RU2525376C1 - Gas turbine axial compressor wheel - Google Patents
Gas turbine axial compressor wheel Download PDFInfo
- Publication number
- RU2525376C1 RU2525376C1 RU2013113854/06A RU2013113854A RU2525376C1 RU 2525376 C1 RU2525376 C1 RU 2525376C1 RU 2013113854/06 A RU2013113854/06 A RU 2013113854/06A RU 2013113854 A RU2013113854 A RU 2013113854A RU 2525376 C1 RU2525376 C1 RU 2525376C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- inserts
- longitudinal
- gas turbine
- disk
- lengthwise
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях многоступенчатых осевых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей (далее ГТД), энергетических установках паро- и гидротурбинах.The invention relates to the field of turbine construction and can be used in the construction of multi-stage axial compressors and turbines of gas turbine engines (GTE), power plants, steam and hydraulic turbines.
Известно рабочее колесо осевого компрессора ГТД, содержащее диск, наружная поверхность которого выполнена цилиндрической, с закрепленными на нем лопатками посредством продольных замковых соединений, вставки, зафиксированные в осевом направлении на наружной поверхности диска между лопатками и образующие внутренний профиль проточной части компрессора (US 2008/0226458 A1).The impeller of a gas turbine axial compressor is known, which contains a disk, the outer surface of which is cylindrical, with blades fixed to it by means of longitudinal locking joints, inserts fixed axially on the outer surface of the disk between the blades and forming the internal profile of the compressor flow path (US 2008/0226458 A1).
Недостатками известного устройства являются сложность конструкции, повышенная металлоемкость и низкая технологичность изготовления и сборки, т.к. каждая продольная вставка фиксируется в осевом направлении посредством двух болтовых соединений и соответствующих фланцев, выполненных на диске и вставках, следует также отметить, что данное крепление вставок к диску требует наличия дополнительных контровочных элементов, вследствие чего увеличивается количество деталей и снижается надежность узла.The disadvantages of the known device are the design complexity, increased metal consumption and low manufacturability and assembly, because each longitudinal insert is fixed in the axial direction by means of two bolted joints and corresponding flanges made on the disk and inserts; it should also be noted that this attachment of the inserts to the disk requires additional locking elements, as a result of which the number of parts increases and the reliability of the assembly decreases.
В качестве наиболее близкого аналога к заявленному изобретению выбрано рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя, содержащее диск, наружная поверхность которого выполнена цилиндрической, с закрепленными на нем лопатками посредством продольных замковых соединений, продольные вставки с замковыми ножками, зафиксированными в осевом направлении на наружной поверхности диска между лопатками посредством поперечных замковых соединений типа «ласточкин хвост», образующие внутренний профиль проточной части компрессора (US 3393862 A).As the closest analogue to the claimed invention, the impeller of an axial compressor of a gas turbine engine is selected, comprising a disk, the outer surface of which is cylindrical, with blades fixed to it by means of longitudinal locking joints, longitudinal inserts with locking legs fixed axially on the outer surface of the disk between blades by means of transverse locks of the “dovetail” type, forming the internal profile of the compressor duct (US 3393862 A).
Недостатками известного устройства является сложность конструкции, низкая технологичность сборки, т.к. каждая продольная вставка кроме фиксации на наружной поверхности диска дополнительно фиксируется к коку, а также ограниченная область применения, т.к. для осевой и радиальной фиксации вставок применяется дополнительный крепежный элемент на коке, закрепленном на диске. В связи с этим известное решение возможно применить только на консольно расположенных рабочих колесах первой ступени компрессора или последней ступени турбины.The disadvantages of the known device is the design complexity, low manufacturability, because Each longitudinal insert, in addition to fixing on the outer surface of the disk, is additionally fixed to the cook, as well as a limited scope, because For axial and radial fixation of the inserts, an additional fastener is used on the coke mounted on the disk. In this regard, the known solution can only be applied on cantilever-mounted impellers of the first compressor stage or the last turbine stage.
Технической задачей заявленного изобретения является устранение вышеуказанных недостатков в известном узле.The technical task of the claimed invention is to eliminate the above disadvantages in the known site.
Техническим результатом, достигаемым заявленным изобретением, является упрощение конструкции, сборки, повышение надежности узла в целом, а также расширение области применения.The technical result achieved by the claimed invention is to simplify the design, assembly, increase the reliability of the node as a whole, as well as expand the scope.
Вышеперечисленные технические эффекты достигаются тем, что в рабочем колесе осевого компрессора ГТД, содержащем диск, наружная поверхность которого выполнена цилиндрической, с закрепленными на нем лопатками посредством продольных замковых соединений, продольные вставки с замковыми ножками, зафиксированными в осевом направлении на наружной поверхности диска между лопатками посредством поперечных замковых соединений типа «ласточкин хвост», согласно настоящему изобретению каждая из продольных вставок выполнена Г-образной формы, причем торцы на концах каждой из продольных Г-образных вставок контактируют с наружной поверхностью диска.The above technical effects are achieved by the fact that in the impeller of an axial compressor of a gas turbine engine containing a disk, the outer surface of which is cylindrical, with blades fixed to it by means of longitudinal locking joints, longitudinal inserts with locking legs fixed axially on the outer surface of the disk between the blades by dovetail transverse locking joints according to the present invention, each of the longitudinal inserts is L-shaped, with it ends at the ends of each of the longitudinal T-shaped inserts in contact with the outer surface of the disc.
Такое конструктивное выполнение вставок позволяет отказаться от дополнительных элементов крепления, что упрощает конструкцию, облегчает сборку, повышает надежность узла в целом, а также расширяет область применения изобретения за счет возможности реализации в рабочем колесе любой ступени осевого компрессора или турбины независимо от конструкции опор роторов.Such a constructive implementation of the inserts eliminates the need for additional fastening elements, which simplifies the design, facilitates assembly, increases the reliability of the assembly as a whole, and also expands the scope of the invention due to the possibility of realizing any stage of an axial compressor or turbine in the impeller, regardless of the design of the rotor supports.
На фиг.1 изображен продольный разрез фрагмента рабочего колеса осевого компрессора газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a longitudinal section of a fragment of the impeller of the axial compressor of a gas turbine engine.
На фиг.2 изображена продольная Г-образная вставка в изометрии.Figure 2 shows a longitudinal L-shaped insert in isometry.
Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя содержит диск 1, наружная поверхность 2 которого выполнена цилиндрической, с закрепленными на нем лопатками 3 посредством продольных замковых соединений, продольные вставки 4 с замковыми ножками 5, зафиксированными в осевом направлении на наружной поверхности 2 диска 1 между лопатками 3 посредством поперечных замковых соединений типа «ласточкин хвост», образующие внутренний профиль проточной части компрессора, при этом каждая из продольных вставок 4 выполнена Г-образной формы, причем торцы 6, 7 на концах каждой из продольных Г-образных вставок 4 контактируют с наружной поверхностью 2 диска 1. Каждая из замковых ножек 5 под соответствующий поперечный замковый паз 8 на наружной поверхности 2 диска 1 выполнена на внутренней поверхности наиболее длинного участка каждой из продольных Г-образных вставок.The impeller of the axial compressor of a gas turbine engine contains a disk 1, the outer surface 2 of which is cylindrical, with blades 3 fixed to it by means of longitudinal locking joints, longitudinal inserts 4 with
Наружные поверхности упомянутых продольных Г-образных вставок 4 образуют внутренний профиль проточной части компрессора.The outer surfaces of the said longitudinal L-shaped inserts 4 form the internal profile of the compressor flow path.
Сборка рабочего колеса осевого компрессора ГТД осуществляется путем последовательной установки продольных Г-образных вставок 4 с замковыми ножками 5 в поперечные замковые пазы 8, расположенные на наружной поверхности 2 диска 1, и смежных с ними лопаток 3 в продольные замки.The assembly of the impeller of the axial compressor of the gas turbine engine is carried out by sequentially installing the longitudinal L-shaped inserts 4 with
При работе компрессора ГТД продольные Г-образные вставки 4 удерживаются от перемещения поперечным замковым соединением, образованным замковой ножкой 5 и выступами поперечного замкового паза 8, а также соседними лопатками 3. Лопатки 3 в свою очередь удерживаются от перемещения продольным замковым соединением.During the operation of the GTE compressor, the longitudinal L-shaped inserts 4 are prevented from moving by the transverse locking joint formed by the
В связи с вышеизложенным, специалисту на основании уровня техники должно быть очевидно, что при реализации заявленной конструкции объективно достигаются вышеприведенные технические эффекты.In connection with the foregoing, it should be obvious to a specialist on the basis of the prior art that, when implementing the claimed design, the above technical effects are objectively achieved.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013113854/06A RU2525376C1 (en) | 2013-03-28 | 2013-03-28 | Gas turbine axial compressor wheel |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013113854/06A RU2525376C1 (en) | 2013-03-28 | 2013-03-28 | Gas turbine axial compressor wheel |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2525376C1 true RU2525376C1 (en) | 2014-08-10 |
Family
ID=51355332
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013113854/06A RU2525376C1 (en) | 2013-03-28 | 2013-03-28 | Gas turbine axial compressor wheel |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2525376C1 (en) |
Cited By (2)
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 |
RU2659416C1 (en) * | 2017-04-07 | 2018-07-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Gas turbine engine compressor impeller |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3393862A (en) * | 1965-11-23 | 1968-07-23 | Rolls Royce | Bladed rotors |
US4655687A (en) * | 1985-02-20 | 1987-04-07 | Rolls-Royce | Rotors for gas turbine engines |
US6312224B1 (en) * | 1998-12-24 | 2001-11-06 | Rolls-Royce Plc | Relating to bladed structures for fluid flow propulsion engines |
RU2281403C2 (en) * | 2000-11-27 | 2006-08-10 | Дженерал Электрик Компани | Gas-turbine engine blade strut insert and rotor disk unit |
-
2013
- 2013-03-28 RU RU2013113854/06A patent/RU2525376C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3393862A (en) * | 1965-11-23 | 1968-07-23 | Rolls Royce | Bladed rotors |
US4655687A (en) * | 1985-02-20 | 1987-04-07 | Rolls-Royce | Rotors for gas turbine engines |
US6312224B1 (en) * | 1998-12-24 | 2001-11-06 | Rolls-Royce Plc | Relating to bladed structures for fluid flow propulsion engines |
RU2281403C2 (en) * | 2000-11-27 | 2006-08-10 | Дженерал Электрик Компани | Gas-turbine engine blade strut insert and rotor disk unit |
Cited By (2)
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 |
RU2659416C1 (en) * | 2017-04-07 | 2018-07-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Gas turbine engine compressor impeller |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9822647B2 (en) | High chord bucket with dual part span shrouds and curved dovetail | |
RU2014117435A (en) | AXIAL TURBO MACHINE STATOR WITH ELERONS IN TROUSERS TAILS | |
RU2668297C1 (en) | Method of assembling set of impellers through tie rods, impeller and turbomachine | |
RU2014106552A (en) | TURBO MACHINE STATOR WHEEL OR TURBINE OR COMPRESSOR CONTAINING SUCH STATOR WHEEL | |
WO2009041460A1 (en) | Compressor | |
RU2525376C1 (en) | Gas turbine axial compressor wheel | |
RU2619914C2 (en) | Sector of stator blades, axial turbomachine stator, axial turbomachine | |
TW200925390A (en) | Stator vane for a gas turbine engine | |
US9650895B2 (en) | Turbine wheel in a turbine engine | |
RU2476729C1 (en) | Gas turbine axial compressor wheel | |
EP3290645A1 (en) | Segment for sealing device, turbine rotor and turbine comprising same | |
RU87212U1 (en) | FAN WHEEL OR COMPRESSOR | |
RU2530961C1 (en) | Rotor of axial gas turbine | |
WO2007020217A3 (en) | Guide vane arrangement of a turbo-machine | |
US11492920B2 (en) | Steam turbine | |
KR101999445B1 (en) | Mounting structure of bucket and steam turbine having the same | |
JP2015190468A (en) | Bucket airfoil for turbomachine | |
RU2572744C1 (en) | Gas turbine bypass engine | |
RU2570088C1 (en) | Impeller of rotor of gas turbine engine with compensation of centrifugal loads | |
RU2606295C1 (en) | Gas turbine engine compressor rotor | |
RU2538985C1 (en) | High-temperature turbine stator | |
KR102036193B1 (en) | Turbine apparatus | |
JP6434780B2 (en) | Rotor assembly for turbine, turbine, and moving blade | |
RU2296864C1 (en) | Axial-flow turbomachine runner | |
RU2352790C1 (en) | Multi-stage gas turbine stator |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |