RU2186258C2 - Compressor rotor of gas turbine engine - Google Patents
Compressor rotor of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2186258C2 RU2186258C2 RU2000111664A RU2000111664A RU2186258C2 RU 2186258 C2 RU2186258 C2 RU 2186258C2 RU 2000111664 A RU2000111664 A RU 2000111664A RU 2000111664 A RU2000111664 A RU 2000111664A RU 2186258 C2 RU2186258 C2 RU 2186258C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shaft
- rotor
- gas turbine
- turbine engine
- impellers
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области двигателестроения, в том числе к конструкциям стационарных двигателей наземного применения. The invention relates to the field of engine construction, including the design of stationary engines for land applications.
Известен комбинированный неразъемно-разъемный ротор компрессора газотурбинного двигателя, диски которого соединены сваркой по первым ступеням и болтовыми соединениями по последним ступеням компрессора [1]. Known combined one-piece rotor of the compressor of a gas turbine engine, the disks of which are connected by welding in the first stages and bolted joints in the last stages of the compressor [1].
Недостатком такой конструкции является низкая ремонтопригодность ротора компрессора, т.к. в случае повреждения одного из дисков заменить его сложно из-за наличия сварных соединений. The disadvantage of this design is the low maintainability of the compressor rotor, because in case of damage to one of the disks, it is difficult to replace it due to the presence of welded joints.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является ротор компрессора турбореактивного двухконтурного двигателя, в котором диски установлены на валу ротора с помощью прямоугольных шлиц и зафиксированы в осевом направлении гайкой и кольцевым замком [2]. Closest to the technical nature of the claimed is the rotor of the compressor of a turbojet bypass engine, in which the disks are mounted on the rotor shaft using rectangular slots and axially fixed with a nut and a ring lock [2].
Однако известная конструкция является низконадежной из-за ослабления резьбы вала пазами под кольцевой контровочный замок, который фиксируется выступами в пазах вала, выполненными в осевом направлении по резьбе, на которую накручивается гайка. However, the known design is unreliable due to the weakening of the thread of the shaft with grooves under the annular lock lock, which is fixed by protrusions in the grooves of the shaft, made in the axial direction along the thread on which the nut is screwed.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности работы ротора за счет повышения прочности закрепления рабочих колес на валу ротора. The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the rotor by increasing the strength of the fastening of the impellers on the rotor shaft.
Сущность изобретения заключается в том, что в роторе компрессора газотурбинного двигателя, включающем рабочие колеса и лабиринтный диск, установленные на валу с помощью прямоугольных шлиц и зафиксированные в осевом направлении гайкой и кольцевым замком, согласно изобретению кольцевой замок выполнен с осевыми выступами, ограниченными в окружном направлении выступами прямоугольных шлиц, а в радиальном направлении ступицей лабиринтного диска. The essence of the invention lies in the fact that in the rotor of the compressor of a gas turbine engine, including impellers and a labyrinth disk mounted on a shaft with rectangular slots and fixed in the axial direction by a nut and ring lock, according to the invention, the ring lock is made with axial protrusions bounded in the circumferential direction protrusions of rectangular slots, and in the radial direction of the hub of the labyrinth disk.
Прочность закрепления рабочих колес на валу ротора обеспечивается фиксацией кольцевого замке в прямоугольных шлицах вала, для чего замок выполнен с осевыми выступами. Поскольку при работе двигателя осевые выступы кольцевого замка находятся под действием значительных центробежных сил, то осевые выступы необходимо фиксировать в радиальном направлении ступицей примыкающего к замку лабиринтного диска. The strength of the fixing of the impellers on the rotor shaft is provided by fixing the annular lock in the rectangular splines of the shaft, for which the lock is made with axial protrusions. Since when the engine is running, the axial protrusions of the ring lock are subject to significant centrifugal forces, the axial protrusions must be fixed in the radial direction with the hub of the labyrinth disk adjacent to the castle.
Изобретение проиллюстрировано следующими чертежами. The invention is illustrated by the following drawings.
На фиг. 1 показан продольный разрез заявляемого ротора компрессора, на фиг. 2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. Фиг.3 представляет сечение А-А на фиг.2. In FIG. 1 shows a longitudinal section through the inventive compressor rotor; FIG. 2 - element I in figure 1 in an enlarged view. Figure 3 is a section aa in figure 2.
Ротор компрессора 1 состоит из вала 2 и рабочих колес 3, установленных на валу 2 с помощью прямоугольных шлиц 4. На диске 5 последней ступени компрессора с помощью байонетного соединения 6 закреплен лабиринтный диск 7, установленный также на валу 2 с помощью прямоугольных шлиц 4. The compressor rotor 1 consists of a
В осевом направлении рабочие колеса 3 совместно с лабиринтным диском 7 зафиксированы с помощью гайки 8, которая законтрена с помощью кольцевого замка 9 путем отгибки кольцевого выступа 10 в пазы 11 гайки 8. In the axial direction, the impellers 3 together with the labyrinth disk 7 are fixed with a
Кольцевой замок 9 выполнен с осевыми выступами 12, направленными в сторону примыкающего к замку диска 7 и зафиксированными в окружном направлении выступами 13 прямоугольных шлиц 14, а в радиальном направлении - внутренним диаметром ступицы 15 примыкающего к замку диска 7, для чего в ступице 7 выполнены выемки 16. При фиксации замка 9 резьба 17 на валу 2, на которую наворачивается гайка 8, не ослаблена осевыми пазами, что повышает прочность конструкции и надежность работы ротора. The
Работает заявляемое устройство следующим образом. The claimed device operates as follows.
При работе двигателя, например ПС-90А, на рабочие колеса 3 ротора компрессора действуют газовые силы (до 30 тонн), которые передаются на гайку 8. Затяжка производится с усилием ≈60 тонн, что требует повышенной прочности резьбы 17 на валу 2. When the engine is operating, for example, PS-90A, gas forces (up to 30 tons) act on the impellers 3 of the compressor rotor and are transmitted to
Кольцевой замок 9 зафиксирован в окружном направлении с помощью осевых выступов 12, которые ограничены в окружном направлении выступами 13 прямоугольных шлиц 14, а в радиальном направлении - ступицей 15 примыкающего лабиринтного диска 7. Резьба 17 вала 2 не ослаблена пазами, а замок 9 надежно фиксируется в заявляемой конструкции. The
Источники информации
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с. 66, рис.3.10.Sources of information
1. S. A. Vyunov. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. - M.: Mechanical Engineering, 1989, p. 66, Fig. 3.10.
2. Патент РФ 2036312 F 01 D 11/02, 1995 г. 2. RF patent 2036312 F 01
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000111664A RU2186258C2 (en) | 2000-05-10 | 2000-05-10 | Compressor rotor of gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000111664A RU2186258C2 (en) | 2000-05-10 | 2000-05-10 | Compressor rotor of gas turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2000111664A RU2000111664A (en) | 2002-04-20 |
RU2186258C2 true RU2186258C2 (en) | 2002-07-27 |
Family
ID=20234433
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000111664A RU2186258C2 (en) | 2000-05-10 | 2000-05-10 | Compressor rotor of gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2186258C2 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2606295C1 (en) * | 2015-08-14 | 2017-01-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Gas turbine engine compressor rotor |
-
2000
- 2000-05-10 RU RU2000111664A patent/RU2186258C2/en active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2606295C1 (en) * | 2015-08-14 | 2017-01-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Gas turbine engine compressor rotor |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2361100C2 (en) | Turbojet engine with fan fixed to driving shaft retained between first and second bearings | |
US7344362B2 (en) | Turbocharger | |
RU2315184C2 (en) | Rotor unit of turbomachine with two disks provided with blades and separated by spacer | |
US5632600A (en) | Reinforced rotor disk assembly | |
EP0202188B1 (en) | Two stage turbine rotor assembly | |
KR960002024B1 (en) | Impeller wheel lock in a drive assembly | |
US6896479B2 (en) | Turbocharger rotor | |
US3610777A (en) | Composite drum rotor | |
RU2559953C2 (en) | Rolling bearing for aircraft turbojet engine fitted with axial retention of its external ring | |
GB2286431A (en) | Turbomachine rotor | |
EP2586988B1 (en) | Turbine cover plate assembly | |
JPH07109161B2 (en) | Turbine engine rotor | |
US6499957B1 (en) | Rotor for a turbomachine | |
US10934863B2 (en) | Turbine wheel assembly with circumferential blade attachment | |
US20130336785A1 (en) | Rotor assembly with interlocking tabs | |
RU2186258C2 (en) | Compressor rotor of gas turbine engine | |
CA2857817C (en) | Fastening system for rotor hubs | |
RU2130124C1 (en) | Multistage turbine rotor | |
US4509900A (en) | Turbine rotor | |
US7267527B2 (en) | Rotor for a turbomachine | |
US5257905A (en) | Rotor coupling anti-windage apparatus | |
US6994519B2 (en) | Apparatus and methods for coupling axially aligned turbine rotors | |
US20140174098A1 (en) | Turbine disc with reduced neck stress concentration | |
US11795840B2 (en) | Assembly for supporting and guiding a drive shaft for an aircraft turbine engine | |
US4653984A (en) | Turbine module assembly device |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC4A | Invention patent assignment |
Effective date: 20090115 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |