RU2369765C1 - Turbojet bypass engine with augmenter - Google Patents
Turbojet bypass engine with augmenter Download PDFInfo
- Publication number
- RU2369765C1 RU2369765C1 RU2008118392/06A RU2008118392A RU2369765C1 RU 2369765 C1 RU2369765 C1 RU 2369765C1 RU 2008118392/06 A RU2008118392/06 A RU 2008118392/06A RU 2008118392 A RU2008118392 A RU 2008118392A RU 2369765 C1 RU2369765 C1 RU 2369765C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- pressure
- afterburner
- turbojet
- turbine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиастроению, в частности к вопросам условий работы узлов и деталей турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой (ТРДДФ), например дисков компрессора и турбины, работающих при высоких температурах и уровнях нагружения центробежными силами, имеющих удельный вес не более 0,125 и ресурс работы не менее 1500 часов.The invention relates to the aircraft industry, in particular to the working conditions of components and parts of turbojet dual-circuit engines with afterburner (TRDDF), for example, compressor disks and turbines operating at high temperatures and loading levels by centrifugal forces having a specific gravity of not more than 0.125 and the operating life is not less than 1500 hours.
Известны никелевые жаропрочные сплавы для изготовления деталей, например дисков газотурбинных двигателей. Такие сплавы, как: ЭК-79 (рабочие температуры - 650°С, предел прочности σв=135 кгс/мм2, предел текучести σ02=90 кгс/мм2), ЭП-742 ИД (рабочие температуры - 650°С, предел прочности σ в≥123 кгс/мм2, предел текучести σ02≥77 кгс/мм2), ЭИ-698-ВД (рабочие температуры - 650°С, предел прочности σв≥115 кгс/мм2, предел текучести σ02≥72 кгс/мм2) (www/aviasalon.com/stupinskaya metallurgicheskaya kompanya) - аналог.Known heat-resistant nickel alloys for the manufacture of parts, for example, disks of gas turbine engines. Alloys such as: EK-79 (working temperatures - 650 ° C, tensile strength σ in = 135 kgf / mm 2 , yield strength σ 02 = 90 kgf / mm 2 ), EP-742 ID (working temperatures - 650 ° C , tensile strength σ in ≥123 kgf / mm 2 , yield strength σ 02 ≥77 kgf / mm 2 ), EI-698-VD (working temperatures - 650 ° C, tensile strength σ in ≥115 kgf / mm 2 , yield strength σ 02 ≥72 kgf / mm 2 ) (www / aviasalon.com / stupinskaya metallurgicheskaya kompanya) - analogue.
Недостатком данных сплавов применительно к заявляемым ТРДДФ являются относительно небольшие значения пределов текучести σ02 материалов дисков, вследствие чего в деталях из этих материалов при действии эксплуатационных нагрузок возникают пластические деформации, приводящие к относительно раннему появлению трещин от малоцикловой усталости и, как следствие, к обеспечению малого ресурса двигателя.The disadvantage of these alloys with respect to the claimed TRDFs is the relatively small yield stresses σ 02 of the disk materials, as a result of which plastic deformations occur in the parts of these materials under the action of operational loads, leading to a relatively early appearance of cracks from low-cycle fatigue and, as a result, to ensure small engine resource.
Известен малогабаритный турбовинтовой двигатель ТВ7-117, содержащий компрессор и турбину, причем диски ротора компрессора выполнены из сплава ВТ-8, рабочие лопатки турбины - из сплава ЖС26-ВИ, кольцо и фланец соплового аппарата - из сплава ВЖЛ14У (Технология производства авиационных газотурбинных двигателей, А.Г.Бойцов и др., М.: Машиностроение, 2003 г., с.14).A small-sized TV7-117 turboprop engine containing a compressor and a turbine is known, and the compressor rotor disks are made of VT-8 alloy, the turbine rotor blades are made of ZhS26-VI alloy, the nozzle apparatus ring and flange are made of VZhL14U alloy (Production technology of aircraft gas turbine engines, A.G. Boytsov et al., M.: Mechanical Engineering, 2003, p.14).
Недостатком данного решения является то, что использование компрессоров с дисками из титановых сплавов возможно только при относительно низких температурах воздуха за компрессором. Увеличение температуры воздуха за компрессором приводит к ограничению ресурса двигателя при его работе на режимах с повышенными температурами.The disadvantage of this solution is that the use of compressors with disks made of titanium alloys is possible only at relatively low air temperatures behind the compressor. An increase in the air temperature behind the compressor leads to a limitation of the engine resource during its operation in high temperature modes.
Известен турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ) - Д-30, содержащий компрессор высокого давления, турбину высокого давления и турбину низкого давления, у которого узлы и детали, работающие при повышенных температурах и высоких уровнях нагружения центробежными силами, выполнены из стали, жаропрочных сплавов или титана (ЭИ-698, ЭП-742ИД и т.д.) - Технология производства авиационных газотурбинных двигателей, А.Г.Бойцов и др., М.: Машиностроение, 2003 г., с.6 и 346) - прототип.Known turbojet bypass engine with afterburner chamber (TRDDF) - D-30, containing a high pressure compressor, a high pressure turbine and a low pressure turbine, in which the components and parts operating at elevated temperatures and high levels of loading by centrifugal forces are made of heat resistant steel alloys or titanium (EI-698, EP-742ID, etc.) - Production technology of aircraft gas turbine engines, A.G. Boytsov et al., M .: Engineering, 2003, p.6 and 346) - prototype .
К недостаткам известного двигателя можно отнести относительно небольшие значения предела текучести материалов дисков, вследствие чего в конструкциях из этих материалов при действии эксплуатационных нагрузок возникают пластические деформации, приводящие к раннему появлению трещин от малоцикловой усталости и к невозможности увеличения ресурса двигателя летательного аппарата без одновременного увеличения его габаритов и массы.The disadvantages of the known engine include relatively small values of the yield strength of disk materials, as a result of which plastic deformations occur in the structures of these materials under the action of operational loads, leading to the early appearance of cracks from low-cycle fatigue and to the impossibility of increasing the life of the aircraft engine without simultaneously increasing its size and masses.
Техническим результатом, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, является обеспечение повышения тяговооруженности летательного аппарата с ТРДДФ, при одновременном снижении удельной массы двигателя до уровня ≤0,125 путем увеличения частоты вращения ротора и увеличения температуры газа перед турбиной, а при сохранении постоянной удельной массы обеспечение повышения ресурса не менее чем до 1500 часов.The technical result, to which the claimed invention is directed, is to increase the thrust-to-weight ratio of an aircraft with a turbofan engine, while reducing the specific gravity of the engine to a level of ≤0.125 by increasing the rotor speed and increasing the temperature of the gas in front of the turbine, while maintaining a constant specific gravity to increase the resource not less than 1500 hours.
Указанный технический результат достигается тем, что в ТРДДФ со степенью двухконтурности m≥0,2 и диаметром входа в двигатель больше 900 мм, содержащем компрессор высокого давления, турбину высокого давления и турбину низкого давления и выполненным с возможностью обеспечения при его работе на бесфорсажном режиме тяги из диапазона Rб/ф=7600-11000 кгс, а на форсажном режиме - тяги из диапазона Rф=12200-18000 кгс, часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления выполнена из никелевого гранульного сплава с пределом текучести σ02≥95 кг/мм2 и пределом прочности σ в≥140 кг/мм2, где R - тяга турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой.The specified technical result is achieved in that in a turbofan engine with a bypass ratio m≥0.2 and an engine inlet diameter of more than 900 mm, comprising a high-pressure compressor, a high-pressure turbine and a low-pressure turbine and configured to provide traction during its operation from the range Rb / f = 7600-11000 kgf, and in afterburner mode - traction from the range Rf = 12200-18000 kgf, some parts of the high pressure compressor, high turbine and low pressure turbine are made of nickel granular alloy with a limit yield strength σ 02 ≥95 kg / mm 2 and tensile strength σ in ≥140 kg / mm 2 , where R is the thrust of a turbojet dual-circuit engine with afterburner.
В ТРДДФ турбина высокого давления и турбина низкого давления могут быть выполнены одноступенчатыми.In turbofan engines, a high-pressure turbine and a low-pressure turbine can be single-stage.
В ТРДДФ часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления могут быть выполнены из материала с пределом малоцикловой усталости σ 650°≥100 кг/мм2.In turbofan engines, some parts of the high-pressure compressor, high-pressure turbines and low-pressure turbines can be made of material with a low-cycle fatigue limit of σ 650 ° ≥100 kg / mm 2 .
В ТРДДФ часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления могут быть выполнены с возможностью работы в условиях напряжений σ≥90 кг/мм2.In turbofan engines, part of the details of a high-pressure compressor, a high-pressure turbine and a low-pressure turbine can be configured to operate under stress conditions of σ≥90 kg / mm 2 .
В ТРДДФ в качестве гранульного сплава может быть использован гранулированный сплав ЭП-741НП.In turbofan engines, a granular alloy EP-741NP can be used as a granular alloy.
В ТРДДФ в качестве гранульного сплава может быть использован сплав ЭП-962П.In TRDDF, the EP-962P alloy can be used as a granular alloy.
В ТРДДФ в компрессоре высокого давления из гранульного никелевого сплава могут быть выполнены диски седьмой, восьмой, девятой ступеней и лабиринт, расположенный за девятой ступенью.In a turbofan engine in a high-pressure compressor, disks of the seventh, eighth, ninth stages and a labyrinth located behind the ninth stage can be made of granular nickel alloy.
В ТРДДФ в компрессоре высокого давления из никелевого гранульного сплава могут быть выполнены вал и распорные кольца.In a turbofan engine in a high-pressure compressor, a shaft and spacer rings can be made of a nickel granular alloy.
В ТРДДФ в турбине низкого давления из гранульного никелевого сплава могут быть выполнены диск, напорный диск и носок.In a turbofan engine in a low-pressure turbine, a disk, a pressure disk, and a sock can be made of granular nickel alloy.
В ТРДДФ в турбине высокого давления из гранульного никелевого сплава могут быть выполнены диск и носок.In a turbofan turbine engine in a high-pressure turbine, a disk and a sock can be made of granular nickel alloy.
Основными требованиями к материалам, используемым для изготовления деталей газотурбинных двигателей (ГТД) вообще и ТРДДФ в частности, для достижения заявляемого технического результата являются высокая удельная прочность, жаропрочность и жаростойкость, сопротивление коррозии, стабильность и воспроизводимость механических свойств, хорошая обрабатываемость современными методами заготовительного производства и т.д.The main requirements for the materials used for the manufacture of parts of gas turbine engines (GTE) in general and turbofan engines in particular, to achieve the claimed technical result are high specific strength, heat resistance and heat resistance, corrosion resistance, stability and reproducibility of mechanical properties, good machinability by modern methods of prefabrication and etc.
К различным узлам и деталям ГТД, в том числе и к ТРДДФ с заявляемыми параметрами конструкции и работы предъявляются различные требования.Various components and components of a gas turbine engine, including a turbofan engine with the claimed design and operation parameters, have different requirements.
Требования к компрессору:Compressor Requirements:
лопатки - диапазон рабочих температур до 650°С, усталостная прочность, сопротивление эрозии. Материал - титановые сплавы, стали, сплавы на никелевой основе;blades - operating temperature range up to 650 ° С, fatigue strength, erosion resistance. Material - titanium alloys, steels, nickel-based alloys;
диски - диапазон рабочих температур до 650°С, высокая прочность, сопротивление центробежным нагрузкам, сопротивление усталости. Материал - титановые сплавы, сплавы на никелевой основе.disks - operating temperature range up to 650 ° С, high strength, resistance to centrifugal loads, fatigue resistance. Material - titanium alloys, nickel-based alloys.
Требования к турбине:Turbine Requirements:
диски - диапазон рабочих температур до 950°С, прочность при осевых и центробежных нагрузках, жаропрочность, сопротивление ползучести, жаростойкость, сопротивление термическим ударам. Материал - сплавы на никелевой основе.disks - operating temperature range up to 950 ° С, strength under axial and centrifugal loads, heat resistance, creep resistance, heat resistance, resistance to thermal shocks. Material - nickel-based alloys.
Требования к валу:Shaft Requirements:
диапазон рабочих температур до 750°С, высокая прочность и жаропрочность. Материал - высокопрочные сплавы на никелевой основе.operating temperature range up to 750 ° С, high strength and heat resistance. Material - high-strength nickel-based alloys.
Диски и валы в процессе эксплуатации испытывают большие центробежные нагрузки в условиях значительного и неравномерного нагрева, например ободы дисков турбин нагреваются до температур 550-800°С, а ступицы до 500°С.Disks and shafts during operation experience large centrifugal loads under conditions of significant and uneven heating, for example, turbine disc rims are heated to temperatures of 550-800 ° C, and hubs to 500 ° C.
Диски осевых компрессоров работают при более низких температурах и меньших нагрузках. Температуры в осевых компрессорах увеличиваются по мере движения потока от входа вглубь двигателя, его сжатия, и на последних ступенях достигают 700°С, поэтому именно последние ступени компрессора целесообразно выполнять из высокопрочных материалов.Axial compressor disks operate at lower temperatures and lower loads. The temperatures in axial compressors increase as the flow moves from the inlet into the engine, compresses it, and at the last stages reach 700 ° C, therefore it is advisable to carry out the last stages of the compressor from high-strength materials.
В случае работы части деталей компрессора высокого давления турбины высокого и низкого давления ТРДДФ находятся на пределе прочностных возможностей материалов, из которых они изготовлены, вопросы повышения ресурса и улучшения характеристик двигателя не могут быть реализованы.In the case of operation of some parts of the high-pressure compressor of the turbine high and low pressure turbofan engines are at the limit of the strength capabilities of the materials from which they are made, issues of increasing the resource and improving engine performance cannot be realized.
Переход на гранульный материал, имеющий более высокие прочностные характеристики, делает возможным увеличение ресурса деталей, снижение удельного веса двигателя.The transition to granular material having higher strength characteristics makes it possible to increase the service life of parts and reduce the specific gravity of the engine.
Однако не все гранульные материалы при их применении позволяют реализовать заявляемый технический результат для ТРДДФ с заявляемыми параметрами.However, not all granular materials, when applied, make it possible to realize the claimed technical result for turbofan engines with the claimed parameters.
Например, титановые сплавы имеют следующие недостатки: склонность к солевой коррозии, с ростом температуры увеличивается их хрупкость и увеличиваются потери термической стабильности и т.д., что ограничивает их применение в конструкциях, требующих высокой жесткости и прочности, поэтому при изготовлении указанных деталей для заявляемого ТРДДФ должны применяться никелевые жаропрочные сплавы.For example, titanium alloys have the following disadvantages: a tendency to salt corrosion, with increasing temperature, their brittleness increases and the loss of thermal stability, etc. increases, which limits their use in structures requiring high rigidity and strength, therefore, in the manufacture of these parts for the claimed TDDF should be used heat-resistant nickel alloys.
Однако, как показали проведенные заявителем теоретические и экспериментальные исследования, применительно к ТРДДФ, установленным на летательный аппарат и имеющим степень двухконтурности m≥0,2, диаметр входа в двигатель больше 900 мм, выполненный с возможностью обеспечения при его работе на бесфорсажном режиме, тяги из диапазона Rб/ф=7600-11000 кгс, а на форсажном режиме - тяги из диапазона Rф=12200-18000 кгс, для достижения заявляемого технического результата применимы не все никелевые гранульные сплавы, а только те, характеристики которых совпадают с приведенными в независимом пункте формулы изобретения.However, as shown by the applicant’s theoretical and experimental studies, in relation to a turbofan engine mounted on an aircraft and having a bypass ratio m≥0.2, the diameter of the engine entrance is more than 900 mm, made with the possibility of providing thrust from range Rb / f = 7600-11000 kgf, and in afterburner mode - traction from the range Rf = 12200-18000 kgf, to achieve the claimed technical result not all nickel granular alloys are applicable, but only those whose characteristics match given in the independent claim.
Все остальные параметры сплавов, приведенные в зависимых пунктах формулы, позволяют оптимизировать заявляемый технический результат.All other alloy parameters given in the dependent claims allow us to optimize the claimed technical result.
Пример конкретного выполненияConcrete example
Конкретным примером достижения технического результата может служить двигатель ТРДДФ (АЛ-31Ф), у которого диск-лабиринт 9-й ступени КВД, изготовленный из материала ЭП742-ИД, имеет подтвержденный ресурс 1350 часов.A specific example of achieving a technical result can be the engine TRDDF (AL-31F), in which the disk labyrinth of the 9th stage of the high-pressure valve, made of EP742-ID material, has a confirmed resource of 1350 hours.
Для проведения исследований, связанных с испытанием двигателя, у которого диск-лабиринт 9-й ступени КВД изготовлен из никелевого гранульного сплава, были изготовлены два диска, один - из никелевого гранульного сплава с заявляемыми параметрами, т.е. пределом текучести σ02≥95 кг/мм2 и пределом прочности σ в≥140 кг/мм2, например ЭП741-НП, а второй - из никелевого гранульного сплава с параметрами, отличающимися от заявляемых: пределом текучести σ0,2≥82 кг/мм2 и пределом прочности σв≥131 кг/мм2, например ЭП741-П.To conduct research related to testing an engine in which the labyrinth disk of the 9th stage of the HPC is made of a nickel granular alloy, two disks were made, one of which was made of a nickel granular alloy with the claimed parameters, i.e. yield strength σ 02 ≥95 kg / mm 2 and tensile strength σ in ≥140 kg / mm 2 , for example EP741-NP, and the second from nickel granular alloy with parameters different from those claimed: yield strength σ 0.2 ≥82 kg / mm 2 and tensile strength σ in ≥131 kg / mm 2 , for example EP741-P.
Как показали результаты испытаний для диска, изготовленного из ЭП741-П, его расчетный ресурс увеличивается по сравнению с диском, изготовленным из ЭП742-ИД, и составляет 1450 часов, а для диска, изготовленного из ЭП741-НП, расчетный ресурс диска увеличивается в несколько раз и в настоящее время с учетом проведенных ресурсных испытаний, необходимых для установления ресурса, ресурс диска-лабиринта 9-й ступени КВД для работы в составе двигателя АЛ-31Ф уже установлен равным 1500 часов.As shown by the test results for a disk made of EP741-P, its calculated life is increased compared to a disk made of EP742-ID and amounts to 1,450 hours, and for a disk made of EP741-NP, the calculated resource of the disk increases several times and at present, taking into account the conducted resource tests necessary to establish the resource, the resource of the labyrinth disk of the 9th stage of the HPC for operation as part of the AL-31F engine has already been set equal to 1,500 hours.
Кроме того, при использовании на двигателе АЛ-31Ф, по меньшей мере, части деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления, выполненных из никелевого гранульного сплава с пределом текучести σ02≥95 кг/мм2 и пределом прочности σв≥140 кг/мм2, достигнуто увеличение тяги за счет повышения температуры газов перед турбиной на 25°С, благодаря чему на 6% увеличилась тяга двигателя (при практически неизменном весе двигателя), а удельный вес двигателя уменьшился на 6%.In addition, when using at least part of the details of a high-pressure compressor, high-pressure turbine and low-pressure turbine made of a nickel granular alloy with yield strength σ 02 ≥95 kg / mm 2 and tensile strength σ in ≥ 140 kg / mm 2 , an increase in thrust was achieved by increasing the temperature of the gases in front of the turbine by 25 ° C, due to which the engine thrust increased by 6% (with the engine weight being almost constant), and the specific gravity of the engine decreased by 6%.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008118392/06A RU2369765C1 (en) | 2008-05-12 | 2008-05-12 | Turbojet bypass engine with augmenter |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008118392/06A RU2369765C1 (en) | 2008-05-12 | 2008-05-12 | Turbojet bypass engine with augmenter |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2369765C1 true RU2369765C1 (en) | 2009-10-10 |
Family
ID=41260971
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008118392/06A RU2369765C1 (en) | 2008-05-12 | 2008-05-12 | Turbojet bypass engine with augmenter |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2369765C1 (en) |
Cited By (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2565113C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine |
| RU2565133C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
| RU2565137C1 (en) * | 2014-04-25 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) |
| RU2565091C1 (en) * | 2014-04-25 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) |
| RU2565092C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское мотостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade |
| RU2565139C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское мотостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") | Turbojet low-pressure compressor second stage disc |
| RU2565141C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
| RU2565090C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
| RU2565135C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade |
| RU2573413C2 (en) * | 2014-05-30 | 2016-01-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) |
| RU2581980C1 (en) * | 2014-12-23 | 2016-04-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение "(ОАО "УМПО") | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) |
| RU2581981C1 (en) * | 2014-12-23 | 2016-04-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) |
| RU2596915C1 (en) * | 2015-04-17 | 2016-09-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) |
| RU2596914C1 (en) * | 2015-04-10 | 2016-09-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Impeller vane of turbojet engine low-pressure compressor rotor (versions) |
| RU2596916C1 (en) * | 2015-04-17 | 2016-09-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) |
| RU2603215C1 (en) * | 2015-06-10 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Second stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) |
| RU2603218C1 (en) * | 2015-08-05 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor second stage disc (versions) |
| RU2616138C1 (en) * | 2016-05-19 | 2017-04-12 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Method of producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (variants) |
-
2008
- 2008-05-12 RU RU2008118392/06A patent/RU2369765C1/en active
Cited By (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2565135C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade |
| RU2565090C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
| RU2565113C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine |
| RU2565133C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
| RU2565092C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское мотостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade |
| RU2565139C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское мотостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") | Turbojet low-pressure compressor second stage disc |
| RU2565141C1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
| RU2565137C1 (en) * | 2014-04-25 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) |
| RU2565091C1 (en) * | 2014-04-25 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) |
| RU2573413C2 (en) * | 2014-05-30 | 2016-01-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) |
| RU2581980C1 (en) * | 2014-12-23 | 2016-04-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение "(ОАО "УМПО") | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) |
| RU2581981C1 (en) * | 2014-12-23 | 2016-04-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) |
| RU2596914C1 (en) * | 2015-04-10 | 2016-09-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Impeller vane of turbojet engine low-pressure compressor rotor (versions) |
| RU2596915C1 (en) * | 2015-04-17 | 2016-09-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) |
| RU2596916C1 (en) * | 2015-04-17 | 2016-09-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) |
| RU2603215C1 (en) * | 2015-06-10 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Second stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) |
| RU2603218C1 (en) * | 2015-08-05 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor second stage disc (versions) |
| RU2616138C1 (en) * | 2016-05-19 | 2017-04-12 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Method of producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (variants) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2369765C1 (en) | Turbojet bypass engine with augmenter | |
| US20080181808A1 (en) | Methods and articles relating to high strength erosion resistant titanium alloy | |
| US20160097303A1 (en) | Cmc shroud support system of a gas turbine | |
| US8075247B2 (en) | Centrifugal impeller with internal heating | |
| JP7349778B2 (en) | Abradable seal composition for turbomachinery compressors | |
| JP2013011279A (en) | Gas turbine engine, and integrated case/stator segment for the gas turbine engine | |
| US11231043B2 (en) | Gas turbine engine with ultra high pressure compressor | |
| EP3170988B1 (en) | Rotor for gas turbine engine | |
| US9316110B2 (en) | High porosity abradable coating | |
| JP2016125481A (en) | Axial compressor rotor incorporating non-axisymmetric hub flowpath and splittered blades | |
| US20200025018A1 (en) | Module for a turbomachine | |
| EP3255250A1 (en) | System and method for simultaneously depositing multiple coatings on a turbine blade of a gas turbine engine | |
| US9856740B2 (en) | Tip-controlled integrally bladed rotor for gas turbine engine | |
| US20140030109A1 (en) | low-Modulus Gas-Turbine Compressor Blade | |
| CN101963104B (en) | Power raising method for turboprop aero-engine | |
| US20160153286A1 (en) | Turbine clearance control utilizing low alpha material | |
| WO2015119927A1 (en) | TiAl ALLOY, IN PARTICULAR FOR TURBOCHARGER APPLICATIONS, TURBOCHARGER COMPONENT, TURBOCHARGER AND METHOD FOR PRODUCING THE TiAl ALLOY | |
| US11898462B2 (en) | Impeller for aircraft engine | |
| US10557358B2 (en) | Gas turbine engine containment structures | |
| AU2011261852A1 (en) | Compressor and mixture for use as a lining for a casting of same | |
| GB2265671A (en) | Bladed rotor for a gas turbine engine | |
| US11156110B1 (en) | Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine | |
| US20160319747A1 (en) | Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction for a first stage of a turbomachine | |
| EP3436670A1 (en) | Gas turbine component selection at manufacture | |
| Bornemisza et al. | Comparison of Ceramic vs. Advanced Superalloy Options for a Small Gas Turbine Technology Demonstrator |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20170116 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20190731 |