RU2565141C1 - 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 - Google Patents
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 Download PDFInfo
- Publication number
- RU2565141C1 RU2565141C1 RU2014115920/06A RU2014115920A RU2565141C1 RU 2565141 C1 RU2565141 C1 RU 2565141C1 RU 2014115920/06 A RU2014115920/06 A RU 2014115920/06A RU 2014115920 A RU2014115920 A RU 2014115920A RU 2565141 C1 RU2565141 C1 RU 2565141C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- stage
- rotor shaft
- shaft
- spacer
- 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. Москва. Наука 2011, с. 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 , AS Novikov, AG Paykin, AN Sirotin. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system. Book 1. Moscow. Science 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 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 четвертой 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=(24÷30)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска; кроме того, обод диска четвертой ступени образует относительно средней плоскости полотна диска две равноплечие полки, суммарная осевая ширина которых принята соизмеримой с шириной проекции пера лопатки на условную осевую плоскость вала ротора, совмещенную с осью пера лопатки, при этом диск четвертой ступени разъемно соединен полотном через проставку с полкой диска предшествующей ступени с образованием консольной кольцевой оболочки, соединяющей диск с силовым ядром жесткости барабанно-дисковой конструкции вала ротора, объединяющим диски вала непосредственно и/или через цилиндрические проставки и сообщенным с опорами КНД, а также с валом ТНД с возможностью передачи от последней крутящего момента; причем вал собран из неразъемных монтажных секций, в первую из которых включены диски первой и второй ступеней, последняя из упомянутых секция образована из диска четвертой ступени, причем два диска вала - диск первой ступени из первой монтажной секции с фронтальной стороны и входящий во вторую монтажную секцию диск третьей ступени с тыльной стороны - снабжены каждый расположенным под ободом диска коническим кольцевым элементом, соединенным с соответствующей конической диафрагмой цапф передней и задней опоры с образованием в совокупности силового ядра жесткости барабанно-дисковой конструкции вала.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 no more than four disks, each of which has a massive hub in communication with the disk blade having a thickness of at least three times less the axial width of the hub, and the rim supported on the canvas, equipped with a system of slots slanted relative to the axis of the shaft, designed to install the shanks of the working blades; in this case, the longitudinal axis of each of the grooves of the fourth-stage disk forms with the axis of the rotor shaft in the projection onto the conditional axial plane normal to the axis of the feather, the blade angle α defined in the range of α = (24 ÷ 30) °, and the grooves are uniformly spaced along the perimeter of the disk; in addition, the rim of the fourth-stage disk forms two equal shoulders relative to the middle plane of the disk web, the total axial width of which is taken commensurate with the width of the projection of the blade feather on the conditional axial plane of the rotor shaft, combined with the axis of the blade blade, and the fourth-stage disk is detachably connected by the web through a spacer with a disk shelf of the previous stage with the formation of a cantilever annular shell connecting the disk to the power core stiffness of the drum-disk design of the rotor shaft, combining lift shaft directly and / or via the cylindrical spacer and communicating with supports LPC and LPT shaft to transmit torque from the latter; moreover, the shaft is assembled from integral mounting sections, the first of which includes disks of the first and second stages, the last of the mentioned sections is formed from a disk of the fourth stage, and two shaft disks are a disk of the first stage from the first mounting section from the front side and included in the second mounting section third-stage disk from the back - each equipped with a conical ring element located under the rim of the disk, connected to the corresponding conical diaphragm of the pins of the front and rear bearings with the formation in aggregate ty power core rigidity of the drum-disk shaft design.
При этом вал может быть 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÷1,04):(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 смежных торцов.In this case, the shaft can be 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 to stepwise increase in the direction of flow of the working fluid in the conventional the middle plane of the web with the 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 ÷ 1,04) :( 1,11 ÷ 1,4) :( 1,15 ÷ 1,51 ) :( 1.16 ÷ 1.54) and with tilt angles o bauds, forming the configuration of the said 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 цапфы задней опоры.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 pin.
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 монтажную секцию, кроме объединенных полками ободов дисков первой и второй ступеней, могут быть включены цапфа передней опоры и замыкающая секцию цилиндрическая проставка с фланцем, неразъемно присоединенная к полке диска второй ступени и разъемно соединенная с полотном обода диска третьей ступени, при этом диск третьей ступени, неразъемно соединенный с цапфой задней опоры и цилиндрической проставкой, входит в состав второй монтажной секции, а в замыкающую секцию вала включен диск последней ступени, полотно которого консольно разъемно соединено с замыкающей проставкой предшествующей ступени.In the first mounting section, in addition to the disk rims of the first and second stages joined by the shelves of the rims, the front support pin and the cylindrical spacer with the flange closing the section are permanently attached to the disk shelf of the second stage and detachably connected to the disk rim of the third stage, while the third disk the stage, one-piece connected to the pin of the rear support and the cylindrical spacer, is part of the second mounting section, and the disk of the last stage, the canvas of which is cantilever, is included in the closing section of the shaft detachably connected to the closing spacer of the previous stage.
Образующая каждого из кольцевых конических элементов первого и предпоследнего дисков вала ротора может быть наклонена к оси вала ротора под углом, превышающим больший из углов наклона внешней поверхности полок обода каждого из упомянутых дисков и имеющим длину образующей, не выходящую за пределы осевых габаритов полок обода.The generatrix of each of the annular conical elements of the first and penultimate rotor shaft disks can be inclined to the axis of the rotor shaft at an angle exceeding the larger of the inclination angles of the outer surface of the rim flanges of each of the mentioned disks and having a generatrix length not exceeding the axial dimensions of the rim shelves.
Диск четвертой ступени может быть выведен вне контура силового ядра жесткости барабанно-дисковой конструкции вала ротора.The disk of the fourth stage can be displayed outside the contour of the power core of rigidity 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, выполнен объединяющим диски предпоследней и последней ступеней вала ротора, при этом полка обода диска предпоследней ступени соединена через кольцевую проставку с полотном диска последней ступени с образованием консольной кольцевой оболочки, соединяющей диск с силовым ядром жесткости барабанно-дисковой конструкции вала ротора; причем первый в направлении потока рабочего тела кольцевой стык полки обода диска предпоследней ступени и проставки выполнен неразъемным, а следующий за ним второй кольцевой стык проставки и диска последней ступени выполнен разъемным с фланцевым присоединением торца проставки к полотну диска, для чего проставка выполнена кольцевой конфигурации с радиусом, соответствующим радиусу тыльной полки обода диска предпоследней ступени вала ротора в зоне неразъемного соединения с последней и меньшим радиуса нижней грани, обращенной к стыку полки обода диска последней ступени, при этом проставка снабжена Г-образным в поперечном сечении консольным отгибом, образующим кольцевой фланец с системой отверстий для пропуска элементов разъемного соединения, радиально разнесенных по периметру фланца; кроме того, в полотне диска последней ступени выполнены отверстия с радиальным удалением от оси вала ротора и разнесением по окружности, идентичными упомянутым отверстиям в проставке, а элементы разъемного соединения проставки с диском предпоследней ступени выполнены в виде призонных болтов.The problem in part of the second object of the invention is solved in that the node of the disk connection of the rotor shaft of the low-pressure compressor of a turbojet engine, according to the invention, is made up of discs of the penultimate and last stages of the rotor shaft, while the shelf of the disc of the penultimate stage is connected through an annular spacer to the blade web of the last steps with the formation of a cantilever annular shell connecting the disk to the power stiffness core of the drum-disk design of the rotor shaft; moreover, the first in the direction of flow of the working fluid, the annular joint of the flange of the disk rim of the penultimate stage and the spacer is integral, and the second ring joint of the spacer and the disk of the last step next to it is detachable with flange connection of the end of the spacer to the blade web, for which the spacer has a ring configuration with a radius corresponding to the radius of the rear flange of the disk rim of the penultimate stage of the rotor shaft in the area of one-piece connection with the last and smaller radii of the lower face facing the junction the disc rim of the last stage, while the spacer is equipped with an L-shaped cross section of the cantilever bend forming an annular flange with a system of holes for passing through detachable connection elements radially spaced around the perimeter of the flange; in addition, holes in the canvas of the disk of the last stage are made with a radial distance from the axis of the rotor shaft and spaced around in a circle identical to the mentioned holes in the spacer, and the detachable elements of the spacer with the disk of the penultimate stage are made in the form of tightening bolts.
Поставленная задача в части третьего объекта изобретения решается тем, что проставка узла соединения дисков вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, согласно изобретению, выполнена кольцевой с радиусом, соответствующим радиусу тыльной полки обода диска предпоследней ступени вала ротора в зоне неразъемного соединения с последней и меньшим радиуса нижней грани, обращенной в сторону стыка полки обода диска последней ступени; при этом проставка выполнена шириной, развитой в осевом направлении на величину, достаточную в совокупности с консольным участком полки диска предпоследней ступени 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 пропуска элементов разъемного соединения, радиально разнесенных по периметру фланца; причем проставка снабжена со стороны, обращенной к проточной части, системой зубчато-кольцевых элементов лабиринтного уплотнения, снижающего кольцевую турбулизацию потока рабочего тела в зоне подхода к торцам лопаток.The task in part of the third object of the invention is solved by the fact that the spacer of the connection unit of the disk rotor shaft of the compressor of a low pressure turbojet engine, according to the invention, is made circular with a radius corresponding to the radius of the rear flange of the rim of the disk of the penultimate stage of the rotor shaft in the area of one-piece connection with the last and smaller radius the lower face facing the junction of the flange of the rim of the disk of the last stage; the spacer is made of a width developed in the axial direction by an amount sufficient in conjunction with the cantilever section of the disk shelf of the penultimate stage for placement between the connected disks of the stationary blade system of the corresponding KND guide apparatus, and is equipped with an L-shaped cross-section in the cross section forming an annular flange with a system of openings for passing through detachable connection elements radially spaced around the perimeter of the flange; moreover, the spacer is equipped on the side facing the flowing part with a system of gear-ring elements of the labyrinth seal, which reduces the annular turbulization of the flow of the working fluid in the approach zone to the ends of the blades.
Технический результат группы изобретений, объединенных единым творческим замыслом и 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 and 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 operating 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 четвертой ступени вала ротора КНД, фронтальная проекция;in FIG. 2 - a fragment of the disk of the fourth stage of the shaft of the rotor KND, frontal projection;
на фиг. 3 - фрагмент обода диска четвертой ступени вала ротора КНД, вид сбоку.in FIG. 3 - a fragment of the rim of the disk of the fourth 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 диска 5 четвертой 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=(24÷30)°. Пазы 13 равномерно разнесены по периметру диска 3.The longitudinal axis of each of the
Обод 12 диска 5 четвертой ступени образуют относительно средней плоскости полотна 11 две равноплечие полки 14. Суммарная осевая ширина полок 14 принята соизмеримой с шириной проекции пера лопатки на условную осевую плоскость вала ротора, совмещенную с осью пера лопатки.The
Диск 5 четвертой ступени разъемно соединен полотном с полкой 15 диска 3 предшествующей ступени через цилиндрическую проставку 16 с образованием консольной кольцевой оболочки, соединяющей диск 5 с силовым ядром жесткости барабанно-дисковой конструкции вала ротора, объединяющим диски вала непосредственно и/или через цилиндрические проставки 16 и 17 и сообщенным с опорами КНД, а также с валом ТНД с возможностью передачи от последней крутящего момента.The
Вал 1 собран из неразъемных монтажных секций. В первую монтажную секцию включены диски 2 и 3 соответственно первой и второй ступеней. Последняя монтажная секция образована из диска 5 четвертой ступени.Shaft 1 is assembled from one-piece mounting sections. The first mounting section includes disks 2 and 3, respectively, of the first and second stages. The last mounting section is formed from a
Диск 2 первой ступени из первой монтажной секции с фронтальной стороны и входящий во вторую монтажную секцию диск 4 третьей ступени с тыльной стороны снабжены каждый расположенным под ободом 12 диска коническим кольцевым элементом 18, 19. Конические элементы 18, 19 соединены с ответными коническими диафрагмами 20 цапф 21 и 22 соответственно передней и задней опоры с образованием в совокупности силового ядра жесткости барабанно-дисковой конструкции вала.The disk 2 of the first stage from the first mounting section on the front side and the disk 4 of the third stage entering the second mounting section are each provided with a conical ring element 18, 19 located under 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, (l,0÷l,04):(l,11÷l,4):(l,15÷l,51):(l,16÷l,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:(1,06÷1,5):(1,1÷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 цапфы 22 задней опоры.The radial size of 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 монтажную секцию, кроме объединенных полками ободов 12 дисков 2 и 3 соответственно первой и второй ступеней, включены цапфа 21 передней опоры и замыкающая секцию цилиндрическая проставка 17 с фланцем 25, неразъемно присоединенная к полке обода 12 диска 3 второй ступени и разъемно соединенная с полотном 11 обода 12 диска 4 третьей ступени. Диск 4 третьей ступени, неразъемно соединенный с цапфой 22 задней опоры и цилиндрической проставкой 16, входит в состав второй монтажной секции. В замыкающую секцию вала включен диск 5 четвертой ступени, полотно 11 которого консольно разъемно соединено с замыкающей проставкой 16 предшествующей ступени.In the first mounting section, in addition to the
Каждый из кольцевых конических элементов 18, 19 соответственно диска 2 и диска 4 вала ротора выполнен наклонным к геометрической оси вала 1 ротора под углом, превышающим больший из углов наклона внешней поверхности полок обода 12 каждого из дисков и имеющим длину образующей, не выходящую за пределы осевых габаритов полок обода.Each of the annular conical elements 18, 19, respectively, of the disk 2 and disk 4 of the rotor shaft is made inclined to the geometric axis of the rotor shaft 1 at an angle exceeding the larger of the inclination angles of the outer surface of the flanges 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 соответственно передней и задней опор и с возможностью передачи крутящего момента 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 disk 4 of the shaft are made with the possibility of power connection with the mating conical diaphragms 20 pins 21 and 22, respectively, of the front and rear supports and with the possibility of transmitting torque to the torque disk from the high-pressure pump, as well as radial and axial forces the rotor shafts are supported.
Диск 5 последней ступени выведены вне контура силового ядра жесткости барабанно-дисковой конструкции вала 1 ротора.The
По второму объекту изобретения узел соединения дисков вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя выполнен объединяющим диск 4 предпоследней третьей ступени и диск 5 последней четвертой ступени вала 1 ротора.According to the second object of the invention, the connection unit of the rotor shaft disks of the low-pressure compressor of a turbojet engine is made by combining the disk 4 of the penultimate third stage and the
Полка 15 обода 12 диска 4 соединена через кольцевую проставку 16 с полотном 11 диска 5 с образованием консольной кольцевой оболочки, соединяющей диск 5 с силовым ядром жесткости барабанно-дисковой конструкции вала ротора.The shelf 15 of the
Первый по ходу рабочего тела кольцевой стык полки 15 обода 12 диска 4 и проставки 16 выполнен неразъемным. Следующий за ним второй кольцевой стык проставки 16 и диска 5 последней ступени выполнен разъемным с фланцевым присоединением торца проставки 16 к полотну 11 диска 5.The first along the working fluid, the annular joint of the shelf 15 of the
Проставка 16 выполнена кольцевой конфигурации с радиусом, соответствующим, по меньшей мере, радиусу полки 15 обода 12 диска 4 предпоследней ступени вала 1 ротора в зоне неразъемного соединения с последней и меньшим радиуса нижней грани, обращенной к стыку полки 14 обода 12 диска 5 последней ступени.The spacer 16 is made of an annular configuration with a radius corresponding to at least the radius of the flange 15 of the
Проставка 16 снабжена Г-образным в поперечном сечении консольным отгибом, образующим кольцевой фланец 25 с системой отверстий для пропуска элементов 26 разъемного соединения, радиально разнесенных по периметру фланца. Аналогичные ответные отверстия с идентичными радиальными параметрами удаления от оси вала ротора и угловой частотой разнесения по окружности выполнены в полотне 11 диска 5 с возможностью образования посредством крепежных элементов 26 при осевом совмещении с отверстиями проставки 16 разъемного соединения замыкающего участка силового ядра жесткости барабанно-дисковой оболочки вала ротора КНД.The spacer 16 is equipped with an L-shaped cross-section of the cantilever limb, forming an annular flange 25 with a system of holes for passing elements 26 detachable joints radially spaced around the perimeter of the flange. Similar mating holes with identical radial removal parameters from the axis of the rotor shaft and the angular frequency of spacing around the circumference are made in the blade 11 of the
Элементы 26 разъемного соединения проставки 16 с диском предпоследней ступени выполнены в виде призонных болтов.The elements 26 of the detachable connection of the spacer 16 with the disk of the penultimate stage are made in the form of tight bolts.
По третьему объекту изобретения проставка 16 соединения дисков 4 и 5 соответственно предпоследней третьей и последней четвертой ступеней вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя выполнена кольцевой с радиусом, соответствующим радиусу тыльной полки 15 обода 12 диска 4 предпоследней ступени вала ротора в зоне неразъемного соединения с последней и меньшим радиуса нижней грани, обращенной в сторону стыка полки 14 обода 12 диска 5 последней ступени. Проставка 16 выполнена шириной, развитой в осевом направлении на величину, достаточную в совокупности с консольным участком полки диска предпоследней ступени для размещения между соединяемыми дисками системы стационарных лопаток соответствующего направляющего аппарата КНД. Проставка 16 снабжена Г-образным в поперечном сечении консольным отгибом, образующим кольцевой фланец 25 с системой отверстий для пропуска элементов 26 разъемного соединения, радиально разнесенных по периметру фланца. Проставка 16 снабжена со стороны, обращенной к проточной части, системой зубчато-кольцевых элементов 27 лабиринтного уплотнения, снижающего кольцевую турбулизацию потока рабочего тела в зоне подхода к торцам лопаток, соответствующего направляющего аппарата КНД.According to the third aspect of the invention, a spacer 16 for connecting 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 заодно 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 die forging from a forgings in the form of a single element, which includes a solid
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 соответственно; угол наклона внешней поверхности обода диска - 21°. Диск первой ступени соединен в вале через обод.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, respectively; the angle of inclination of the outer surface of the rim of the disk is 21 °. The disk of the first stage is connected in the shaft through the rim.
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 соответственно; 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 disk rim - 464 mm and 491 mm, respectively; 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 соответственно; 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, respectively; 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 соответственно; 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, respectively; 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 равноплечие полки 14. Непосредственно полками 14 или через цилиндрические проставки 16, 17 диски 2, 3, 4, 5 объединены в барабанно-дисковую конструкцию 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 барабанно-дисковую конструкцию 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 through the disk rims integrated into the drum-disk design of the rotor shaft of the low-pressure rotor and includes the blades of the impeller. 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.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 24-30°, 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 вала ротора. Выход значений угла α за пределы заявленного диапазона (24÷30)° 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 αo>30° 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
Цилиндрическая проставка 16 обеспечивает силовую связь между дисками 4 и 5, восприятие осевой нагрузки и нагрузок от кручения и изгиба, а элементы 27 лабиринтного уплотнения обеспечивает снижение негативных перетоков рабочего тела между ротором и статором. Проставка 16 снабжена 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. Технический результат достигается при выполнении количества отверстий в полотне 11 дисков в количестве принятых из найденного диапазона. При числе 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.The cylindrical spacer 16 provides power connection between the
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров дисков всех ступеней, объединенных в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора, достигают повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя, а также снижение материалоемкости и повышение изгибной жесткости ротора и максимальных допустимых напряжений в элементах дисков.Thus, by improving the design 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 low-pressure motor, 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 |
|---|---|---|---|
| RU2014115920/06A RU2565141C1 (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, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014115920/06A RU2565141C1 (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, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2565141C1 true RU2565141C1 (en) | 2015-10-20 |
Family
ID=54327059
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014115920/06A RU2565141C1 (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, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2565141C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2614029C1 (en) * | 2016-03-22 | 2017-03-22 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Rotor shaft bearing of low-pressure compressor of turbojet engine (versions), casing of rotor shaft rear bearing, rotor shaft component, polyfunctional external tightening component of rotor shaft, connection component of rotor shaft, casing of bearing of rotor shaft rear bearing |
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 RU2014115920/06A patent/RU2565141C1/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 |
|---|---|---|---|---|
| RU2614029C1 (en) * | 2016-03-22 | 2017-03-22 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Rotor shaft bearing of low-pressure compressor of turbojet engine (versions), casing of rotor shaft rear bearing, rotor shaft component, polyfunctional external tightening component of rotor shaft, connection component of rotor shaft, casing of bearing of rotor shaft rear bearing |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2565110C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor last stage disc | |
| CN104251232A (en) | Axial turbomachine compressor drum with dual means of blade fixing | |
| CN101096919B (en) | Turbo machine | |
| 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 | |
| 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 | |
| RU144432U1 (en) | DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET 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 | |
| RU2573416C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU149739U1 (en) | DISC OF THE THIRD STEP OF THE TURBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR | |
| RU2573408C2 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) | |
| RU2565090C1 (en) | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine | |
| 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 | |
| RU149746U1 (en) | LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR SHAFT TURBOJET ENGINE, TURBOJET ENGINE LOW COMPRESSOR DISC CONNECTOR ROD SHAFT | |
| RU149748U1 (en) | DISC OF THE FIRST STAGE OF THE ROTOR COMPRESSOR OF THE LOW PRESSURE OF THE TURBO-REACTIVE ENGINE | |
| 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 | |
| RU144418U1 (en) | LAST-STAGE DISC OF THE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR OF THE TURBOREACTIVE ENGINE | |
| RU2573419C2 (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 | |
| RU2614709C1 (en) | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type | |
| RU2573406C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| 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) | |
| 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) | |
| RU2565139C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor second stage disc | |
| 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) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |