RU2565110C1 - Turbojet low-pressure compressor last stage disc - Google Patents

Turbojet low-pressure compressor last stage disc Download PDF

Info

Publication number
RU2565110C1
RU2565110C1 RU2014115931/06A RU2014115931A RU2565110C1 RU 2565110 C1 RU2565110 C1 RU 2565110C1 RU 2014115931/06 A RU2014115931/06 A RU 2014115931/06A RU 2014115931 A RU2014115931 A RU 2014115931A RU 2565110 C1 RU2565110 C1 RU 2565110C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
rim
rotor
blade
axis
Prior art date
Application number
RU2014115931/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Евгений Ювенальевич Марчуков
Константин Сергеевич Поляков
Дмитрий Юрьевич Еричев
Николай Павлович Селиванов
Original Assignee
Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") filed Critical Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority to RU2014115931/06A priority Critical patent/RU2565110C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2565110C1 publication Critical patent/RU2565110C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: claimed disc is composed of monoelement including the ring changing into circular web reinforced with hub which has the central bore. Said ring is asymmetrically connected with disc web to make different-arm circular conical inclined flanges. Disc web can be articulated via spacer with the disc flange of the previous stage. Disc ring features the radius increasing toward working fluid flow in low-pressure compressor axial cross-section and the angle of the ring outer surface generatrix relative to rotor shaft axis. Disc ring is provided with the system of grooves for securing of blades. Lengthwise axis of every groove makes with rotor shaft axis in projection on arbitrary axial plane perpendicular to the blade root radial axis the pitch angle α of the blade butt. Grooves are uniformly spaced apart in disc perimeter at claimed angular frequency and provided with side faces in cross-section to make the element of lock joint with the blade butt.
EFFECT: higher efficiency and longer life under all operating conditions of the compressor last stage impeller without increase in disc material input.
4 cl, 3 dwg

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 диск последней ступени ротора осевого компрессора низкого давления (КНД) авиационного двигателя, включенный в систему дисков вала рабочих колес ротора компрессора. Диск рабочего колеса включает обод, полотно, ступицу, кольцевой бурт с фланцем и отверстиями в нем под призонные болты. На ободе диска выполнены клиновидные кольцевые углубления, которые образуют кольцевой паз типа "ласточкин хвост" для контакта с клиновидными кольцевыми выступами на торцах полок рабочих лопаток (RU 2269678 С1, опубл. 10.02.2006).A known disk of the last stage of the rotor of an axial low-pressure compressor (LPC) of an aircraft engine is included in the disk system of the impeller shaft of the compressor rotor. The impeller disk includes a rim, a web, a hub, an annular collar with a flange and holes in it for tight bolts. On the rim of the disk are made wedge-shaped annular recesses that form an annular groove of the "dovetail" type for contact with the wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the working blades (RU 2269678 C1, publ. 10.02.2006).

Известен диск последней ступени ротора компрессора низкого давления авиационного двигателя, включенный в систему из четырех дисков, образующих силовую оболочку вала ротора компрессора. Диск содержит обод для установки и приведения во вращение рабочих лопаток, сообщенный с валом турбины низкого давления (ТНД) турбореактивного двигателя (ТРД) (Сиротин Н.Н., Новиков А.С., Пайкин А.Г., Сиротин А.Н.. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. - М.: Наука, 2011, с. 249-259).A disk of the last stage of the rotor of a low-pressure compressor of an aircraft engine is known, which is included in a system of four disks forming the power shell of the shaft of the compressor rotor. The disk contains a rim for mounting and driving the rotor blades in communication with the shaft of a low-pressure turbine (HPH) of a turbojet engine (TRD) (Sirotin N.N., Novikov A.S., Paykin A.G., Sirotin A.N. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. - M .: Nauka, 2011, pp. 249-259).

К недостаткам известных решений относятся отсутствие системы выбора совокупности необходимых параметров общей конфигурации диска, влияющих на площадь проходного сечения проточной части и размещение на ободе пазов и лопаток, формирующих аэродинамические процессы взаимодействия диска четвертой ступени ротора с потоком рабочего тела, вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации диска и угловой ориентации упомянутых пазов в ободе диска, 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 при минимуме материалоемкости диска.The disadvantages of the known solutions include the lack of a system for selecting the set of necessary parameters for the general configuration of the disk, affecting the area of the flow section of the flow passage and the placement on the rim of grooves and blades that form the aerodynamic processes of interaction of the disk of the fourth stage of the rotor 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 disk and the angular orientation of the said grooves in the rim of the disk, as well as the complexity obtaining a compromise combination of increased values of efficiency, gas-dynamic stability (GDU) reserves of the compressor and, as a result, the difficulty of providing optimal dynamic strength and increased resource with a minimum of disk material consumption.

Задача, решаемая изобретением, состоит в разработке диска рабочего колеса последней ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (ТРД) с улучшенными конструктивными и аэродинамическими параметрами пространственной конфигурации, обеспечивающими возможность оптимизации профиля и площади проходных сечений проточной части двигателя, достаточных для увеличения расхода сжимаемого рабочего тела - воздуха, КПД ступени, согласованности в предыдущими ступенями КНД при повышении запасов ГДУ на всех режимах работы двигателя и ресурса без увеличения материалоемкости.The problem solved by the invention is to develop an impeller disk of the last stage of the rotor of a low-pressure compressor of a turbojet engine (turbojet engine) with improved structural and aerodynamic parameters of the spatial configuration, providing the possibility of optimizing the profile and the area of the flow cross sections of the engine ducts, sufficient to increase the flow rate of the compressible working fluid - air, stage efficiency, consistency in the previous stages of the low pressure switch with an increase in the reserves of the GDU in all operating modes d drive and resource without increasing material consumption.

Поставленная задача решается тем, что диск последней ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, в которой размещены имеющие хвостовик и перо с радиальной осью рабочие лопатки ротора, вал которого выполнен полым с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой и сообщен с турбиной низкого давления (ТНД), согласно изобретению выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, при этом обод, преимущественно, симметрично соединен с полотном диска с образованием равноплечих кольцевых полок, а полотно диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени с образованием барабанно-дисковой конструкции вала ротора; причем обод диска выполнен с возрастающим в сторону потока рабочего тела в осевом сечении КНД радиусом и с углом образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора, составляющим (1÷5)°, идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части двигателя, монотонно изменяющейся в упомянутом направлении с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазонеThe problem is solved in that the disk of the last stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a turbojet engine having a body with a flow part tapering from the inlet, in which rotor blades having a shaft and a feather with a radial axis are placed, the shaft of which is hollow with an axial spline located inside it pipe and in communication with a low-pressure turbine (low pressure turbine), according to the invention is made in the form of a single element, including a rim, turning into an annular web reinforced with a hub equipped with central m hole, while the rim is predominantly symmetrically connected to the disk blade to form equal shouldered annular shelves, and the disk blade is removably connected through a spacer to the disk shelf of the previous stage to form a drum-disk rotor shaft structure; moreover, the rim of the disk is made with a radius increasing with respect to the flow of the working fluid in the axial cross-section of the CPV and with an angle of the generatrix of the outer surface of the rim relative to the axis of the rotor shaft equal to (1 ÷ 5) °, identical to the axial angle with respect to the same axis of the generatrix of the internal circuit of the engine duct, monotonically changing in the aforementioned direction with a gradient of radial expansion G about defined in the range

Figure 00000001
Figure 00000001

Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, Воб - осевая ширина обода; кроме того, обод диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримом с проекцией ширины корневого сечения пера на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью лопатки, снабжен системой пазов для крепления лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(0,348÷0,582) [рад], а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(9,56÷14,81) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, которым придана конфигурация элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки.R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk, In about - the axial width of the rim; in addition, the disk rim from the side facing the flowing part, on the axial width section, commensurate with the projection of the width of the root section of the pen on the conditional axial plane, combined with the radial axis of the blade, is equipped with a system of grooves for attaching the blades, the longitudinal axis of each of which forms the rotor axis in the projection onto the conditional axial plane normal to the radial axis of the blade feather, the blade installation angle α defined in the value range α = (0.348 ÷ 0.582) [rad], and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular pilots at Y n = (9,56 ÷ 14,81) [U / rad] and are made in cross-section with lateral faces which are configured with a tool joint element shank blade.

При этом диск может быть выполнен с возможностью разъемного соединения с диском предшествующей ступени, для чего в периферийной части полотна данного диска выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой Yо.п=(3,03÷4,62) [ед/рад].In this case, the disk can be made with the possibility of detachable connection with the disk of the previous stage, for which, in the peripheral part of the blade web of this disk, holes are made for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency Y о.п = (3.03 ÷ 4.62) [ units / glad].

Замковое соединение пазов обода диска с хвостовиками может быть выполнено по типу «ласточкин хвост» и снабжено кольцевой проточкой, ответной кольцевой проточке в хвостовиках лопаток, при этом ответные проточки предназначены для установки фиксатора в виде разрезного кольца.The castle connection of the grooves of the rim of the disk with the shanks can be made according to the dovetail type and equipped with an annular groove, a reciprocal annular groove in the shanks of the blades, while the reciprocal grooves are designed to install a latch in the form of a split ring.

Радиус диска от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна может составлять (0,53÷0,79) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя.The radius of the disk from the axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the web can be (0.53 ÷ 0.79) from the radius of the peripheral contour of the engine duct.

Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков диска рабочего колеса последней ступени ротора КНД ТРД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,2% при повышении ресурса диска в 2 раза.The technical result of the invention, achieved by the above set of essential features of the impeller disk of the last stage of the rotor of the low pressure turbojet engine, is to increase efficiency and expand the range of regimes of gas-dynamic stability of the compressor by 2.2% while increasing the resource of the disk by 2 times.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 изображен диск последней ступени вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 1 shows a disk of the last stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;

на фиг. 2 - фрагмент диска последней ступени вала ротора КНД, фронтальная проекция;in FIG. 2 - a fragment of the disk of the last stage of the shaft of the rotor KND, frontal projection;

на фиг. 3 - фрагмент обода диска последней ступени вала ротора КНД, вид сбоку.in FIG. 3 - a fragment of the rim of the disk of the last stage of the shaft of the rotor KND, side view.

Турбореактивный двигатель выполнен с корпусом 1 с сужающейся от входа проточной частью 2, в которой размещены имеющие хвостовик и перо с радиальной осью рабочие лопатки ротора (на чертежах не показано). Вал выполнен полым с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой 3 и сообщен с турбиной низкого давления.The turbojet engine is made with a housing 1 with a flowing part 2 tapering from the entrance, in which rotor blades of the rotor (with shank and a feather with a radial axis) are placed (not shown in the drawings). The shaft is hollow with an axial spline pipe 3 located inside it and is in communication with the low pressure turbine.

Диск последней ступени вала ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включающего обод 4, переходящий в кольцевое полотно 5, усиленное ступицей 6. Ступица 6 снабжена центральным отверстием 7.The disk of the last stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor turbojet engine is made in the form of a single element, including a rim 4, turning into an annular web 5, reinforced by the hub 6. The hub 6 is provided with a central hole 7.

Обод 4, преимущественно, симметрично соединен с полотном 5 диска с образованием равноплечих кольцевых полок 8, 9. Полотно 5 диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку (на чертежах не показано) с полкой диска предшествующей ступени с образованием консольной кольцевой оболочки, соединяющей диск с силовым ядром жесткости барабанно-дисковой конструкции вала ротора.The rim 4 is predominantly symmetrically connected to the disk web 5 with the formation of equal shoulder ring shelves 8, 9. The disk 5 is made with the possibility of detachable connection via a spacer (not shown in the drawings) to the disk shelf of the previous stage with the formation of a cantilever annular shell connecting the disk to the power core rigidity of the drum-disk design of the rotor shaft.

Обод 4 диска выполнен с возрастающим в осевом сечении КНД радиусом в направлении потока рабочего тела и с углом образующей внешней поверхности 10 обода 4 относительно оси 11 вала, составляющим (14÷5)°, идентичным относительно той же оси осевому углу образующей внутреннего контура проточной части 2, монотонно изменяющейся в упомянутом направлении с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазонеThe rim 4 of the disk is made with a radius increasing in the axial cross section of the CPV in the direction of flow of the working fluid and with an angle of the generatrix of the outer surface 10 of the rim 4 relative to the axis 11 of the shaft, component (14 ÷ 5) °, identical with respect to the same axis to the axial angle of the generatrix of the inner contour of the flow part 2, monotonically changing in the aforementioned direction with a gradient of radial expansion G about , defined in the range

Figure 00000001
Figure 00000001

Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности 10 обода 4 диска, Воб - осевая ширина обода 4.R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface 10 of the rim 4 of the disk, In rev - the axial width of the rim 4.

Обод 4 диска со стороны, обращенной к проточной части 2, на участке осевой ширины, соизмеримом с проекцией ширины корневого сечения пера на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью лопатки, снабжен системой пазов 12 для крепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(0,348÷0,582) [рад]. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(9,56÷14,81) [ед/рад]. Пазы 12 выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями 13, которым придана конфигурация элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки.The rim 4 of the disk from the side facing the flow part 2, on a plot of axial width, commensurate with the projection of the width of the root section of the pen on the conditional axial plane, combined with the radial axis of the blade, is equipped with a system of grooves 12 for mounting the blades. The longitudinal axis of each groove forms with the rotor axis in the projection on the conditional axial plane normal to the radial axis of the blade feather, the installation angle α of the blade shaft, defined in the range of α = (0.348 ÷ 0.582) [rad]. The grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y p = (9.56 ÷ 14.81) [units / rad]. The grooves 12 are made in cross section with side faces 13, which are given the configuration of the element of the locking connection with the shank of the blade.

Обод 4 диска выполнен выходящим в проточную часть 2 и образует последнюю ступень барабанно-дисковой силовой оболочки вала ротора. Диск выполнен с возможностью разъемного соединения с диском предшествующей ступени, для чего в периферийной части полотна 5 данного диска выполнены отверстия 14 под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой Yо.п=(3,03÷4,62) [ед/рад].The rim 4 of the disk is made facing the flow part 2 and forms the last stage of the drum-disk power shell of the rotor shaft. The disk is made with the possibility of detachable connection with the disk of the previous stage, for which, in the peripheral part of the blade 5 of this disk, holes 14 are made for fasteners spaced around the circumference with an angular frequency Y о.п = (3.03 ÷ 4.62) [unit / glad].

Замковое соединение пазов 12 обода 4 диска с хвостовиками выполнено по типу «ласточкин хвост» и снабжено кольцевой проточкой (на чертежах не показано), ответной кольцевой проточке в хвостовиках лопаток. Ответные проточки предназначены для установки фиксатора в виде разрезного кольца.The castle connection of the grooves 12 of the rim 4 of the disk with the shanks is made according to the dovetail type and is equipped with an annular groove (not shown in the drawings), a reciprocal annular groove in the shanks of the blades. Reciprocal grooves are designed to install the latch in the form of a split ring.

Внутренняя поверхность проточной части 2 двигателя в зоне расположения указанного диска образована участками внешней поверхности 10 обода 4 диска между пазами 12 для установки лопаток.The inner surface of the engine duct 2 in the area of the indicated disk is formed by the sections of the outer surface 10 of the rim 4 of the disk between the grooves 12 for installing the blades.

Радиус центрального отверстия ступицы 6 не менее чем в 2,5 раза превышает радиус шлицевой трубы 3. Радиус диска от оси 11 вала до внешней поверхности 10 обода 4 в средней плоскости полотна 5 составляет (0,53÷0,79) от радиуса периферийного контура проточной части 2 двигателя.The radius of the central hole of the hub 6 is no less than 2.5 times the radius of the spline pipe 3. The radius of the disk from the shaft axis 11 to the outer surface 10 of the rim 4 in the middle plane of the blade 5 is (0.53 ÷ 0.79) from the radius of the peripheral contour flow part 2 of the engine.

Диск последней ступени КНД ТРД изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные заодно целое массивную ступицу 6, полотно 5 и обод 4. Профили полотна 5 и ступицы 6 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой.The disk of the last stage of the low pressure turbojet engine is made by die forging from a forging in the form of a single element, which includes a solid massive hub 6, web 5 and rim 4. The web profiles 5 and hub 6 are formed by turning the blank with subsequent polishing.

Изготовленный диск имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 28 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 240 мм; средняя толщина полотна - 4 мм; ширина обода - 48 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска -524 мм и 528 мм соответственно; угол наклона внешней поверхности обода диска - 2°.The manufactured disk 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; minimum and maximum diameters of the outer surface of the disk rim -524 mm and 528 mm, respectively; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 2 °.

На внешней стороне обода 4 выполняют протягиванием замковые пазы 12 для крепления лопаток в количестве 77 штук. Пазы 12 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона контактных поверхностей с хвостовиком лопатки к донной плоскости паза составляет 70°; ширина основания паза - 16 мм; угол оси паза относительно оси вращения ротора в проекции на условную плоскость, проведенную через указанную ось вращения ротора нормально к радиусу, проходящему через среднюю точку оси паза составляет 25°.On the outer side of the rim 4 is performed by pulling the locking grooves 12 for mounting the blades in the amount of 77 pieces. The grooves 12 are made with the following geometric parameters: the angle of inclination of the contact surfaces with the shank of the blade to the bottom plane of the groove is 70 °; the width of the base of the groove is 16 mm; the angle of the groove axis relative to the axis of rotation of the rotor in the projection onto a conventional plane drawn through the indicated axis of rotation of the rotor is normal to the radius passing through the midpoint of the groove axis is 25 °.

При запуске турбореактивного двигателя диск последней ступени приводится во вращение крутящим моментом, передаваемым от ТНД, и включает в работу лопатки рабочего колеса. В результате чего происходит нагнетание рабочего тела в КНД. Одновременно диск воспринимает центробежные нагрузки.When starting a turbojet engine, the disk of the last stage is put into rotation by the torque transmitted from the high-pressure pump, and turns on the impeller blades. As a result, the working fluid is injected into the CPV. At the same time, the disk perceives centrifugal loads.

Технический результат изобретения достигают совокупностью разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов диска рабочего колеса первой ступени ротора КНД, а именно радиальных параметров диска, геометрической конфигурации обода 4 с кольцевыми полками 8 и 9, принятого сочетания тонкого полотна 5 и осевой ширины ступицы 6, компенсирующей ослабление полотна 5 диска центральным отверстием 7, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 7 в ступице 6 принят достаточным для свободного пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных операциях сборки компрессора. Превышение радиуса отверстия в ступице 6 не менее чем на 10% относительно радиуса шлицевой трубы необходимо для заведения в полость компрессора монтажного и ремонтно-технологического инструмента.The technical result of the invention is achieved by a combination of the design solutions and geometric parameters of the main elements of the impeller disk of the first stage of the KND rotor, namely the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the rim 4 with the ring shelves 8 and 9, the adopted combination of a thin web 5 and the axial width of the hub 6 , compensating for the weakening of the blade 5 of the disk by the Central hole 7, which leads to a decrease in material consumption and increase the maximum allowable effort in the elements of the dis a. The diameter of the hole 7 in the hub 6 is accepted sufficient for free passage of the spline pipe during installation and repair operations of the compressor assembly. Exceeding the radius of the hole in the hub 6 by at least 10% relative to the radius of the spline pipe is necessary for introducing into the compressor cavity the installation and repair-technological tool.

Функциональное назначение диска последней ступени обеспечивать передачу механической энергии на лопатки рабочего колеса достигают при соблюдении условия, когда радиус диска Rд от оси ротора до внешней поверхности 10 обода 4 в средней плоскости полотна 5 составляет (0,53÷0,79) от радиуса Rп.к периферийного контура проточной части двигателя. Выход за указанный диапазон в область отношений (Rд/Rп.к)<0,53 приводит к неоправданному завышению материалоемкости лопаток рабочего колеса, перегруженности диска крутящим моментом от ТНД, рассогласованию с аэродинамической работой предыдущих ступеней и как следствие к снижению КПД компрессора, запасов ГДУ и ресурса диска. Выход за найденный в изобретении допустимый диапазон соотношений параметров (Rд/Rп.к)>0,79 недопустимо снизит площадь входного сечения проточной части и расход рабочего тела в зоне последней четвертой ступени компрессора, уменьшит мощность двигателя и запас ГДУ при неоправданном повышении материалоемкости диска.The functional purpose of the disk of the last stage to ensure the transfer of mechanical energy to the blades of the impeller is achieved under the condition that the radius of the disk R d from the axis of the rotor to the outer surface 10 of the rim 4 in the middle plane of the blade 5 is (0.53 ÷ 0.79) from the radius R pk to the peripheral circuit of the engine running part. Exceeding the specified range in the range of ratios (R d / R p.k. ) <0.53 leads to an unjustified overestimation of the material consumption of the impeller blades, the drive is overloaded with torque from the high-pressure pump , mismatch with the aerodynamic operation of the previous stages, and as a result, the compressor efficiency decreases, GDU stocks and disk resource. Exceeding the allowable range of parameter ratios found in the invention (R d / R bp )> 0.79 will unacceptably reduce the area of the inlet section of the flowing part and the flow rate of the working fluid in the zone of the last fourth stage of the compressor, reduce the engine power and the supply of hydraulic control units with an unjustified increase in material consumption drive.

Технический результат изобретения обеспечивают также заявленной геометрической конфигурацией диска в пределах указанного диапазона отношений разности выходного и входного радиусов к ширине обода 4 диска. Выход градиента Gоб за пределы заявленного диапазона (0,034÷0,046) приведет к недопустимому рассогласованию радиальных параметров входного и выходного проходных сечений проточной части последней ступени, не обеспечит необходимых перепадов давлений рабочего тела в предыдущих ступенях КНД, что, как следствие, приведет к снижению КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса диска, а также к дополнительному эксплуатационному расходу топлива и повышенному износу двигателя.The technical result of the invention is also provided by the claimed geometric configuration of the disk within the specified range of relations between the difference of the output and input radii to the width of the rim 4 of the disk. The output of the gradient G about outside the declared range (0,034 ÷ 0,046) will lead to an unacceptable mismatch of the radial parameters of the input and output flow cross sections of the flowing part of the last stage, will not provide the necessary pressure differences of the working fluid in the previous stages of the KND, which, as a result, will reduce the efficiency , reserves of gas compressor compressor and disk resource, as well as additional operational fuel consumption and increased engine wear.

На внешней стороне обода 4 диска выполняют протягиванием систему пазов 12 для закрепления лопаток. Пазы 12 расположены под углом к оси вращения ротора. Технический результат изобретения достигают при выполнении пазов, расположенных под углом а, принятым из заявленного диапазона (0,348÷0,582) [рад], 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 последней ступени ротора КНД и создаются наиболее благоприятные условия работы, повышающие запас ГДУ, КПД и ресурс при минимальной материалоемкости диска. Выход значений угла а за пределы заявленного диапазона приведет к существенному ограничению запаса ГДУ при многорежимной работе компрессора, снижению КПД ступени ротора и возрастанию риска аварийно опасного срыва воздушного потока с установленных в пазах 12 диска лопаток рабочего колеса последней ступени ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α0 отклонения оси паза 12 диска от оси вращения ротора неоправданно возрастают напряжения в лопатках на всех режимах работы КНД, что приводит к снижению ресурса системы «диск - лопаточный венец», увеличению материалоемкости установленных на диске лопаток и, в конечном счете, к утяжелению компрессора и снижению эксплуатационной экономичности двигателя.On the outer side of the rim 4 of the disk is performed by pulling a system of grooves 12 for fixing the blades. The grooves 12 are located at an angle to the axis of rotation of the rotor. The technical result of the invention is achieved by performing grooves located at an angle a taken from the claimed range (0.348 ÷ 0.582) [rad], since this makes it possible to install the shank and feather of the blade at an angle that creates the greatest pressure drop at the input and output of the working stream bodies from the impeller of the last stage of the KND rotor, and the most favorable working conditions are created, which increase the supply of GDU, efficiency and resource with minimal disk consumption. Exceeding the declared range of the angle α will lead to a significant limitation of the GDU stock during multi-mode operation of the compressor, a decrease in the efficiency of the rotor stage and an increase in the risk of an accidentally dangerous air flow disruption from the impeller blades of the last stage of the compressor rotor blades installed in the grooves 12 with the resulting loss of the GDU. With an increase in the angle α 0, the deviations of the axis of the groove 12 of the disk from the axis of rotation of the rotor unjustifiably increase the voltage in the blades at all operating modes of the low pressure valve, which leads to a decrease in the resource of the "disk - blade wreath" system, an increase in the material consumption of the blades installed on the disk, and, ultimately, to make the compressor heavier and reduce the operational efficiency of the engine.

Кроме того, пазы 12 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(9,56÷14,81) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с гранями 13, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат изобретения обеспечивают при насыщении лопаточного венца количеством лопаток и соответственно пазов 12 на диске для закрепления хвостовиков лопаток, располагаемых с угловой частотой, принимаемой из диапазона, найденного в изобретении. При уменьшении числа лопаток и соответственно пазов 12 на ободе диска ниже нижнего предела указанного диапазона Yп<9,56 [ед/рад] нарастает отставание потока от вращения лопаточного венца и возрастает риск потери ГДУ в указанной ступени компрессора. Превышение верхней границы указанного диапазона Yп>14,81 [ед/рад] и соответствующем увеличении числа лопаток в лопаточном венце, образуемом на диске последней ступени, приводит к неоправданному ухудшению КПД и риску преждевременного запирания потока рабочего тела лопаточным венцом.In addition, the grooves 12 are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y p = (9.56 ÷ 14.81) [u / rad] and are made in cross section with faces 13 that form the element of the castle connection with the shank of the blade. The technical result of the invention is provided by saturating the blade rim with the number of blades and, respectively, the grooves 12 on the disk for fixing the shanks of the blades located with an angular frequency taken from the range found in the invention. With a decrease in the number of blades and, accordingly, grooves 12 on the rim of the disk below the lower limit of the specified range Y p <9.56 [units / rad], the lag of the flow from the rotation of the blade rim increases and the risk of loss of HLD in the indicated compressor stage increases. Exceeding the upper limit of the specified range Y p > 14.81 [units / rad] and a corresponding increase in the number of blades in the blade blade formed on the disk of the last stage leads to unjustified deterioration in efficiency and the risk of premature locking of the working fluid flow with the blade blade.

Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров диска рабочего колеса последней ступени достигают повышение КПД и увеличение запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса последней ступени КНД без увеличения материалоемкости диска.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the wheel of the impeller of the last stage, an increase in efficiency and an increase in the supply of HLD in all compressor operating modes are achieved with an increase in the resource of the impeller of the impeller of the last stage of the low pressure compressor without increasing the material consumption of the disk.

Claims (4)

1. Диск последней ступени вала ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, в которой размещены имеющие хвостовик и перо с радиальной осью рабочие лопатки ротора, вал которого выполнен полым с расположенной внутри него осевой шлицевой трубой и сообщен с турбиной низкого давления (ТНД), характеризующийся тем, что диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием, при этом обод, преимущественно, симметрично соединен с полотном диска с образованием равноплечих кольцевых полок, а полотно диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени с образованием барабанно-дисковой конструкции вала ротора; причем обод диска выполнен с возрастающим в сторону потока рабочего тела в осевом сечении КНД радиусом и с углом образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора, составляющим (1÷5)°, идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части двигателя, монотонно изменяющейся в упомянутом направлении с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазоне
Figure 00000001

Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, Воб - осевая ширина обода; кроме того, обод диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримом с проекцией ширины корневого сечения пера на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью лопатки, снабжен системой пазов для крепления лопаток, продольная ось каждого из которых образует с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(0,348÷0,582) [рад], а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(9,56÷14,81) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, которым придана конфигурация элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки.1. The disk of the last stage of the rotor shaft of the low-pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD) having a housing with a flowing part tapering from the inlet, in which rotor blades of a rotor with a shaft and a feather with a radial axis are placed, the shaft of which is made hollow with an inside axial spline tube and in communication with a low-pressure turbine (low pressure turbine), characterized in that the disk is made in the form of a single element, including a rim, turning into an annular web reinforced by a hub equipped with a central hole, etc. this rim, preferably symmetrically connected to the blade disk to form equal-annular flanges and the web drive is configured to be detachably connected via a spacer disc with shelf preceding stage to form the drum-disk design of the rotor shaft; moreover, the rim of the disk is made with a radius increasing with respect to the flow of the working fluid in the axial cross-section of the CPV and with an angle of the generatrix of the outer surface of the rim relative to the axis of the rotor shaft equal to (1 ÷ 5) °, identical to the axial angle with respect to the same axis of the generatrix of the internal circuit of the engine duct, monotonically changing in the aforementioned direction with a gradient of radial expansion G about defined in the range
Figure 00000001

R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk, In about - the axial width of the rim; in addition, the disk rim from the side facing the flowing part, on the axial width section, commensurate with the projection of the width of the root section of the pen on the conditional axial plane, combined with the radial axis of the blade, is equipped with a system of grooves for attaching the blades, the longitudinal axis of each of which forms the rotor axis in the projection onto the conditional axial plane normal to the radial axis of the blade feather, the blade installation angle α defined in the value range α = (0.348 ÷ 0.582) [rad], and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular pilots at Y n = (9,56 ÷ 14,81) [U / rad] and are made in cross-section with lateral faces which are configured with a tool joint element shank blade. 2. Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающийся тем, что диск выполнен с возможностью разъемного соединения с диском предшествующей ступени, для чего в периферийной части полотна данного диска выполнены отверстия под крепежные элементы, разнесенные по окружности с угловой частотой Yо.п=(3,03÷4,62) [ед/рад].2. The disk of the last stage of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the disk is made with the possibility of detachable connection with the disk of the previous stage, for which holes are made in the peripheral part of the blade web of this disk, spaced around the circumference with an angular frequency Y s.p. = (3.03 ÷ 4.62) [unit / rad]. 3. Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающийся тем, что замковое соединение пазов обода диска с хвостовиками выполнено по типу «ласточкин хвост» и снабжено кольцевой проточкой, ответной кольцевой проточке в хвостовиках лопаток, при этом ответные проточки предназначены для установки фиксатора в виде разрезного кольца.3. The disk of the last stage of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the locking connection of the grooves of the rim of the disk with the shanks is of the “dovetail” type and is equipped with an annular groove, a reciprocal annular groove in the shanks of the blades, while the reciprocal grooves are intended for installing the retainer in the form of a split ring. 4. Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления по п. 1, отличающийся тем, что радиус диска от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,53÷0,79) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя. 4. The disk of the last stage of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the radius of the disk from the axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the web is (0.53 ÷ 0.79) from the radius of the peripheral contour of the engine duct.
RU2014115931/06A 2014-04-22 2014-04-22 Turbojet low-pressure compressor last stage disc RU2565110C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014115931/06A RU2565110C1 (en) 2014-04-22 2014-04-22 Turbojet low-pressure compressor last stage disc

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014115931/06A RU2565110C1 (en) 2014-04-22 2014-04-22 Turbojet low-pressure compressor last stage disc

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2565110C1 true RU2565110C1 (en) 2015-10-20

Family

ID=54327043

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014115931/06A RU2565110C1 (en) 2014-04-22 2014-04-22 Turbojet low-pressure compressor last stage disc

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2565110C1 (en)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2630918C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Impeller wheel of first 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
RU2630921C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") 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
RU2630925C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Ninth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine, hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630923C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Impeller wheel of seventh stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630922C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor sixth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2630920C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Fifth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630919C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") 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
RU2630924C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor eighth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU785529A1 (en) * 1979-02-05 1980-12-07 Предприятие П/Я Р-6838 Axial turbomachine impeller
RU2096666C1 (en) * 1995-06-29 1997-11-20 Акционерное общество "ЭНТЭК" Axial-flow compressor cascade
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

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU785529A1 (en) * 1979-02-05 1980-12-07 Предприятие П/Я Р-6838 Axial turbomachine impeller
RU2096666C1 (en) * 1995-06-29 1997-11-20 Акционерное общество "ЭНТЭК" Axial-flow compressor cascade
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

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2630918C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Impeller wheel of first 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
RU2630921C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") 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
RU2630925C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Ninth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine, hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630923C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Impeller wheel of seventh stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630922C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor sixth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring
RU2630920C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Fifth stage impeller wheel of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (versions), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring
RU2630919C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") 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
RU2630924C1 (en) * 2016-12-14 2017-09-14 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Rotor eighth stage impeller of high-pressure compressor (hpc) of turbojet engine (versions), hpc rotor impeller disc, hpc rotor impeller blade, hpc rotor impeller blade ring

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2565110C1 (en) Turbojet low-pressure compressor last stage disc
RU2565091C1 (en) Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)
RU2603382C1 (en) Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (versions)
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
RU2573408C2 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions)
RU2565114C1 (en) Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions)
RU144432U1 (en) DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR
RU2565139C1 (en) Turbojet low-pressure compressor second stage disc
RU2565136C1 (en) Turbojet low-pressure compressor first stage disc
RU2565108C1 (en) Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions)
RU144418U1 (en) LAST-STAGE DISC OF THE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR OF THE TURBOREACTIVE ENGINE
RU2573416C2 (en) Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2603217C1 (en) First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2603219C1 (en) Third stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2603220C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor last stage disc
RU2573419C2 (en) Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)
RU2603380C1 (en) Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions)
RU149748U1 (en) DISC OF THE FIRST STAGE OF THE ROTOR COMPRESSOR OF THE LOW PRESSURE OF THE TURBO-REACTIVE ENGINE
RU2565140C1 (en) Turbojet low-pressure compressor third stage disc
RU2603222C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor third stage disc (versions)
RU2603304C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor first stage disc (versions)
RU2636998C1 (en) Second stage impeller wheel 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
RU2603218C1 (en) Gas turbine engine low-pressure compressor rotor second stage disc (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
RU2573413C2 (en) Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions)

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner