах полок рабочих лопаток (RU 2269678 C1, опубл. 10.02.2006).The impeller of an axial engine compressor is known, which consists of blades having a profiled feather and a shank, as well as disks having a rim, a blade and a hub. Each impeller is equipped with two disks. Both disks are interconnected by means of an annular collar of the first disk and a landing belt with holes in the canvas of the second disk. The shank of the working blade is made in the form of a shelf with stiffeners on its inner side. Shelves have wedge-shaped annular protrusions at the front and rear ends along the stream. On the rims of the disks of the impellers, reciprocal wedge-shaped annular recesses are made, which form an annular dovetail groove for contact with wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the working blades (RU 2269678 C1, publ. 02.10.2006).
Известно рабочее колесо осевого компрессора двигателя, содержащее диск, лопатки с хвостовиком, средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост». На боковых контактных гранях хвостовиков лопаток выполнены фаски по хорде, меньшей радиуса округления. Средство осевой фиксации лопаток выполнено в виде разрезного кольца и прорезей под разрезное кольцо в упорном выступе диска и хвостовике лопаток. Величина радиуса округления и фаски выбраны из расчета предельной нормативной прочности (RU 2476729 C1, опубл. 27.02.2013).Known impeller of an axial compressor of the engine, containing a disk, blades with a shank, means of axial fixation of the blades in the castle connection type "dovetail". On the lateral contact faces of the shanks of the blades chamfers are made along a chord smaller than the radius of rounding. The axial fixation tool for the blades is made in the form of a split ring and slots for a split ring in the thrust protrusion of the disk and the shank of the blades. The value of the radius of rounding and chamfer selected from the calculation of the ultimate standard strength (RU 2476729 C1, publ. 27.02.2013).
Известно рабочее колесо осевого компрессора, которое состоит из диска компрессора с установленными на нем рабочими лопатками, включающими перо и хвостовик. Хвостовик лопатки расположен горизонтально, а перо соединено с хвостовиком через промежуточный элемент - ножку. Лопатки на диске установлены под углом к потоку рабочего тела (Н.Н. Сиротин, А.С. Новиков, А.Г. Пайкин, А.Н. Сиротин. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва. Наука 2011. стр. 257-263).The impeller of an axial compressor is known, which consists of a compressor disk with working blades mounted on it, including a feather and a shank. The shank of the blade is located horizontally, and the feather is connected to the shank through an intermediate element - the leg. The blades on the disk are installed at an angle to the flow of the working fluid (NN Sirotin, AS Novikov, AG Paykin, AN Sirotin. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system Book 1. Moscow, Science 2011. p. 257-263).
К недостаткам известных решений относятся непроработанность системы выбора совокупности необходимых параметров общей конфигурации диска, влияющих на площадь проходного сечения проточной части и размещение на ободе пазов и лопаток, формирующих аэродинамические процессы взаимодействия рабочего колеса 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.The disadvantages of the known solutions include the lack of development of a system for selecting the set of necessary parameters for the general configuration of the disk, affecting the area of the flow section of the flow passage and the placement on the rim of grooves and blades that form the aerodynamic processes of interaction of the impeller 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 parameters of the spatial configuration of the disk and the angular orientation of the said grooves in the rim of the disk, and that the difficulty of obtaining a compromise combination of increased efficiency values, stores dynamic stability (CDB) of the compressor and hence the complexity of optimal dynamic strength and increased life with a minimum of material consumption.
Задача, решаемая изобретением, состоит в разработке 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 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 valve with an increase in the reserves of the GDU in all operating modes You are an engine and resource without increasing material consumption.
Поставленная задача в части рабочего колеса по первому варианту решается тем, что рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, согласно изобретению содержит диск и лопаточный венец, при этом диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, обод с фронтальной и тыльной полками по ходу потока рабочего тела, наделенный пазами для заведения лопаток рабочего колеса, и полотно, снабженное в периферийной части расположенными под ободом с двух сторон наклонными полками, сконструированными для неразъемного соединения с ответными контактными элементами смежных ступеней вала, а лопатки содержат каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками; при этом полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу с градиентом Gп уменьшения толщины в указанном направлении, равнымThe task in terms of the impeller according to the first embodiment is solved by the fact that the impeller of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of the low-pressure compressor of a turbojet engine, having a housing with a flow part tapering from the inlet, according to the invention comprises a disk and a blade ring, while the disk is made in the form of a single element, including a hub with a central hole, a rim with frontal and rear shelves along the flow of the working fluid, endowed with grooves to establish the blades of the impeller, and polo it is equipped, in the peripheral part, with inclined shelves located under the rim on both sides, designed for permanent connection with mating contact elements of adjacent shaft steps, and the blades contain each shank and feather with a profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated by input and output edges; wherein the blade web is made with a section of height-variable cross section, tapering conically from the hub to the rim with a gradient G n of decreasing thickness in the indicated direction equal to
где δп.п. - толщина периферийной части полотна диска; δк.п. - толщина прикорневой части полотна; Hср - радиальная высота полотна диска между участками сопряжений со ступицей и ободом; причем внешняя поверхность обода диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода на ось вала ротора, и с радиусом, возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела, кроме того, пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска с угловой частотой
где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Hср - средняя высота пера лопатки.where L p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; H cf - the average height of the feather blades.
При этом пазы в ободе диска могут быть выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки по типу «ласточкин хвост», а базовые поверхности боковых граней паза выполнены встречно наклонными одна к другой с образованием углов β между боковой гранью и подошвой паза, равных β=(63÷78)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.In this case, the grooves in the rim of the disk can be made in cross section with the side faces forming an element of the castle connection with the shank of the blade of the “dovetail” type, and the base surfaces of the side faces of the groove are counter-inclined one to the other with the formation of angles β between the side face and the sole of the groove equal to β = (63 ÷ 78) °, while the transition from the side face to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.
Фронтальная полка обода диска может быть выполнена с кольцевым выступом в верхней части полки, снабженным понизу прерывистой кольцевой канавкой, выполненной в теле выступа на участках между пазами для хвостовиков глубиной, достаточной для заведения разрезного контровочного кольца в нижнюю часть высоты хвостовика лопатки, причем не менее чем на одном участке между пазами в створе канавки в зоне выступа в полке обода диска выполнены одно или два последовательных радиальных отверстия соответственно для фиксации стопорным элементом и демонтажа контровочного кольца.The front flange of the disk rim can be made with an annular protrusion in the upper part of the flange, provided with a bottom intermittent annular groove made in the body of the protrusion in the sections between the grooves for the shanks with a depth sufficient to establish a split retaining ring in the lower part of the height of the shank of the blade, not less than in one section between the grooves in the groove alignment in the protrusion zone, one or two consecutive radial holes are made in the flange of the disk rim for fixing by the locking element and dem mounting ring retaining ring.
В верхней части полотна диска не менее чем под одной из наклонных полок полотна может быть выполнен кольцевой прилив для последующей прерывистой калибровки толщины и длины участков последнего при монтажной балансировке диска.An annular tide can be made in the upper part of the disk web at least under one of the inclined shelves of the web for subsequent intermittent calibration of the thickness and length of the sections of the latter during mounting disk balancing.
Наклонные полки, расположенные под ободом диска, могут быть выполнены отходящими от полотна в верхней части последнего с углом наклона относительно оси вала ротора, практически повторяющим угол наклона образующей соответствующего кольцевого участка внутреннего контура проточной части, при этом фронтальная из указанных полок по ходу потока рабочего тела выполнена для неразъемного соединения с ответным соединительным элементом предыдущей ступени - кольцевой проставкой, а тыльная полки снабжена элементами лабиринтного уплотнения и выполнена для неразъемного соединения с ответным соединительным элементом - фронтальной полкой диска третьей ступени.Inclined shelves located under the rim of the disk can be made extending from the web in the upper part of the latter with an angle of inclination relative to the axis of the rotor shaft, practically repeating the angle of inclination of the generatrix of the corresponding annular portion of the inner contour of the flowing part, while the front of these shelves is in the direction of flow of the working fluid made for one-piece connection with a mating connector of the previous stage - an annular spacer, and the rear shelf is equipped with elements of a labyrinth seal and you olnena for permanent connection with the mating coupling element - frontal flange disc third stage.
Перо лопатки может быть выполнено переменным по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки, при этом максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т., равнымThe blade feather can be made variable in width and height of the feather with a thickness defined in cross section as the difference between the heights of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the blade feather, while the maximum thickness of the blade profile of the blade is made the largest in the root section and decreasing in height pen to the peripheral end with a gradient G of standard fuel equal to
где Cк - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Cп - то же, периферийного сечения; Hср - средняя высота пера лопатки;where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; C p - the same peripheral section; H cf - the average height of the feather blades;
Каждая лопатка может быть снабжена с двух сторон пера антивибрационной полкой, расположенной в зоне одной трети высоты пера от периферийного торца пера лопатки, с контактными торцами, которые выполнены под углом (26÷32)° к оси вала ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, и наклонены в сторону корыта профиля пера, а хвостовик лопатки снабжен канавкой для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.Each blade can be equipped on both sides of the pen with an anti-vibration shelf located in the region of one third of the height of the pen from the peripheral end of the blade pen, with contact ends that are made at an angle of (26 ÷ 32) ° to the axis of the rotor shaft in the projection onto the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the feather blade and tilted toward the trough of the profile of the feather, and the shank of the blade is provided with a groove for fixing the blade in the disk from shifting the shank along the axis of the groove with a split locking ring.
Перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета), и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки.The blade feather can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view in np - direction of flight), and with the back of the feather convex towards anti-rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise direction.
Перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.), и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).The blade feather can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (view in n.p.), and with the back of the pen convex in side against rotation of the rotor and against the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p. .).
Периферийный торец пера лопатки может быть выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне второй ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face of the blade vane pen can be made beveled with a repetition of the curvature of the internal surface of the engine duct in the zone of the second stage of the low pressure valve with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unobstructed rotation of the blade of the impeller as part of the low pressure cylinder rotor.
Поставленная задача в части рабочего колеса по второму варианту решается тем, что рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, согласно изобретению, содержит диск и лопаточный венец, число лопаток в котором принято от 34 до 48 лопаток, при этом диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, обод с фронтальной и тыльной полками по ходу потока рабочего тела, наделенный пазами для заведения лопаток рабочего колеса, и полотно, снабженное в периферийной части расположенными под ободом с двух сторон наклонными полками, сконструированными для неразъемного соединения с ответными контактными элементами смежных ступеней вала, а лопатки содержат каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками; при этом полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу, а ступица выполнена симметрично развитой относительно средней условной плоскости полотна, нормальной к оси вала ротора, с осевой шириной, превышающей толщину δк.п. прикорневой части полотна в (3,7÷5,1) раза, причем внешняя поверхность обода диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода на ось вала ротора, и с радиусом, возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела, при этом угол наклона образующей внешней поверхности обода диска к оси вала ротора составляет φ=(10÷15)°, кроме того, пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска и выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки, а перо лопатки выполнено с углом γ установки профиля, определенным как угол между соединяющей входную и выходную кромки профиля хордой и фронтальной линией решетки лопаточного венца, имеющий в проекции на условную плоскость, перпендикулярную к оси пера, в корневом сечении профиля значение γк=(68,8÷74,8)°, кроме того, лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом Gу.п, имеющем значения в диапазонеThe task in terms of the impeller according to the second embodiment is solved by the fact that the impeller of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of the low-pressure compressor of a turbojet engine, having a housing with a flow part tapering from the inlet, according to the invention, contains a disk and a blade blade, the number of blades per which is taken from 34 to 48 blades, while the disk is made in the form of a single element, including a hub with a central hole, a rim with front and rear shelves along the flow of the working fluid, endowed with for the impeller vanes, and a blade equipped in the peripheral part with inclined shelves located under the rim on both sides, designed for permanent connection with the mating contact elements of adjacent shaft steps, and the blades contain each shank and feather with a profile formed by a concave trough and convex a back, conjugate inlet and outlet edges; the blade web is made with a section with a variable height, tapering conically from the hub to the rim, and the hub is made symmetrically developed relative to the average conditional plane of the web, normal to the axis of the rotor shaft, with an axial width exceeding the thickness δ K. the basal part of the canvas (3.7 ÷ 5.1) times, and the outer surface of the rim of the disk is made constituting the axial portion of the inner contour of the flowing part with an axial length equal to the projection of the forming rim on the axis of the rotor shaft, and with a radius increasing in the axial section of the low pressure valve in the direction of flow of the working fluid, while the angle of inclination of the generatrix of the outer surface of the rim of the disk to the axis of the rotor shaft is φ = (10 ÷ 15) °, in addition, the grooves for introducing the shanks of the blades are uniformly spaced around the perimeter of the disk rim and are made with mutually inclined sides with faces having in cross section the configuration of the element of the castle connection with the shank of the blade, and the feather of the blade is made with the angle γ of setting the profile, defined as the angle between the chord and the front line of the profile connecting the chord and the front line of the grating of the blade of the crown, having a projection on a conditional plane, perpendicular to the axis of the pen, in the root section of the profile, the value of γ k = (68.8 ÷ 74.8) °, in addition, the blade is made with a variable angle of height of the pen angle γ setting the profile of the pen relative to the front line of the lattice pr of the veil of the scapular crown, decreasing with a radial distance from the axis of the rotor shaft with a gradient of G u , having values in the range
где γк - угол установки профиля пера лопатки, в корневом сечении; γп - то же, в периферийном сечении; Hср - средняя высота пера лопатки.where γ to - the angle of installation of the profile of the feather of the scapula, in the root section; γ p - the same in the peripheral section; H cf - the average height of the feather blades.
При этом пазы в ободе диска выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки по типу «ласточкин хвост», а базовые поверхности боковых граней паза выполнены встречно наклонными одна к другой с образованием углов β между боковой гранью и подошвой паза, равных β=(63÷78)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.In this case, the grooves in the rim of the disk are made in cross section with the side faces forming an element of the castle connection with the shank of the blade of the “dovetail” type, and the base surfaces of the side faces of the groove are counter-inclined to one another with the formation of angles β between the side face and the bottom of the groove equal to β = (63 ÷ 78) °, while the transition from the side face to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.
Фронтальная полка обода диска может быть выполнена с кольцевым выступом в верхней части полки, снабженным понизу прерывистой кольцевой канавкой, выполненной в теле выступа на участках между пазами для хвостовиков глубиной, достаточной для заведения разрезного контровочного кольца в нижнюю часть высоты хвостовика лопатки, причем не менее чем на одном участке между пазами в створе канавки в зоне выступа в полке обода диска выполнены одно или два последовательных радиальных отверстия соответственно для фиксации стопорным элементом и демонтажа контровочного кольца.The front flange of the disk rim can be made with an annular protrusion in the upper part of the flange, provided with a bottom intermittent annular groove made in the body of the protrusion in the sections between the grooves for the shanks with a depth sufficient to establish a split retaining ring in the lower part of the height of the shank of the blade, not less than in one section between the grooves in the groove alignment in the protrusion zone, one or two consecutive radial holes are made in the flange of the disk rim for fixing by the locking element and dem mounting ring retaining ring.
В верхней части полотна диска не менее чем под одной из наклонных полок полотна может быть выполнен кольцевой прилив для последующей прерывистой калибровки толщины и длины участков последнего при монтажной балансировке диска.An annular tide can be made in the upper part of the disk web at least under one of the inclined shelves of the web for subsequent intermittent calibration of the thickness and length of the sections of the latter during mounting disk balancing.
Наклонные полки, расположенные под ободом диска, могут быть выполнены отходящими от полотна в верхней части последнего с углом наклона относительно оси вала ротора, практически повторяющим угол наклона образующей соответствующего кольцевого участка внутреннего контура проточной части, при этом фронтальная из указанных полок по ходу потока рабочего тела выполнена для неразъемного соединения с ответным соединительным элементом предыдущей ступени - кольцевой проставкой, а тыльная полки снабжена элементами лабиринтного уплотнения и выполнена для неразъемного соединения с ответным соединительным элементом - фронтальной полкой диска третьей ступени.Inclined shelves located under the rim of the disk can be made extending from the web in the upper part of the latter with an angle of inclination relative to the axis of the rotor shaft, practically repeating the angle of inclination of the generatrix of the corresponding annular portion of the inner contour of the flowing part, while the front of these shelves is in the direction of flow of the working fluid made for one-piece connection with a mating connector of the previous stage - an annular spacer, and the rear shelf is equipped with elements of a labyrinth seal and you olnena for permanent connection with the mating coupling element - frontal flange disc third stage.
Входная и выходная кромки пера могут быть выполнены расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe input and output edges of the pen can be made diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G u.x. an increase in the connecting chords equal to
где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Hср - средняя высота пера лопатки.where L p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; H cf - the average height of the feather blades.
Перо лопатки может быть выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки, при этом при этом максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т., равнымThe blade feather can be made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference between the heights of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the feather blade, while the maximum thickness of the profile of the feather blade is made the largest in the root section and decreasing height to the peripheral end of the pen with a gradient G of standard fuel equal to
где Cк - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Cп - то же, периферийного сечения; Нср - средняя высота пера лопатки.where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; C p - the same peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
Каждая лопатка может быть снабжена с двух сторон пера антивибрационной полкой, расположенной в зоне одной трети высоты пера от периферийного торца пера лопатки, с контактными торцами, которые выполнены под углом (26÷32)° к оси вала ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, и наклонены в сторону корыта профиля пера, а хвостовик лопатки снабжен канавкой для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.Each blade can be equipped on both sides of the pen with an anti-vibration shelf located in the region of one third of the height of the pen from the peripheral end of the blade pen, with contact ends that are made at an angle of (26 ÷ 32) ° to the axis of the rotor shaft in the projection onto the conditional axial plane of the rotor normal to the axis of the feather blade and tilted toward the trough of the profile of the feather, and the shank of the blade is provided with a groove for fixing the blade in the disk from shifting the shank along the axis of the groove with a split locking ring.
Перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета), и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки.The blade feather can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view in np - direction of flight), and with the back of the feather convex towards anti-rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise direction.
Перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.), и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).The blade feather can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (view in n.p.), and with the back of the pen convex in side against rotation of the rotor and against the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p. .).
Периферийный торец пера лопатки может быть выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне второй ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face of the blade vane pen can be made beveled with a repetition of the curvature of the internal surface of the engine duct in the zone of the second stage of the low pressure valve with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unobstructed rotation of the blade of the impeller as part of the low pressure cylinder rotor.
Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков рабочего колеса второй ступени ротора КНД ТРД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,4% при повышении ресурса рабочего колеса в 2 раза.The technical result of the invention, achieved by the above set of essential features of the impeller of the 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 2.4% while increasing the resource of the impeller by 2 times.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображено рабочее колесо второй ступени вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 1 shows the impeller of the second stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;
на фиг. 2 - фрагмент рабочего колеса второй ступени вала ротора КНД, фронтальная проекция;in FIG. 2 - a fragment of the impeller of the second stage of the shaft of the rotor KND, frontal projection;
на фиг. 3 - перо лопатки рабочего колеса второй ступени, поперечный разрез;in FIG. 3 - feather blades of the impeller of the second stage, a cross section;
на фиг. 4 - лопатка рабочего колеса второй ступени, вид сверху;in FIG. 4 - the blade of the impeller of the second stage, top view;
на фиг. 5 - паз обода диска первой ступени вала ротора КНД, продольный разрез.in FIG. 5 - groove of the rim of the disk of the first stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section.
Рабочее колесо второй ступени ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, содержит диск 1 и лопаточный венец, наделенный рабочими лопатками 2.The impeller of the second stage of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of a low-pressure compressor of a turbojet engine having a housing with a flowing part tapering from the inlet, contains a disk 1 and a blade ring endowed with
Диск 1 выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу 3 с центральным отверстием 4, полотно 5 и обод 6, наделенный пазами 7 для заведения лопаток 2 рабочего колеса. Обод 6 выполнен с фронтальной полкой 8 и тыльной полкой 9. Полотно 5 снабжено в периферийной части расположенными под ободом 6 с двух сторон наклонными полками 10, 11, сконструированными для неразъемного соединения с ответными контактными элементами смежных ступеней вала.The disk 1 is made in the form of a single element, including a
Каждая лопатка 2 содержит хвостовик 12 и перо 13 с профилем, образованным вогнутым корытом 14 и выпуклой спинкой 15, сопряженными входной и выходной кромками 16 и 17.Each
Полотно 5 диска 1 выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы 3 к ободу 6 с градиентом Gу.т. уменьшения толщины в указанном направлении, равнымThe
где δп.п - толщина периферийной части полотна диска; δк.п. - толщина прикорневой части полотна; Нср - радиальная высота полотна диска между участками сопряжений со ступицей и ободом;where δ pp - the thickness of the peripheral part of the disk blade; δ c.p. - the thickness of the basal part of the canvas; H cf - the radial height of the blade web between the sections of the mates with the hub and rim;
Внешняя поверхность 18 обода 6 диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода 6 на ось 19 вала ротора, и с радиусом, возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела.The
Пазы 7 для заведения хвостовиков 12 лопаток 2 равномерно разнесены по периметру обода 6 диска с угловой частотой
Входная и выходная кромки 16 и 17 пера 13 выполнены расходящимися к периферийному торцу 22 лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды 23, равнымThe input and
где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Hср - средняя высота пера лопатки.where L p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; H cf - the average height of the feather blades.
Фронтальная полка 8 обода 6 диска выполнена с кольцевым выступом 24 в верхней части полки, снабженным понизу прерывистой кольцевой канавкой, выполненной в теле выступа на участках между пазами 7 для хвостовиков 12 глубиной, достаточной для заведения разрезного контровочного кольца в нижнюю часть высоты хвостовика 12 лопатки. Не менее чем на одном участке между пазами 7 в створе канавки в зоне выступа 24 в полке обода 6 диска выполнены одно или два последовательных радиальных отверстия 25 соответственно для фиксации стопорным элементом 26 и демонтажа контровочного кольца.The
В верхней части полотна 5 диска под наклонной полкой 11 полотна выполнен кольцевой прилив 27 для последующей прерывистой калибровки толщины и длины участков последнего при монтажной балансировке диска.An
Наклонные полки 10, 11, расположенные под ободом 6 диска, выполнены отходящими от полотна 5 в верхней части последнего с углом наклона относительно оси 19 вала ротора, практически повторяющим угол наклона образующей соответствующего кольцевого участка внутреннего контура проточной части. Фронтальная по ходу потока рабочего тела наклонная полка 10 выполнена для неразъемного соединения с ответным соединительным элементом предыдущей ступени - кольцевой проставкой, а тыльная полка 11 снабжена элементами 28 лабиринтного уплотнения и выполнена для неразъемного соединения с ответным соединительным элементом - фронтальной полкой диска третьей ступени.
Перо 13 лопатки 2 выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 15 и корыта 14 относительно хорды 23, соединяющей входную и выходную кромки 16, 17 пера лопатки. Максимальная толщина профиля пера 13 лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу 22 с градиентом Gу.т., равнымThe
где Cк - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Cп - то же, периферийного сечения; Hср - средняя высота пера лопатки;where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; C p - the same peripheral section; H cf - the average height of the feather blades;
Каждая лопатка 2 снабжена с двух сторон пера антивибрационной полкой 28, расположенной в зоне одной трети высоты пера от периферийного торца 22 пера 13 лопатки, с контактными торцами 29. Торцы 29 выполнены под углом (26÷32)° к оси вала ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, и наклонены в сторону корыта 14 профиля пера. Хвостовик 12 лопатки 2 снабжен канавкой 30 для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.Each
Перо 13 лопатки выполнено с корытом 14, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета), и со спинкой 15 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки.The
Вариантно перо 13 лопатки выполнено с корытом 14, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.), и со спинкой 15 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).
Периферийный торец 22 пера 13 лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне второй ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face 22 of the
По второму варианту рабочее колесо второй ступени ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, содержит диск 1 и лопаточный венец, наделенный рабочими лопатками 2, число которых принято от 34 до 48 лопаток.According to the second variant, the impeller of the second stage of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of a low-pressure compressor of a turbojet engine, having a casing with a flow part tapering from the inlet, contains a disk 1 and a blade rim endowed with working
Диск 1 выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу 3 с центральным отверстием 4, полотно 5 и обод 6, наделенный пазами 7 для заведения лопаток 2 рабочего колеса. Обод 6 выполнен с фронтальной полкой 8 и тыльной полкой 9. Полотно 5 снабжено в периферийной части расположенными под ободом 6 с двух сторон наклонными полками 10, 11, сконструированными для неразъемного соединения с ответными контактными элементами смежных ступеней вала.The disk 1 is made in the form of a single element, including a
Каждая лопатка 2 содержит хвостовик 12 и перо 13 с профилем, образованным вогнутым корытом 14 и выпуклой спинкой 15, сопряженными входной и выходной кромками 16 и 17.Each
Полотно 5 диска 1 выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы 3 к ободу 6. Ступица выполнена симметрично развитой относительно средней условной плоскости полотна 5, нормальной к оси 19 вала ротора, с осевой шириной, превышающей толщину δк.п. прикорневой части полотна 5 в (3,7÷5,1) раза.The
Внешняя поверхность 18 обода 6 диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода 6 на ось 19 вала ротора, и с радиусом, возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела. Угол наклона образующей внешней поверхности обода диска к оси вала ротора составляет φ=(10÷15)°.The
Пазы 7 для заведения хвостовиков 12 лопаток 2 равномерно разнесены по периметру обода 6 диска. Пазы 7 выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями 20, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком 12 лопатки.The
Перо 13 лопатки 2 выполнено с углом γ установки профиля, определенным как угол между соединяющей входную и выходную кромки 16, 17 профиля хордой 23 и фронтальной линией 31 решетки лопаточного венца, имеющий в проекции на условную плоскость, перпендикулярную к оси пера, в корневом сечении профиля значение γк=(68,8÷74,8)°, а в периферийном сечении значение γп=(19,9÷27,9)°.The
Лопатка 2 выполнена с переменным по высоте пера 13 углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии 31 решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом Gу.п, имеющем значения в диапазонеThe
где γк - угол установки профиля пера лопатки, в корневом сечении; γп - то же, в периферийном сечении; Hср - средняя высота пера лопатки.where γ to - the angle of installation of the profile of the feather of the scapula, in the root section; γ p - the same in the peripheral section; H cf - the average height of the feather blades.
Пример реализации изобретения.An example implementation of the invention.
Рабочее колесо второй ступени КНД ТРД состоит из диска 1 и установленных на нем рабочих лопаток 2. Диск второй ступени изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные заодно целое массивную ступицу 3, полотно 5 и обод 6. Профили полотна 5 и ступицы 3 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой.The impeller of the second stage of the low pressure turbojet engine consists of a disk 1 and
Изготовленный диск имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 44 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 132 мм; толщина полотна - 9,9 мм на диаметре 250 мм, толщина полотна - 6,3 мм на диаметре 372 мм; ширина обода - 54 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска - 465 мм и 490 мм соответственно; угол φ наклона внешней поверхности обода диска - 13°.The manufactured disk has the following geometric parameters: overall width of the hub - 44 mm; diameter of the central hole of the hub - 132 mm; web thickness - 9.9 mm on a diameter of 250 mm, web thickness - 6.3 mm on a diameter of 372 mm; rim width - 54 mm; minimum and maximum diameters of the outer surface of the rim of the disk - 465 mm and 490 mm, respectively; the angle φ of the inclination of the outer surface of the rim of the disk is 13 °.
Лопатку 2 рабочего колеса второй ступени ротора КНД ТРД поэтапно изготавливают из прутка авиационного сплава. На первом этапе отрезают фрагмент прутка требуемой длины, из которого электровысадкой с последующей механической обработкой выполняют заготовку лопатки с локальными утолщениями на участках расположения хвостовика 12 и антивибрационной полки 29. На следующем этапе заготовку подвергают общему нагреву в электропечи до состояния термопластичности и выполняют горячую объемную штамповку, используя штамп, состоящий из двух ответно профилированных полуматриц. Рабочая поверхность одной из полуматриц штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности спинки 15 пера 13 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 14 пера 13 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 1.The
Доводку обтекаемых поверхностей профилей пера 13 и антивибрационной полки 29 производят фрезерованием с последующей полировкой. Контактные торцы 30 антивибрационной полки 29 упрочняют, нанося на них высокопрочный слой.The refinement of the streamlined surfaces of the profiles of the
Изготовленная таким образом лопатка состоит из объединенных в одно целое пера 13 с хвостовиком 12 и антивибрационной полкой 29, выполненной как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса второй ступени ротора КНД ТРД.The blade made in this way consists of a
Профиль пера 13 лопатки 2 имеет следующие геометрические параметры:The profile of the
- в корневом сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Cmax=5,2 мм; длина хорды пера - 55,2 мм; угол γк установки профиля пера между соединяющей входную и выходную кромки 16 и 17 профиля хордой 23 и фронтальной линией 32 решетки лопаточного венца составляет 71°; угол α установки профиля пера 13 к оси вращения ротора составляет 19°;- in the root section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness C max = 5.2 mm; pen chord length - 55.2 mm; the angle γ to the installation profile of the pen between connecting the input and
- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Cmax=2,2 мм; длина хорды пера принята 68,6 мм; угол γп установки профиля пера составляет 24°;- in the peripheral section, the profile of the feather blade is made with a maximum profile thickness C max = 2.2 mm; the length of the chord of the pen is 68.6 mm; the angle γ p setting the profile of the pen is 24 °;
- средняя высота Hср профиля пера составляет 181,5 мм.- the average height H cf the pen profile is 181.5 mm.
Антивибрационная полка 29 лопатки выполнена с толщиной стенки 4,5 мм и размещена на среднем радиусе от оси ротора 367 мм, с контактными торцами 30, выполненными под углом 29° к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки.The
На внешней стороне обода 6 выполняют протягиванием замковые пазы для крепления лопаток 2 в количестве 42 штук. Пазы 7 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона боковых граней 20 к подошве 21 паза составляет 70°; ширина подошвы - 20 мм.On the outer side of the
Лопатки 3 удерживают от перемещения в радиальном направлении от действия центробежных сил при помощи контактных выступов замка типа «ласточкин хвост». Каждую лопатку 3 удерживают в диске 1 от перемещения в направлении протяжки паза 7 с помощью разрезного кольца. Лопатки 3 сопрягают по ответным торцам 30 смежных антивибрационных полок.The
Таким образом, рабочее колесо второй ступени имеет следующие геометрические параметры: минимальный и максимальный диаметры внутренней поверхности рабочего колеса - 465 мм и 490 мм; аналогично периферийной поверхности рабочего колеса - 847,5 мм и 832,5 мм; максимальная ширина второй ступени ротора - 54 мм.Thus, the impeller of the second stage has the following geometric parameters: the minimum and maximum diameters of the inner surface of the impeller - 465 mm and 490 mm; similar to the peripheral surface of the impeller - 847.5 mm and 832.5 mm; the maximum width of the second rotor stage is 54 mm.
В процессе работы ТРД диск 1 рабочего колеса второй ступени приводится во вращение путем передачи крутящего момента от турбины низкого давления (ТНД) через барабанно-дисковую конструкцию вала ротора КНД с включением в работу лопаток 2 рабочего колеса. В результате чего происходит нагнетание воздушного потока в КНД. На вогнутой поверхности в виде корыта 14 пера 13 каждой лопатки 2 создается зона повышенного давления, а на выпуклой поверхности, образующей спинку 15 пера 13, создается при этом зона пониженного давления, усиливающая образование направленного воздушного потока. Вращающиеся лопатки 3 рабочего колеса ротора передают энергию воздушному потоку, направляя сжимаемый поток на лопатки статора второй ступени, и после выравнивания в последнем поток поступает в последующие ступени КНД. Одновременно диск 1 воспринимает центробежные нагрузки.During the operation of the turbojet engine, the second stage impeller disk 1 is driven into rotation by transmitting torque from a low pressure turbine (low pressure turbine) through the drum-disk design of the low pressure rotor rotor shaft with the
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 6, принятого сочетания конического полотна 5 с заявленным градиентом Gу.т.=(0,05÷0,07) и осевой ширины ступицы 3, компенсирующих ослабление полотна 5 диска центральным отверстием 4, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Выполнение ширины ступицы 3, превышающей толщину прикорневой части полотна 5 в (3,7÷5,1) раза, приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 4 в ступице 3 принят достаточным для пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных операциях сборки компрессора.The technical result of the present invention is achieved according to the invention designed aggregate solutions and constructive geometric parameters of the main elements of a rotor impeller disc of the second stage of the CPV, namely the radial disk parameters, the geometric configuration of the
На внешней стороне обода 6 диска выполняют протягиванием систему пазов 8 для закрепления лопаток в количестве 42 шт. Пазы 7 расположены под углом к оси вращения ротора. Технический результат изобретения достигают при выполнении пазов, расположенных под углом α, принятым из заявленного диапазона (17÷25)°, 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 8 диске лопаток рабочего колеса второй ступени ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла αo>25° отклонения оси паза 7 диска от оси 19 вала 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
Кроме того, пазы 7 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой
Аналогичные процессы имеют место с получением положительного результата при соблюдении и отрицательного при выходе за пределы найденных в группе изобретений границ диапазона градиентов угла γ между соединяющей входную и выходную кромки 11 и 12 профиля хордой 20 и фронтальной линией 21 решетки лопаточного венца, составляющем в корневом сечении γуст.к=(68,8÷74,8)°, а в периферийном сечении значение γп=(19,9÷27,9)°, а также найденных в изобретении границ диапазонов градиента
Градиент Gу.х. увеличения хорды 23 пера 13 лопатки 2 по средней высоте Hср пера лопатки характеризует парусность пера, образованную в результате углового расхождения входной и выходной боковых кромок 16 и 17 пера 13 от втулки до периферийного торца 22. Парусность пера 13 по высоте лопатки спрофилирована по упомянутому градиенту Gх углового расширения хорды 23 пера с заявленным диапазоном
Технический результат повышения ресурса рабочего колеса в два раза достигается при соблюдении условия соотношения разности толщин к средней высоте пера 13 лопатки, принимаемого в пределах найденного в изобретении указанного диапазона значений градиента
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров рабочего колеса второй ступени достигают повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя без увеличения материалоемкости.Thus, by improving the structural and aerodynamic parameters of the impeller of the second stage, an increase in efficiency and an expansion of the range of gas-dynamic stability modes of the engine’s low pressure are achieved without increasing the material consumption.
Claims (21)
где δп.п. - толщина периферийной части полотна диска; δк.п. - толщина прикорневой части полотна; Hср - радиальная высота полотна диска между участками сопряжений со ступицей и ободом; причем внешняя поверхность обода диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода на ось вала ротора, и с радиусом, возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела, кроме того, пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска с угловой частотой
где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Hср - средняя высота пера лопатки.1. The impeller of the second stage of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of a low-pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD), having a housing with a flow part tapering from the inlet, characterized in that it contains a disk and a blade ring, wherein the disk is made in in the form of a single element, including a hub with a central hole, a rim with frontal and rear shelves along the flow of the working fluid, endowed with grooves for institution of the blades of the impeller, and a cloth provided in the peripheral part under the rim, on both sides, inclined shelves designed for one-piece connection with mating contact elements of adjacent shaft steps, and the blades contain each shank and feather with a profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated by input and output edges; wherein the blade web is made with a section of height-variable cross section, tapering conically from the hub to the rim with a gradient G n of decreasing thickness in the indicated direction equal to
where δ p.p. - the thickness of the peripheral part of the disk blade; δ c.p. - the thickness of the basal part of the canvas; H cf - the radial height of the blade web between the sections of the mates with the hub and rim; moreover, the outer surface of the rim of the disk is made component of the axial portion of the inner contour of the flowing part with an axial length equal to the projection of the generatrix of the rim on the axis of the rotor shaft, and with a radius increasing in the axial section of the low pressure valve towards the flow of the working fluid, in addition, the grooves for the establishment of the shanks of the blades evenly spaced around the perimeter of the disk rim with an angular frequency
where L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; H cf - the average height of the feather blades.
где Cк - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Cп - то же, периферийного сечения; Hср - средняя высота пера лопатки;6. The impeller of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the feather of the blade is made variable in width and height of the feather with a thickness defined in cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the blade feather, the maximum thickness of the blade profile of the blade is made the largest in the root section and decreasing in height of the feather to the peripheral end with a gradient of G weight equal to
where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; C p - the same peripheral section; H cf - the average height of the feather blades;
где γк - угол установки профиля пера лопатки, в корневом сечении; γп - то же, в периферийном сечении; Hср - средняя высота пера лопатки.11. The impeller of the second stage of the rotor, including the shaft of the drum-disk design of a low-pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD), having a housing with a flow part tapering from the inlet, characterized in that it contains a disk and a blade blade, the number of blades in which from 34 to 48 blades, while the disk is made in the form of a single element, including a hub with a central hole, a rim with front and rear shelves along the flow of the working fluid, endowed with grooves to establish the blades of the impeller, and polo it is equipped, in the peripheral part, with inclined shelves located under the rim on both sides, designed for permanent connection with mating contact elements of adjacent shaft steps, and the blades contain each shank and feather with a profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated by input and output edges; the blade web is made with a section with a variable height, tapering conically from the hub to the rim, and the hub is made symmetrically developed relative to the average conditional plane of the web, normal to the axis of the rotor shaft, with an axial width exceeding the thickness δ K. the basal part of the canvas (3.7 ÷ 5.1) times, and the outer surface of the rim of the disk is made constituting the axial portion of the inner contour of the flowing part with an axial length equal to the projection of the forming rim on the axis of the rotor shaft, and with a radius increasing in the axial section of the low pressure valve in the direction of flow of the working fluid, while the angle of inclination of the generatrix of the outer surface of the rim of the disk to the axis of the rotor shaft is φ = (10 ÷ 15) °, in addition, the grooves for introducing the shanks of the blades are uniformly spaced around the perimeter of the disk rim and are made with mutually inclined sides with faces having in cross section the configuration of the element of the castle connection with the shank of the blade, and the feather of the blade is made with the angle γ of setting the profile, defined as the angle between the chord and the front line of the profile connecting the chord and the front line of the grating of the blade of the crown, having a projection on a conditional plane, perpendicular to the axis of the pen, in the root section of the profile, the value of γ k = (68.8 ÷ 74.8) °, in addition, the blade is made with a variable angle of height of the pen angle γ setting the profile of the pen relative to the front line of the lattice pr ofiley blade row, with decreasing radial distance from the rotor shaft axis gradient G uniformizing parameter having values in the range
where γ to - the angle of installation of the profile of the feather of the scapula, in the root section; γ p - the same in the peripheral section; H cf - the average height of the feather blades.
где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Hср - средняя высота пера лопатки.16. The impeller of the second stage of the rotor of the low-pressure compressor according to p. 11, characterized in that the input and output edges of the pen are made diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G C an increase in the connecting chords equal to
where L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; H cf - the average height of the feather blades.
где Cк - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Cп - то же, периферийного сечения; Hср - средняя высота пера лопатки.17. The impeller of the second stage of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 11, characterized in that the feather of the blade is made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the blade feather while the maximum thickness of the profile of the feather blade is made the largest in the root section and decreasing in height of the feather to the peripheral end with a gradient of G weight equal to
where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; C p - the same peripheral section; H cf - the average height of the feather blades.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015150515/05A RU2603383C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015150515/05A RU2603383C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2603383C1 true RU2603383C1 (en) | 2016-11-27 |
Family
ID=57774569
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015150515/05A RU2603383C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2603383C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU209925U1 (en) * | 2021-12-27 | 2022-03-23 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | High Power Turbine Rotor Assembly |
| RU2796182C1 (en) * | 2020-11-18 | 2023-05-17 | Aecc Шанхай Коммершал Эйркрафт Энджин Маньюфэкчуринг Ко., Лтд. | Blade platform, bladed row, impeller disk and gas turbine engine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3063674A (en) * | 1961-02-08 | 1962-11-13 | Jr Clarence E Middlebrooks | Rotor construction and method |
| SU785529A1 (en) * | 1979-02-05 | 1980-12-07 | Предприятие П/Я Р-6838 | Axial turbomachine impeller |
| US8083475B2 (en) * | 2009-01-13 | 2011-12-27 | General Electric Company | Turbine bucket angel wing compression seal |
| US20130156590A1 (en) * | 2010-06-25 | 2013-06-20 | Snecma | Gas turbine engine rotor wheel having composite material blades with blade-root to disk connection being obtained by clamping |
| RU2565108C1 (en) * | 2014-04-25 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions) |
-
2015
- 2015-11-25 RU RU2015150515/05A patent/RU2603383C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3063674A (en) * | 1961-02-08 | 1962-11-13 | Jr Clarence E Middlebrooks | Rotor construction and method |
| SU785529A1 (en) * | 1979-02-05 | 1980-12-07 | Предприятие П/Я Р-6838 | Axial turbomachine impeller |
| US8083475B2 (en) * | 2009-01-13 | 2011-12-27 | General Electric Company | Turbine bucket angel wing compression seal |
| US20130156590A1 (en) * | 2010-06-25 | 2013-06-20 | Snecma | Gas turbine engine rotor wheel having composite material blades with blade-root to disk connection being obtained by clamping |
| RU2565108C1 (en) * | 2014-04-25 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2796182C1 (en) * | 2020-11-18 | 2023-05-17 | Aecc Шанхай Коммершал Эйркрафт Энджин Маньюфэкчуринг Ко., Лтд. | Blade platform, bladed row, impeller disk and gas turbine engine |
| RU209925U1 (en) * | 2021-12-27 | 2022-03-23 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | High Power Turbine Rotor Assembly |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2565091C1 (en) | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) | |
| RU2565138C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade | |
| 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 | |
| RU2603383C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions) | |
| RU2565114C1 (en) | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) | |
| RU2603380C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2565108C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2603379C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2612282C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller | |
| 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 | |
| RU2603384C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions) | |
| RU2630921C1 (en) | Impeller wheel of third stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring | |
| RU2611497C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2603377C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2603219C1 (en) | Third stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2596915C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) | |
| RU2581990C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine engine | |
| RU2596913C1 (en) | Impeller vane of turbojet engine low-pressure compressor rotor (versions) | |
| RU2596912C1 (en) | Impeller vane of turbojet engine low-pressure compressor rotor (versions) | |
| RU2630918C1 (en) | Impeller wheel of first stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring | |
| RU2603217C1 (en) | First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2565139C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor second stage disc | |
| RU155495U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
| RU2596911C1 (en) | Impeller vane of turbojet engine low-pressure compressor rotor (versions) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |