RU2235922C2 - Gas-turbine engine compressor - Google Patents
Gas-turbine engine compressor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2235922C2 RU2235922C2 RU2002122565/06A RU2002122565A RU2235922C2 RU 2235922 C2 RU2235922 C2 RU 2235922C2 RU 2002122565/06 A RU2002122565/06 A RU 2002122565/06A RU 2002122565 A RU2002122565 A RU 2002122565A RU 2235922 C2 RU2235922 C2 RU 2235922C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- disks
- disk
- rotor
- splines
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to compressors for gas turbine engines of aviation and ground applications.
Известен компрессор газотурбинного двигателя, ротор которого состоит из шлицевого вала и дисков, установленных на шлицевом валу и стянутых по ступицам гайками /1/.A known compressor of a gas turbine engine, the rotor of which consists of a spline shaft and disks mounted on a spline shaft and tightened by hubs with nuts / 1 /.
Недостатком такой конструкции является низкая надежность из-за возможности образования трещин по шлицам, расположенным на ступицах дисков, так как шлицы являются концентраторами напряжений.The disadvantage of this design is the low reliability due to the possibility of cracking along the slots located on the hubs of the disks, since the slots are stress concentrators.
Наиболее близкой к заявляемой является конструкция компрессора газотурбинного двигателя, в роторе которого установлены диски со шлицами на ступицах, стянутые гайками по ступицам, причем по меньшей мере один из дисков выполнен с двумя рядами шлиц. Остальные диски выполнены с одним рядом шлиц, а у дисков с ограниченной шириной ступицы выполнены под ступицы соседних с ними дисков /2/.Closest to the claimed is the design of the compressor of a gas turbine engine, in the rotor of which there are disks with splines on the hubs, tightened by nuts on the hubs, and at least one of the disks is made with two rows of splines. The remaining disks are made with one row of slots, and for disks with a limited width, the hubs are made under the hubs of the disks adjacent to them / 2 /.
Недостатком такой конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность и повышенный вес компрессора из-за увеличенного расстояния между опорами компрессора, неоптимального расстояния между шлицами и полотнами дисков, а также из-за неоптимальной длины шлиц.The disadvantage of this design, adopted as a prototype, is the low reliability and increased weight of the compressor due to the increased distance between the compressor supports, the non-optimal distance between the slots and the blade webs, and also because of the non-optimal length of the slots.
Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности и уменьшения веса компрессора за счет увеличения радиальной жесткости и снижения веса ротора путем сокращения расстояния между опорами компрессора и оптимизации размещения шлиц дисков ротора в ненагруженной зоне.The technical problem that the invention solves is to increase the reliability and reduce the weight of the compressor by increasing the radial stiffness and reducing the weight of the rotor by reducing the distance between the compressor supports and optimizing the placement of the spline of the rotor disks in the unloaded zone.
Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя, ротор которого включает шлицевой вал и установленные на нем диски, стянутые по ступицам гайками, часть дисков выполнена с одним рядом шлиц, которые выполнены под ступицы соседних с ними дисков, согласно изобретению шлица по меньшей мере одного диска первой ступени с одним рядом шлиц выполнена со стороны выхода из компрессора, при этом D/L=2-8; L/1=3-12, гдеThe essence of the invention lies in the fact that in the compressor of a gas turbine engine, the rotor of which includes a spline shaft and disks installed on it, tightened by hubs with nuts, part of the disks is made with one row of slots, which are made under the hubs of adjacent disks, according to the invention of a slot of at least at least one disk of the first stage with one row of slots is made on the outlet side of the compressor, with D / L = 2-8; L / 1 = 3-12, where
D - внутренний диаметр ступицы диска;D is the inner diameter of the hub of the disk;
L - расстояние от шлиц до полотна диска;L is the distance from the slot to the blade web;
1 - осевая длина шлиц диска по среднему диаметру.1 - axial length of the disc spline in the average diameter.
Поскольку шлицы являются концентраторами напряжений, для повышения ресурса и исключения поломки дисков компрессора возникает необходимость выноса шлиц в ненагруженную зону по отношению к полотну диска.Since the slots are stress concentrators, in order to increase the resource and eliminate damage to the compressor disks, it becomes necessary to remove the slots in an unloaded zone with respect to the disk web.
В связи с этим для уменьшения расстояния между подшипниками компрессора диски первых ступеней выполняются с одним рядом шлиц с задней стороны по потоку воздуха в проточной части компрессора, т.е. со стороны выхода из компрессора, а диски последних ступеней - одним рядом шлиц с передней стороны по потоку воздуха в проточной части компрессора, т.е. со стороны входа в компрессор.In this regard, to reduce the distance between the compressor bearings, the disks of the first stages are made with one row of slots from the rear side along the air flow in the compressor flow path, i.e. on the outlet side of the compressor, and the disks of the last stages - one row of slots on the front side along the air flow in the compressor flow path, i.e. from the compressor inlet side.
При этом расстояние между гайками, стягивающими диски компрессора по ступицам, выполняют минимальным, что позволяет уменьшить расстояние между подшипниками ротора, тем самым увеличивая радиальную жесткость ротора, снизить вес ротора и повысить его надежность.At the same time, the distance between the nuts tightening the compressor disks along the hubs is kept to a minimum, which reduces the distance between the rotor bearings, thereby increasing the radial stiffness of the rotor, reducing the weight of the rotor and increasing its reliability.
При этом величина расстояния от шлиц до полотна диска L (вынос шлиц) зависит от размерности компрессора, т.е. от величины внутреннего диаметра D ступиц его дисков. Соотношение D/L необходимо поддерживать в интервале 2-8.In this case, the distance from the slot to the blade web L (removal of the slot) depends on the dimension of the compressor, i.e. from the value of the inner diameter D of the hubs of its disks. The ratio of D / L must be maintained in the range of 2-8.
При D/L<2 излишне увеличивается вес ротора компрессора, что снижает его критические обороты. При D/L>8 снижается надежность дисков компрессора из-за попадания шлиц в нагруженную зону диска.When D / L <2, the compressor rotor weight unnecessarily increases, which reduces its critical speed. At D / L> 8, the reliability of the compressor disks decreases due to the splines getting into the loaded zone of the disk.
Осевую длину шлиц 1 назначают из условий обеспечения необходимых запасов прочности при передаче крутящего момента с вала на диск компрессора, а также из условий обеспечения работоспособности шлицевых соединений вал-диск в условиях повышенных вибраций ротора компрессора, т.е. из условия отсутствия наклепов и износа шлиц по ресурсу.The axial length of the slot 1 is assigned from the conditions for ensuring the necessary safety margins when transmitting torque from the shaft to the compressor disk, as well as from the conditions for ensuring the operability of splined shaft-disk joints in conditions of increased vibration of the compressor rotor, i.e. from the condition of absence of hardening and wear of the slot on the resource.
При L/1<3 излишне увеличивается длина шлиц дисков, что приводит к увеличению веса ротора компрессора.When L / 1 <3, the length of the disc slots unnecessarily increases, which leads to an increase in the weight of the compressor rotor.
При L/1>12 возможен износ шлицевых соединений из-за повышенных контактных напряжений.For L / 1> 12, splined joints may wear due to increased contact stresses.
На фиг.1 представлен продольный разрез компрессора газотурбинного двигателя, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 показан элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 1 shows a longitudinal section of the compressor of a gas turbine engine, figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view, figure 3 shows element II in figure 1 in an enlarged view.
Компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, на шлицевом валу 4 которого шлицами 5 установлены диски 6 с рабочими лопатками 7, расположенными в проточной части 8. Воздух в проточной части 8 движется от входа 9 к выходу 10 компрессора 1. Диски первых ступеней 11 по течению воздуха выполнены со шлицами 5 со стороны выхода из компрессора. Диски последних ступеней 12 по течению воздуха выполнены со шлицами 5 со стороны входа в компрессор и по ступицам 13 стянуты между собой передней 14 и задней 15 гайками.The compressor 1 of the gas turbine engine consists of a stator 2 and a rotor 3, on the spline shaft 4 of which
В статоре 2 ротор установлен с помощью переднего радиального подшипника 16 и заднего радиального подшипника 17, примыкающих через лабиринтные уплотнения 18 и 19 к гайкам 14 и 15.In the stator 2, the rotor is installed using the front radial bearing 16 and the rear radial bearing 17 adjacent through the labyrinth seals 18 and 19 to the
Шлицы 5 осевой длины 1 по среднему диаметру 20 выполнены на выносных элементах 21 ступиц 13 на расстоянии L от полотна 22 дисков 11, 12.
Данное устройство работает следующим образом.This device operates as follows.
При работе двигателя на ротор 3 компрессора 1 действуют неуравновешенные центробежные силы, вызывающие радиальный прогиб ротора 3, в результате чего увеличиваются радиальные зазоры между статором и ротором и снижается надежность компрессора из-за возможности задевания ротора о статор.When the engine is running, unbalanced centrifugal forces act on the rotor 3 of the compressor 1, causing a radial deflection of the rotor 3, as a result of which the radial clearances between the stator and the rotor increase and the reliability of the compressor is reduced due to the possibility of hitting the rotor against the stator.
Расположение шлиц 5 на выносных элементах 21 у дисков первых ступеней со стороны выхода из компрессора, а у дисков последних ступеней со стороны входа в компрессор уменьшает расстояние между передней 14 и задней 15 гайками, стягивающими диски, и соответственно между подшипниками 16 и 17, что повышает радиальную жесткость ротора и способствует уменьшению радиальных зазоров между статором 2 и ротором 3. Снижение веса ротора 3 компрессора 1 из-за оптимального выбора расстояния от шлиц до полотна диска L и осевой длины 1 шлиц также способствует уменьшению радиального прогиба ротора и повышению надежности компрессора.The location of the
Так как шлицы 5 расположены на оптимальном расстоянии от полотна диска, они работают вне зоны повышенных напряжений ступицы 13, что способствует существенному увеличению ресурса дисков 11, 12.Since the
На газотурбинных установках ГТУ-12П ресурс таких дисков достигает 30000 часов без ремонта.On gas turbine units GTU-12P, the resource of such disks reaches 30,000 hours without repair.
Источники информацииSources of information
1. Вьюнов С.А. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1981, с. 89, рис.3.27.1. Vyunov S.A. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. - M.: Mechanical Engineering, 1981, p. 89, fig. 3.27.
2. Патент РФ №2106538, МКИ F 04 D 29/32, 1998.2. RF patent No. 2106538, MKI F 04 D 29/32, 1998.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002122565/06A RU2235922C2 (en) | 2002-08-20 | 2002-08-20 | Gas-turbine engine compressor |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002122565/06A RU2235922C2 (en) | 2002-08-20 | 2002-08-20 | Gas-turbine engine compressor |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002122565A RU2002122565A (en) | 2004-02-27 |
RU2235922C2 true RU2235922C2 (en) | 2004-09-10 |
Family
ID=33432956
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002122565/06A RU2235922C2 (en) | 2002-08-20 | 2002-08-20 | Gas-turbine engine compressor |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2235922C2 (en) |
-
2002
- 2002-08-20 RU RU2002122565/06A patent/RU2235922C2/en active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2002122565A (en) | 2004-02-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2412924B1 (en) | A disk spacer for a gas engine turbine and a method for providing a rotor assembly | |
JP3958383B2 (en) | Chip shroud assembly for axial gas turbine engines | |
EP0747573B1 (en) | Gas turbine rotor with remote support rings | |
CA2547176C (en) | Angled blade firtree retaining system | |
EP3093435B1 (en) | Rotor damper | |
EP2447471B1 (en) | Gas turbine engine rotor tie shaft arrangement | |
CA2567940C (en) | Methods and apparatuses for gas turbine engines | |
US11346233B2 (en) | Damping device | |
US11421534B2 (en) | Damping device | |
US10408068B2 (en) | Fan blade dovetail and spacer | |
US10927683B2 (en) | Damping device | |
RU2235922C2 (en) | Gas-turbine engine compressor | |
EP3222811A1 (en) | Damping vibrations in a gas turbine | |
US20240093638A1 (en) | Improved ferrule for counter-rotating turbine impeller | |
CN111615584B (en) | Damping device | |
CN101649758A (en) | Energy consumption system used in the fracturing of turbine shaft of gas turbine engine | |
US20220228495A1 (en) | Turbomachine assembly having a damper | |
US11466571B1 (en) | Damping device | |
US10570758B1 (en) | Geared turbofan aero gas turbine engine with solid bore turbine disk | |
RU2226609C2 (en) | Turbine of gas-turbine engine | |
RU2204042C2 (en) | Gas-turbine engine | |
US11828191B2 (en) | Assembly for turbomachine | |
RU2290544C1 (en) | Compresstr of gac-turbine engine | |
RU2241862C2 (en) | Gas-turbine engine compressor | |
RU2106538C1 (en) | Gas-turbine engine compressor rotor |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |