RU2565090C1 - Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine - Google Patents
Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2565090C1 RU2565090C1 RU2014115918/06A RU2014115918A RU2565090C1 RU 2565090 C1 RU2565090 C1 RU 2565090C1 RU 2014115918/06 A RU2014115918/06 A RU 2014115918/06A RU 2014115918 A RU2014115918 A RU 2014115918A RU 2565090 C1 RU2565090 C1 RU 2565090C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- stage
- rotor shaft
- disks
- shaft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to low-pressure compressors of aircraft turbojet engines.
Известен вал ротора многоступенчатой турбины двигателя, включающий диски первой, второй и третьей ступени с возможностью оснащения рабочими лопатками. Диски контактируют между собой нижними фланцами. В окружном направлении зафиксированы штифтами, образуя внутренний силовой пояс. Диск третьей ступени с помощью фланца прикреплен к валу (RU 2211337 С1, опубл. 27.08.2003).Known rotor shaft of a multi-stage turbine of an engine, including disks of the first, second and third stages with the possibility of equipping with working blades. Disks contact each other with lower flanges. In the circumferential direction are fixed with pins, forming an internal power belt. The disk of the third stage by means of a flange is attached to the shaft (RU 2211337 C1, publ. 08.27.2003).
Известен вал ротора барабанно-дискового типа осевого компрессора двигателя с дисками, попарно объединенными в ступени и расположенными последовательно по потоку в продольной плоскости сечения барабана. Оба диска каждой ступени соединены между собой с помощью кольцевого бурта первого диска и посадочного пояска в полотне второго диска. Кольцевой бурт второго диска образует трактовую барабанную оболочку, выполняя роль проставки между вторым и первым дисками каждой последующей рабочей ступени. На ободах дисков выполнены клиновидные кольцевые углубления, которые образуют кольцевой паз типа "ласточкин хвост" для контакта с клиновидными кольцевыми выступами на торцах полок рабочих лопаток ротора (RU 2269678 С1, опубл. 10.02.2006).Known rotor shaft of a drum-disk type axial compressor of the engine with disks pairwise combined in stages and arranged sequentially downstream in the longitudinal plane of the drum cross-section. Both disks of each stage are interconnected by means of an annular collar of the first disk and a landing belt in the canvas of the second disk. The annular collar of the second disk forms a tract drum shell, acting as a spacer between the second and first disks of each subsequent working stage. On the rims of the disks, wedge-shaped annular recesses are made, which form an annular dovetail groove for contact with the wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the rotor blades (RU 2269678 C1, publ. 02.10.2006).
Известен вал ротора компрессора низкого давления (КНД), включающий систему из четырех дисков, каждый из которых содержит обод для установки и приведения во вращение рабочих лопаток, сообщенный с валом турбины низкого давления (ТНД) турбореактивного двигателя (ТРД) (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. М.: Наука, 2011, стр. 249-259).Known rotor shaft of a low pressure compressor (LPC), comprising a system of four disks, each of which contains a rim for installing and driving rotor blades, in communication with a shaft of a low pressure turbine (HPH) of a turbojet engine (turbojet engine) (N.N. Sirotin , A.S. Novikov, A.G. Paykin, A.N. Sirotin, Fundamentals of Designing the Production and Operation of Aircraft Gas Turbine Engines and Power Plants in the CALS Technologies System, Book 1. M .: Nauka, 2011, pp. 249-259 )
К недостаткам известных решений относятся отсутствие системы выбора совокупности необходимых параметров дисков, образующих конфигурацию вала ротора и влияющих на площадь проходного сечения проточной части и размещение на ободе диска пазов и лопаток, формирующих аэродинамические процессы взаимодействия вала ротора барабанно-дисковой конструкции с потоком рабочего тела, вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации дисков и угловой ориентации пазов в ободах дисков, 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 вала ротора при минимуме материалоемкости дисков и их соединений в конструкции вала.The disadvantages of the known solutions include the lack of a system for selecting the set of necessary parameters of the disks forming the configuration of the rotor shaft and affecting the area of the flow section of the flow passage and placing grooves and blades on the disk rim that form the aerodynamic processes of the interaction of the rotor shaft of the drum-disk structure with the flow of the working fluid, due to the lack of specification of the ranges of geometric and aerodynamic parameters of the spatial configuration of the disks and the angular orientation of the grooves in the dah of the disks, as well as the difficulty of obtaining a compromise combination of increased values of efficiency, gas-dynamic stability (GDU) reserves of the compressor and, as a result, the difficulty of ensuring optimal dynamic strength and increased resource of the rotor shaft with a minimum material consumption of the disks and their connections in the shaft structure.
Задача группы изобретений состоит в разработке вала ротора барабанно-дисковой конструкции КНД ТРД с дисками улучшенной аэродинамической конфигурации, пространственной жесткости узлов и элементов соединения дисков вала ротора, обеспечивающими получение параметров вала, а также внутреннего контура и проходного сечения проточной части, формируемых дисками и проставками вала, необходимыми для повышения КПД, газодинамической устойчивости и ресурса без увеличения материалоемкости компрессора.The objective of the group of inventions is to develop a rotor shaft of a drum-type design of the low pressure turbojet engine with disks of improved aerodynamic configuration, spatial rigidity of the nodes and connection elements of the rotor shaft disks, providing shaft parameters, as well as the internal contour and flow passage section formed by disks and shaft spacers necessary to increase efficiency, gas-dynamic stability and resource without increasing the material consumption of the compressor.
Поставленная задача в части первого объекта изобретения решается тем, что вал ротора компрессора низкого давления (КНД), имеющего диски с рабочими лопатками, наделенными хвостовиком и пером, и сообщенного с валом турбины низкого давления (ТНД) турбореактивного двигателя (ТРД), имеющего корпус с проточной частью, согласно изобретению выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков, каждый из которых имеет снабженную центральным отверстием массивную ступицу, сообщенную с полотном диска, имеющим толщину, не менее чем в три раза меньшую осевой ширины ступицы, и опертый на полотно обод, снабженный системой наклонных относительно оси вала пазов, предназначенных для установки хвостовиков рабочих лопаток; при этом продольная ось каждого из пазов диска третьей ступени образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол установки хвостовика лопатки α, определенный в диапазоне значений α=(21÷27)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска; причем ободы первых трех дисков образуют относительно средней плоскости полотна две неравноплечие полки, которыми непосредственно или через цилиндрические проставки диски объединены в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора, сообщенную с опорами КНД и с валом ТНД с возможностью передачи от последней крутящего момента; при этом вал собран из неразъемных монтажных секций, кроме того, полотно диска первой ступени с фронтальной стороны и полотно диска третьей ступени с тыльной стороны снабжены коническими кольцевыми элементами, расположенными каждый под ободом соответствующего диска, и неразъемно соединенными с ответными коническими диафрагмами цапф передней и задней опоры, замыкающими с образованием силового ядра жесткости барабанно-дисковую конструкцию вала; причем образующая конического элемента диска третьей ступени наклонена к оси вала под β=(35°÷65°).The problem in part of the first object of the invention is solved in that the rotor shaft of a low pressure compressor (KND), having disks with rotor blades endowed with a shank and a feather, and in communication with the low pressure turbine shaft (HPH) of a turbojet engine (turbojet engine) having a housing with the flowing part, according to the invention, is made of a stepped drum-disk construction, comprising not more than four disks, each of which has a massive hub equipped with a central hole in communication with a disk web having Inu, not less than three times less than the axial width of the hub, web and simply supported on a rim provided with a system of inclined relative to the axis of shaft grooves intended for mounting shanks of rotor blades; in this case, the longitudinal axis of each of the grooves of the disk of the third stage forms, with the axis of the rotor shaft projected onto the conditional axial plane normal to the axis of the pen, the blade angle α defined in the value range α = (21 ÷ 27) °, and the grooves are uniformly spaced along the perimeter of the disk; moreover, the rims of the first three disks form two unequal shelves relative to the middle plane of the web, by which the disks are directly or through cylindrical spacers combined into a drum-disk design of the rotor shaft, communicated with the low-pressure bearings and the high-pressure pump shaft with the possibility of transmission from the last torque; the shaft is assembled from one-piece mounting sections, in addition, the blade of the first stage disk on the front side and the blade of the third stage disk on the rear side are equipped with conical ring elements, each located under the rim of the corresponding disk, and one-piece connected with the mating conical diaphragms of the front and rear trunnions supports closing with the formation of a power stiffness core drum-disk shaft design; moreover, the generatrix of the conical element of the disk of the third stage is inclined to the shaft axis under β = (35 ° ÷ 65 °).
При этом вал выполнен с радиальной и угловой конфигурацией внешней поверхности ободов дисков, совмещенной с внутренней поверхностью проточной части двигателя на осевом участке обтекания потоком рабочего тела совокупности ободов дисков вала ротора, для чего диски выполнены со ступенчато нарастающим в направлении потока рабочего тела в условной средней плоскости полотна радиусом обода, с соотношением величин радиусов, считая от оси вала ротора до внешней поверхности обода диска, (1,0÷1,15):(1,04÷1,4):(1,11÷1,51):(1,14÷1,54) и с углами наклона ободов, формирующих конфигурацию упомянутой поверхности проточной части с плавным сопряжением смежных торцов.The shaft is made with a radial and angular configuration of the outer surface of the rims of the disks, combined with the inner surface of the flowing part of the engine on the axial portion of the flow around the body of the rims of the disks of the rotor shaft, for which the disks are made with stepwise increasing in the direction of flow of the working fluid in a conditional midplane blade radius of the rim, with the ratio of the radii, counting from the axis of the rotor shaft to the outer surface of the rim of the disk, (1,0 ÷ 1,15) :( 1,04 ÷ 1,4) :( 1,11 ÷ 1,51): (1.14 ÷ 1.54) and with the angles of inclination of the rims, forms interchanging the configuration of the aforementioned surface of the flowing part with smooth conjugation of adjacent ends.
Радиальная величина диска четвертой ступени от внешней поверхности обода до центрального отверстия в ступице и дополняющий ее радиус центрального отверстия могут быть приняты обеспечивающими возможность свободного размещения с зазором относительно внешней поверхности конической диафрагмы задней цапфы.The radial value of the disk of the fourth stage from the outer surface of the rim to the central hole in the hub and the radius of the central hole supplementing it can be taken to allow free placement with a gap relative to the outer surface of the conical diaphragm of the rear axle.
Пазы дисков вала могут быть выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки типа «ласточкин хвост», а длина пазов принята соизмеримой с длиной хвостовиков лопаток.The grooves of the shaft disks can be made in cross section with the side faces forming an element of the lock connection with the shank of the dovetail blade, and the length of the grooves is taken commensurate with the length of the shanks of the blades.
В первую неразъемную секцию вала ротора могут быть последовательно включены цапфа передней опоры, объединенные полками ободов - диск первой ступени и диск второй ступени, к которому в свою очередь неразъемно присоединена цилиндрическая проставка с фланцем, посредством которой первая монтажная секция разъемно соединена с входящим во вторую монтажную секцию диском третьей ступени, для чего в полотне диска под ободом выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой (5,1÷7,6) [ед./рад], причем во вторую монтажную секцию кроме диска третьей ступени включены неразъемно соединенные цапфа задней опоры и цилиндрическая проставка, а в замыкающую секцию вала включен диск последней ступени, полотно которого консольно разъемно соединено с замыкающей проставкой предшествующей ступени.In the first integral section of the rotor shaft, the axle of the front support can be connected in series, united by the flanges of the rims - the disk of the first stage and the disk of the second stage, to which, in turn, a cylindrical spacer with a flange is inseparably connected, by means of which the first mounting section is detachably connected to the second mounting section with a third-stage disk, for which holes in the disk sheet under the rim are fasteners spaced around the circumference with an angular frequency (5.1 ÷ 7.6) [units / rad], and in the second m ntazhnuyu section except the third stage disk included integrally connected back support pin and the cylindrical spacer, and closing shaft section of the drive is turned on the last stage, which cantilevered blade releasably coupled to the trailing spacer preceding stage.
Кольцевой конический элемент диска третьей ступени может быть выполнен имеющим длину образующей, не выходящую за пределы осевых габаритов полок обода.The annular conical element of the disk of the third stage can be made having a generatrix length that does not go beyond the axial dimensions of the rim shelves.
Диск четвертой ступени может быть выведен за контур силового ядра жесткости барабанно-дисковой конструкции вала ротора.The disk of the fourth stage can be output beyond the contour of the power core stiffness of the drum-disk design of the rotor shaft.
Поставленная задача в части второго объекта изобретения решается тем, что узел соединения дисков вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, согласно изобретению объединяет диск третьей ступени с дисками второй и четвертой ступеней вала ротора посредством прикрепленных к нему с двух сторон кольцевых проставок с образованием соответствующего участка барабанно-дисковой конструкции вала ротора, причем первая из указанных проставок неразъемно соединена с тыльной полкой обода диска второй ступени и разъемно прикреплена соединительными элементами к полотну диска третьей ступени, а вторая проставка неразъемно прикреплена к тыльной полке обода диска третьей ступени и разъемно прикреплена соединительными элементами к полотну диска четвертой ступени, причем количество соединительных элементов, которыми к диску третьей ступени прикреплена первая из указанных проставок, в (1,26÷2,14) раза превышает количество соединительных элементов, которыми прикреплена к диску четвертой ступени вторая из указанных проставок; для чего первая из проставок выполнена кольцевой с радиусом, соответствующим радиусу тыльной полки обода диска второй ступени вала ротора в зоне неразъемного соединения с последней и меньшим радиуса нижней грани, обращенной в сторону стыка фронтальной полки обода диска третьей ступени; при этом каждая из указанных проставок выполнена шириной, развитой в осевом направлении на величину, достаточную в совокупности с консольным участком полки диска, к которому прикреплена неразъемно, для размещения между соединяемыми дисками системы стационарных лопаток соответствующего направляющего аппарата КНД, и снабжена Г-образным в поперечном сечении консольным отгибом, образующим кольцевой фланец с системой отверстий для образования разъемного соединения и пропуска соединительных элементов, радиально разнесенных по периметру фланца с угловой частотой, которая для первой из указанных проставок составляет Yф=(5,1÷7,6) [ед./рад], кроме того, с идентичными радиусом и угловой частотой аналогичные ответные отверстия выполнены с разнесением по окружности в полотне присоединяемого диска и при осевом совмещении с отверстиями проставки диски посредством указанных элементов разъемного соединения объединены с возможностью передачи крутящего момента, радиальных и осевых усилий, возникающих в указанном стыке вала ротора КНД.The problem in part of the second object of the invention is solved by the fact that the connection unit of the rotor shaft disks of the low-pressure compressor of a turbojet engine, according to the invention, combines the third-stage disk with the disks of the second and fourth stages of the rotor shaft by means of ring spacers attached to it from two sides to form the corresponding drum section -disc design of the rotor shaft, the first of these spacers being one-piece connected to the rear shelf of the rim of the disk of the second stage and detachably is attached by connecting elements to the third-stage disc web, and the second spacer is permanently attached to the rear shelf of the third-stage disc rim and detachably attached by connecting elements to the fourth-stage disc web, the number of connecting elements to which the first of these spacers is attached to the third-stage disc, in ( 1.26 ÷ 2.14) times the number of connecting elements that secure the second of the spacers to the fourth-stage disk; why the first of the spacers is made circular with a radius corresponding to the radius of the rear flange of the rim of the disk of the second stage of the rotor shaft in the area of one-piece connection with the last and smaller radius of the lower edge facing the junction of the front flange of the rim of the disk of the third stage; each of these spacers is made of a width developed in the axial direction by an amount sufficient in conjunction with the cantilever section of the disk shelf, which is permanently attached, for placement between the connected disks of the stationary blade system of the corresponding guide vane, and is equipped with a L-shaped in the transverse cross-section by cantilevered limb forming an annular flange with a system of holes for the formation of a detachable connection and the passage of connecting elements radially spaced around the perimeter a flange with an angular frequency, which for the first of these spacers is Y f = (5.1 ÷ 7.6) [units / rad], in addition, with identical radius and angular frequency, similar counter holes are made with spacing around the circumference in the canvas of the attached disk and when axially aligned with the holes of the spacer, the disks by means of these detachable connection elements are combined with the possibility of transmitting torque, radial and axial forces arising in the specified joint of the rotor shaft of the CPV.
При этом элементы разъемного соединения проставки с диском соответствующей ступени могут быть выполнены в виде призонных болтов.In this case, the elements of the detachable connection of the spacer with the disk of the corresponding stage can be made in the form of tight bolts.
Технический результат группы изобретений, объединенных единым творческим замыслом, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков вала ротора КНД ТРД, заключается в повышении КПД и расширении запаса газодинамической устойчивости в полном диапазоне режимов работы компрессора на 2,2% при повышении ресурса вала ротора в 2 раза.The technical result of the group of inventions, united by a single creative concept, achieved by the given set of essential features of the rotor shaft of the low pressure turbojet engine, is to increase efficiency and expand the supply of gas-dynamic stability in the full range of compressor operation modes by 2.2% while increasing the resource of the rotor shaft by 2 times.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображен компрессор низкого давления ТРД, продольный разрез;in FIG. 1 shows a low-pressure turbojet compressor, a longitudinal section;
на фиг. 2 - фрагмент диска третьей ступени вала ротора КНД, фронтальная проекция;in FIG. 2 - a fragment of the disk of the third stage of the shaft of the rotor KND, frontal projection;
на фиг. 3 - фрагмент обода диска третьей ступени вала ротора КНД, вид сбоку.in FIG. 3 - a fragment of the rim of the disk of the third stage of the shaft of the rotor KND, side view.
Вал 1 ротора КНД сообщен с валом турбины низкого давления ТРД, имеющего корпус с проточной частью.The shaft 1 of the rotor KND communicated with the shaft of the low-pressure turbine turbojet engine having a housing with a flowing part.
Вал 1 ротора КНД выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков 2, 3, 4, 5 с рабочими лопатками 6. Рабочие лопатки 6 наделены хвостовиком 7 и пером 8. Каждый диск 2, 3, 4, 5 имеет массивную ступицу 9 с центральным отверстием 10. Ступица 9 сообщена с полотном 11 диска, имеющим толщину, не менее чем в три раза меньшую осевой ширины ступицы 9. Каждый диск 2, 3, 4, 5 включает также опертый на полотно 11 диска обод 12, снабженный системой наклонных относительно оси вала 1 пазов 13. Пазы 13 предназначены для установки хвостовиков 7 рабочих лопаток 6.The shaft 1 of the KND rotor is made of a stepped drum-disk construction, including no more than four
Продольная ось каждого из пазов 13, по меньшей мере, диска 4 третьей ступени образует с осью вала 1 ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера 8, угол α установки хвостовика 7 рабочей лопатки 6, определенный в диапазоне значений α=(21÷27)°. Пазы 13 равномерно разнесены по периметру диска 2.The longitudinal axis of each of the
Ободы 12 дисков 2, 3, 4, образуют относительно средней плоскости полотна 11 две неравноплечие полки 14, 15. Непосредственно полками 14, 15 или через цилиндрические проставки 16, 17 диски 2, 3, 4, 5 вала 1 объединены в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора, сообщенную с опорами КНД и с валом ТНД с возможностью передачи от последней крутящего момента. Вал 1 собран из неразъемных монтажных секций.The
Полотно 11 диска 2 первой ступени с фронтальной стороны и полотно 11 диска 4 третьей ступени с тыльной стороны снабжены коническими кольцевыми элементами 18, 19, расположенными каждый под ободом 12 соответствующего диска 2 и 4. Конические элементы 18, 19 неразъемно соединены с ответными коническими диафрагмами 20 цапф 21 и 22 соответственно передней и задней опоры, замыкающими с образованием силового ядра жесткости барабанно-дисковую конструкцию вала. Образующая конического элемента 19 диска 4 третьей ступени наклонена к оси вала под углом β=(35°÷65°).The blade 11 of the disk 2 of the first stage from the front side and the canvas 11 of the
Вал 1 ротора выполнен с радиальной и угловой конфигурацией внешней поверхности 23 ободов 12 дисков 2, 3, 4, 5, совмещенной с внутренней поверхностью проточной части двигателя на осевом участке обтекания потоком рабочего тела совокупности ободов 12 дисков вала ротора. Для этого диски 2, 3, 4, 5 выполнены со ступенчато нарастающим в направлении потока рабочего тела в условной средней плоскости полотна радиусом обода 12, с соотношением величин радиусов, считая от оси вала 1 ротора до внешней поверхности 23 обода 12 диска, (1,0÷1,15):(1,04÷1,4):(1,11÷1,51):(1,14÷1,54) и с углами наклона ободов 12, формирующих конфигурацию упомянутой поверхности проточной части с плавным сопряжением смежных торцов.The rotor shaft 1 is made with a radial and angular configuration of the
Ступицы 9 дисков 2, 3, 4, 5 вала выполнены с центральным отверстием 10 с соотношением радиусов от первого диска 2 к четвертому диску 5 1:(1,1÷1,5):(1,06÷1,44):(1,7÷2,3).The
Радиальная величина диска 5 четвертой ступени от внешней поверхности 23 обода 12 до центрального отверстия 10 в ступице 9 и дополняющий ее радиус центрального отверстия 10 приняты обеспечивающими возможность свободного размещения с зазором относительно внешней поверхности конической диафрагмы 20 задней цапфы 22.The radial size of the disk 5 of the fourth stage from the
Пазы 13 дисков 2, 3, 4, 5 вала 1 выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями 24, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком 7 лопатки 6 типа «ласточкин хвост». Длина пазов 13 принята соизмеримой с длиной хвостовиков 7 лопаток 6.The
В первую неразъемную секцию вала ротора последовательно включены цапфа 21 передней опоры, объединенные полками 14 и 15 ободов 12 - диск 2 первой ступени и диск 3 второй ступени, к которому в свою очередь неразъемно присоединена цилиндрическая проставка 16 с фланцем 25. Посредством проставки 16 первая монтажная секция разъемно соединена с входящим во вторую монтажную секцию диском 4 третьей ступени. Для чего в полотне 11 диска 4 под ободом 12 выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой (5,1÷7,6) [ед./рад]. Во вторую монтажную секцию кроме диска 4 третьей ступени включены неразъемно соединенные цапфа 22 задней опоры и цилиндрическая проставка 17. В замыкающую секцию вала 1 включен диск 5 последней ступени, полотно 11 которого консольно разъемно соединено с замыкающей проставкой 17 предшествующей ступени.In the first integral section of the rotor shaft, the axle 21 of the front support is connected in series, united by the shelves 14 and 15 of the
Кольцевой конический элемент 19 диска 4 третьей ступени выполнен имеющим длину образующей, не выходящую за пределы осевых габаритов тыльной полки 15 обода 12 диска 4.The annular conical element 19 of the
Каждый из конических элементов 18, 19 диска 2 и диска 4 вала выполнены с возможностью силового соединения с ответными коническими диафрагмами 20 цапф 21 и 22 передней и задней опор соответственно и с возможностью передачи диском крутящего момента от ТНД, а также радиальных и осевых усилий на опоры валы ротора.Each of the conical elements 18, 19 of the disk 2 and the
Диск 5 четвертой ступени выведен за контур силового ядра жесткости барабанно-дисковой конструкции вала 1 ротора.The fourth stage disk 5 is brought out beyond the contour of the power stiffness core of the drum-disk construction of the rotor shaft 1.
По второму объекту изобретения узел соединения дисков вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя объединяет диск 4 третьей ступени с дисками 3 и 5 соответственно второй и четвертой ступеней вала ротора посредством прикрепленных к нему с двух сторон кольцевых проставок 16, 17 между дисками с образованием соответствующего участка силовой барабанно-дисковой оболочки вала ротора.According to the second object of the invention, the connection unit of the rotor shaft disks of the low-pressure compressor of the turbojet engine combines the third-
Проставка 16 неразъемно соединена с тыльной полкой 15 обода 12 диска 3 второй ступени и разъемно прикреплена соединительными элементами 26 к полотну 11 диска 4 третьей ступени. Вторая проставка 17 неразъемно посредством электронно-лучевой сварки прикреплена к тыльной полке 15 обода 12 диска 4 третьей ступени и разъемно прикреплена соединительными элементами 26 к полотну 11 диска 5 четвертой ступени. Количество соединительных элементов 26, которыми к диску 4 прикреплена проставка 16, в (1,26÷2,14) раза превышает количество соединительных элементов 26, которыми прикреплена к диску 5 проставка 17.The spacer 16 is permanently connected to the rear shelf 15 of the
Для чего проставка 16 выполнена кольцевой с радиусом, соответствующим радиусу тыльной полки 15 обода 12 диска 3 второй ступени вала ротора в зоне неразъемного соединения с последней и меньшим радиуса нижней грани, обращенной в сторону стыка фронтальной полки 14 обода 12 диска 4 третьей ступени.For this, the spacer 16 is made circular with a radius corresponding to the radius of the rear flange 15 of the
Проставки 16, 17 выполнены шириной, развитой в осевом направлении на величину, достаточную в совокупности с консольным участком полки диска, к которому прикреплена неразъемно, для размещения между соединяемыми дисками системы стационарных лопаток соответствующего направляющего аппарата КНД. Проставки 16, 17 снабжены Г-образным в поперечном сечении консольным отгибом, образующим кольцевой фланец 25 с системой отверстий для образования разъемного соединения и пропуска соединительных элементов 26, радиально разнесенных по периметру фланца 25 с угловой частотой, которая для проставки 16 составляет Yф=(5,1÷7,6) [ед./рад]. С идентичными радиусом и угловой частотой аналогичные ответные отверстия, выполнены с разнесением по окружности в полотне 11 присоединяемого диска 4, 5, и при осевом совмещении с отверстиями проставки 16, 17 упомянутые диски посредством указанных элементов разъемного соединения объединены с возможностью передачи крутящего момента, радиальных и осевых усилий, возникающих в указанном стыке вала ротора КНД.The spacers 16, 17 are made of a width developed in the axial direction by an amount sufficient in conjunction with the cantilever section of the disk shelf, to which it is permanently attached, for placement between the connected disks of the stationary blade system of the corresponding guide vane. The spacers 16, 17 are equipped with an L-shaped cross-section of the cantilever limb forming an annular flange 25 with a system of holes for forming a detachable connection and skipping the connecting elements 26 radially spaced around the perimeter of the flange 25 with an angular frequency, which for the spacer 16 is Y f = ( 5.1 ÷ 7.6) [units / rad]. With identical radius and angular frequency, similar counter-holes are made with spacing around the circumference in the sheet 11 of the attached
Элементы 26 разъемного соединения проставки с диском 4, 5 соответствующей ступени выполнены в виде призонных болтов.The elements 26 of the detachable connection of the spacer to the
Вал ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкцией, включающей четыре диска.The rotor shaft of a low-pressure compressor of a turbojet engine is made of a stepped drum-disk design, including four disks.
Диск каждой ступени вала ротора КНД ТРД изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные за одно целое массивную ступицу 9, полотно 11 и обод 12. Профили полотна 11 и ступицы 9 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой. На внешней стороне обода 12 выполняют протягиванием замковые пазы 13 для крепления лопаток.The disk of each stage of the rotor shaft of the low pressure turbojet engine is made by forging from a forging in the form of a single element, including a
Изготовленный диск первой ступени имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 34 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 120 мм; средняя толщина полотна - 9 мм; ширина обода - 61 мм; входной и выходной диаметры внешней поверхности обода диска - 364 мм и 415 мм; угол наклона внешней поверхности обода диска - 21°.The manufactured disk of the first stage has the following geometric parameters: overall width of the hub - 34 mm; diameter of the central hole of the hub - 120 mm; average web thickness - 9 mm; rim width - 61 mm; input and output diameters of the outer surface of the disk rim - 364 mm and 415 mm; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 21 °.
Изготовленный диск второй ступени имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 30 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 157 мм; средняя толщина полотна - 6 мм; ширина обода - 50 мм; входной и выходной диаметры внешней поверхности обода диска - 464 мм и 491 мм; угол наклона внешней поверхности обода диска - 15°.The manufactured disk of the second stage has the following geometric parameters: overall width of the hub - 30 mm; diameter of the central hole of the hub - 157 mm; average web thickness - 6 mm; rim width - 50 mm; input and output diameters of the outer surface of the rim of the disk - 464 mm and 491 mm; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 15 °.
Изготовленный диск третьей ступени имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 25 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 150 мм; средняя толщина полотна - 5 мм; ширина обода - 43 мм; входной и выходной диаметры внешней поверхности обода диска - 509 мм и 517 мм; угол наклона внешней поверхности обода диска - 5°.The manufactured disk of the third stage has the following geometric parameters: overall width of the hub - 25 mm; diameter of the central hole of the hub - 150 mm; average web thickness - 5 mm; rim width - 43 mm; input and output diameters of the outer surface of the disk rim - 509 mm and 517 mm; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 5 °.
Изготовленный диск четвертой ступени имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 28 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 240 мм; средняя толщина полотна - 4 мм; ширина обода - 48 мм; входной и выходной диаметры внешней поверхности обода диска - 524 мм и 528 мм; угол наклона внешней поверхности обода диска - 2°.The manufactured disk of the fourth stage has the following geometric parameters: overall width of the hub - 28 mm; diameter of the central hole of the hub - 240 mm; average web thickness - 4 mm; rim width - 48 mm; input and output diameters of the outer surface of the disk rim - 524 mm and 528 mm; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 2 °.
Ободы 12 дисков 2, 3, 4, образуют относительно средней плоскости полотна 11 две неравноплечие полки 14, 15. Непосредственно полками 14, 15 или через цилиндрические проставки 16, 17 диски 2, 3, 4, 5 объединены в силовую оболочку барабанно-дисковой конструкции вала ротора, сообщенную с опорами КНД и с валом ТНД с возможностью передачи от последней крутящего момента.The
При запуске двигателя вал ротора, объединяющий диски всех ступеней, приводится во вращение крутящим моментом, передаваемым от ТНД через объединенные в силовую оболочку барабанно-дисковой конструкции вала ротора КНД ободы дисков, и включает в работу лопатки рабочего колеса. В результате происходит нагнетание потока рабочего тела в КНД. При этом вал ротора КНД обеспечивает стабильность проектной формы и положение дисков всех ступеней в составе барабанно-дисковой конструкции на всех возможных режимах работы ТРД за счет восприятия силовой оболочкой вала сочетания нагрузок, возникающих в процессе работы компрессора, и через конические кольцевые элементы 18, 19 передает радиальные и осевые нагрузки на опоры вала ротора с меньшими потерями энергии и при пониженных вибрациях.When the engine is started, the rotor shaft, which combines the disks of all stages, is driven by the torque transmitted from the high-pressure pump via the rim of the disks integrated into the power shell of the drum-disk design of the rotor shaft of the low pressure rotor and includes the impeller blades. As a result, the flow of the working fluid in the CPV is forced. In this case, the KND rotor shaft ensures the stability of the design form and the position of the disks of all stages in the drum-disk structure at all possible modes of the turbojet engine due to the perception by the shaft sheath of the combination of loads arising during the compressor operation, and transfers through the conical ring elements 18, 19 radial and axial loads on the rotor shaft bearings with less energy loss and lower vibrations.
Технический результат изобретения достигают совокупностью разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов вала ротора КНД ТРД, а именно радиальных параметров дисков 2, 3, 4, 5, с геометрической конфигурацией внешней поверхности обода 12 дисков вала, образующей поверхность внутренней стенки проточной части двигателя, принятого сочетания тонкого полотна 11 и осевой ширины ступицы 9, компенсирующей ослабление полотна 11 диска центральным отверстием 10, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Геометрические параметры отверстий 10 в ступице 9 приняты достаточными для свободного пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных сборках. Превышение радиуса отверстия в ступице 9 не менее чем на 10% относительно радиуса шлицевой трубы необходимо для заведения в полость компрессора монтажного и ремонтно-технологического инструмента при выполнении монтажных и ремонтных работ.The technical result of the invention is achieved by the combination of the design solutions and geometric parameters of the main elements of the rotor shaft of the low pressure turbojet engine, namely the radial parameters of the
Технический результат обеспечивают также геометрической конфигурацией дисков 2, 3, 4, 5 в пределах найденного в изобретении диапазона входного и выходного радиусов по ширине обода 12 диска с соотношением величин радиусов, считая от оси вала ротора до внешней поверхности обода диска, (1,0÷1,04):(1,11÷1,4):(1,15÷1,51):(1,16÷1,54) и с углами наклона ободов, формирующих конфигурацию упомянутой поверхности проточной части с плавным сопряжением торцов смежных дисков. Выход за пределы заявленного диапазона приводит к недопустимому рассогласованию радиальных параметров входного и выходного проходных сечений проточной части двигателя первой и всех последовательно присоединенных ступеней КНД и не обеспечит необходимых перепадов давлений рабочего тела в ступенях КНД, что, как следствие, приведет к снижению КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса вала ротора, а также к дополнительному эксплуатационному расходу топлива и повышенному износу двигателя. Кроме того, при общем асимметричном решении ширины разноплечих кольцевых конических наклонных полок 14 и 15 обода 12 дисков 2, 3, 4 остаются равноплечими относительно условной средней плоскости полотна 11 диска в пределах ширины паза кольцевые участки фронтальной полки 14 и тыльной полки 11 обода 12 диска. Дополнительное уширение полок обода 12 диска необходимо и достаточно для обеспечения подвижного сопряжения силовой оболочки барабанно-дисковой конструкции вала ротора с лопаточным венцом статора и работает на технический результат изобретения, повышая КПД, запас ГДУ ступени компрессора и ресурс диска.The technical result is also provided by the geometric configuration of the
На внешней стороне обода 12 диска 2, 3, 4, 5 выполняют протяжкой систему пазов 13 для закрепления лопаток. Пазы 13 расположены под углом к оси вращения ротора. Технический результат изобретения достигают при выполнении пазов, расположенных под углом α, принятым в пределах найденного в изобретении диапазона (21÷27)°, 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 третьей ступени ротора КНД, и создаются наиболее благоприятные условия работы, повышающие запас ГДУ, КПД и ресурс при минимальной материалоемкости вала ротора. Выход значений угла α за пределы заявленного диапазона (21÷27)° приведет к существенному снижению запаса ГДУ многорежимной работы компрессора, снижению КПД ротора и возрастанию риска аварийно-опасного срыва воздушного потока с установленных в пазах 13 диска лопаток рабочих колес ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α0>27° отклонения оси паза 13 диска от оси вращения ротора неоправданно возрастают напряжения в лопатках рабочих колес на всех режимах работы КНД, что приводит к снижению ресурса системы «диск - лопаточный венец», увеличению материалоемкости, утяжелению компрессора и снижению эксплуатационной экономичности двигателя. Кроме того, пазы 13 равномерно разнесены по периметру диска и выполнены в поперечном сечении с гранями 24, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки.On the outer side of the
Полотно 12 диска 2 первой ступени снабжено коническим кольцевым элементом 18, выполненным с углом β=(35÷65)° наклона образующей к оси диска. Выполнение угла р, принятым в диапазоне β=(35÷65)°, обеспечивает оптимальное повышение объемной жесткости соединения полотна 12 диска с конической диафрагмой и ресурса вала в условиях многократных изгибно-крутильных нагружений в процессе эксплуатации компрессора, обеспечивает необходимую компактность узла без увеличения материалоемкости вала. Выполнение угла β<35° привело бы к неоправданному увеличению осевых габаритов и повышению материалоемкости конической диафрагмы вала как переходного элемента задней опоры, не оказывая положительного влияния на технический результат изобретения. Выполнение угла β>65° превышающим найденный в изобретении допустимый угловой диапазон величин β приводит к неоправданному повышению концентрации напряжений от односторонних внеосевых динамических нагрузок на полотно соответствующего диска и к снижению ресурса вала.The
Цилиндрические проставки 16, 17 обеспечивают силовую связь между дисками 3, 4 и 5, восприятие осевой нагрузки и нагрузок от кручения и изгиба, а элементы лабиринтного уплотнения обеспечивают снижение негативных перетоков рабочего тела между ротором и статором. Проставки 16, 17 снабжены Г-образным консольным отгибом, образующим кольцевой фланец 25 с системой отверстий для пропуска элементов 26 разъемного соединения с диском 4 третьей ступени, радиально разнесенных по периметру фланца с угловой частотой, которая для проставки 16 составляет Yф=(5,1÷7,6) [ед./рад]. С идентичными радиусом и угловой частотой ответные отверстия выполнены с разнесением по окружности в полотне 11 присоединяемого диска 4 третьей ступени. Причем количество соединительных элементов 26, которыми к диску 4 прикреплена проставка 16, в (1,26÷2,14) раза превышает количество соединительных элементов 26, которыми прикреплена к диску 5 проставка 17. Технический результат достигается при выполнении количества отверстий в полотне 11 дисков в количестве принятых из найденного диапазона. Число отверстий меньше нижнего предела, указанного в формуле, приведет к неоправданному перепаду напряжений по кольцу, включающему систему отверстий с недогрузом участков между эквидистантными отверстиями, и перенапряженности радиальных участков с осью симметрии относительно центров отверстий и отрицательно скажется на ресурсе вала. Увеличение числа отверстий с превышением их числа выше большего из указанного в диапазоне пределов неоправданно усложнит объем и трудоемкость выполнения работ по объединению дисков в валу через проставки 16, 17, соединяющие диски 3, 4, 5.Cylindrical spacers 16, 17 provide a power connection between the
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров дисков всех ступеней, объединенных в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора, достигают повышения КПД и расширения диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя, а также снижения материалоемкости и повышения изгибной жесткости ротора и максимальных допустимых напряжений в элементах дисков.Thus, by improving the structural and aerodynamic parameters of the disks of all stages, combined into a drum-disk design of the rotor shaft, they increase the efficiency and expand the range of the gas-dynamic stability modes of the engine’s low pressure, as well as reduce the material consumption and increase the bending stiffness of the rotor and the maximum allowable stresses in the elements drives.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014115918/06A RU2565090C1 (en) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014115918/06A RU2565090C1 (en) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2565090C1 true RU2565090C1 (en) | 2015-10-20 |
Family
ID=54327029
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014115918/06A RU2565090C1 (en) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2565090C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2697244C1 (en) * | 2018-10-24 | 2019-08-13 | Владимир Иванович Савичев | Bladeless radial centrifugal compressor |
Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU785529A1 (en) * | 1979-02-05 | 1980-12-07 | Предприятие П/Я Р-6838 | Axial turbomachine impeller |
| SU1348563A1 (en) * | 1986-06-30 | 1987-10-30 | И. К. Попов | Attachment unit of axial compressor blade |
| RU2096666C1 (en) * | 1995-06-29 | 1997-11-20 | Акционерное общество "ЭНТЭК" | Axial-flow compressor cascade |
| RU2162782C2 (en) * | 1996-10-04 | 2001-02-10 | Гололобов Олег Александрович | Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment |
| RU2369765C1 (en) * | 2008-05-12 | 2009-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Turbojet bypass engine with augmenter |
| CN202091251U (en) * | 2011-05-31 | 2011-12-28 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Intermediate blade of compressor with hub with diameter of phi 940 |
| CN202176548U (en) * | 2011-08-30 | 2012-03-28 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Intermediate blade of air compressor used for high power gas turbine |
| CN202176549U (en) * | 2011-08-30 | 2012-03-28 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Secondary first-stage blade for air compressor of high power combustion gas turbine |
| CN202209313U (en) * | 2011-09-19 | 2012-05-02 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | First-level blade of gas compressor used for high-power gas turbine |
-
2014
- 2014-04-22 RU RU2014115918/06A patent/RU2565090C1/en active
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU785529A1 (en) * | 1979-02-05 | 1980-12-07 | Предприятие П/Я Р-6838 | Axial turbomachine impeller |
| SU1348563A1 (en) * | 1986-06-30 | 1987-10-30 | И. К. Попов | Attachment unit of axial compressor blade |
| RU2096666C1 (en) * | 1995-06-29 | 1997-11-20 | Акционерное общество "ЭНТЭК" | Axial-flow compressor cascade |
| RU2162782C2 (en) * | 1996-10-04 | 2001-02-10 | Гололобов Олег Александрович | Method of turbomachine manufacture and grinding machine for its embodiment |
| RU2369765C1 (en) * | 2008-05-12 | 2009-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Turbojet bypass engine with augmenter |
| CN202091251U (en) * | 2011-05-31 | 2011-12-28 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Intermediate blade of compressor with hub with diameter of phi 940 |
| CN202176548U (en) * | 2011-08-30 | 2012-03-28 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Intermediate blade of air compressor used for high power gas turbine |
| CN202176549U (en) * | 2011-08-30 | 2012-03-28 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | Secondary first-stage blade for air compressor of high power combustion gas turbine |
| CN202209313U (en) * | 2011-09-19 | 2012-05-02 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | First-level blade of gas compressor used for high-power gas turbine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2697244C1 (en) * | 2018-10-24 | 2019-08-13 | Владимир Иванович Савичев | Bladeless radial centrifugal compressor |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2565110C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor last stage disc | |
| 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 | |
| RU2565090C1 (en) | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine | |
| RU2573416C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU144432U1 (en) | DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR | |
| RU149739U1 (en) | DISC OF THE THIRD STEP OF THE TURBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR | |
| RU2565133C1 (en) | 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 | |
| RU2565141C1 (en) | 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 | |
| RU149746U1 (en) | LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR SHAFT TURBOJET ENGINE, TURBOJET ENGINE LOW COMPRESSOR DISC CONNECTOR ROD SHAFT | |
| RU2573408C2 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) | |
| RU149750U1 (en) | LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR TURNER FOR TURBO-REACTIVE ENGINE, DISC COMPOUNT UNIT FOR THE TURBO-RIVER ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR, DELIVERY OF A VALVE-DRIVER | |
| RU2573413C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2565113C1 (en) | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine | |
| RU2573419C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU149748U1 (en) | DISC OF THE FIRST STAGE OF THE ROTOR COMPRESSOR OF THE LOW PRESSURE OF THE TURBO-REACTIVE ENGINE | |
| RU144418U1 (en) | LAST-STAGE DISC OF THE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR OF THE TURBOREACTIVE ENGINE | |
| RU2573406C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (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 | |
| RU2616138C1 (en) | 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) | |
| RU2616139C1 (en) | 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 (versions) | |
| RU2614719C1 (en) | Method for producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (variants) | |
| RU2565139C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor second stage disc | |
| RU2603217C1 (en) | First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2615304C1 (en) | Method for producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (variants) | |
| RU2614709C1 (en) | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |