RU2603384C1 - Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions) - Google Patents
Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2603384C1 RU2603384C1 RU2015150516/05A RU2015150516A RU2603384C1 RU 2603384 C1 RU2603384 C1 RU 2603384C1 RU 2015150516/05 A RU2015150516/05 A RU 2015150516/05A RU 2015150516 A RU2015150516 A RU 2015150516A RU 2603384 C1 RU2603384 C1 RU 2603384C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- rotor
- feather
- disk
- rim
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B01—PHYSICAL OR CHEMICAL PROCESSES OR APPARATUS IN GENERAL
- B01J—CHEMICAL OR PHYSICAL PROCESSES, e.g. CATALYSIS OR COLLOID CHEMISTRY; THEIR RELEVANT APPARATUS
- B01J3/00—Processes of utilising sub-atmospheric or super-atmospheric pressure to effect chemical or physical change of matter; Apparatus therefor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно, к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД).The group of inventions relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to low-pressure compressors (LPC) of aircraft turbojet engines (turbojet engines).
Известно рабочее колесо осевого компрессора двигателя, которое состоит из лопаток, имеющих профилированное перо и хвостовик, а также дисков, имеющих обод, полотно и ступицу. Каждое рабочее колесо снабжено двумя дисками. Оба диска соединены между собой с помощью кольцевого бурта первого диска и посадочного пояска с отверстиями в полотне второго диска. Хвостовик рабочей лопатки выполнен в виде полки с ребрами жесткости на ее внутренней стороне. Полки имеют на переднем и заднем торцах по потоку клиновидные кольцевые выступы. На ободах дисков рабочих колес выполнены ответные 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).The impeller of an axial engine compressor is known, which consists of blades having a profiled feather and a shank, as well as disks having a rim, a blade and a hub. Each impeller is equipped with two disks. Both disks are interconnected by means of an annular collar of the first disk and a landing belt with holes in the canvas of the second disk. The shank of the working blade is made in the form of a shelf with stiffeners on its inner side. Shelves have wedge-shaped annular protrusions at the front and rear ends along the stream. On the rims of the wheels of the impellers, reciprocal wedge-shaped annular recesses are made, which form an annular dovetail groove for contact with wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the blades (RU 2269678 C1, publ. 02.10.2006).
Известно рабочее колесо осевого компрессора двигателя, содержащее диск, лопатки с хвостовиком, средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост». На боковых контактных гранях хвостовиков лопаток выполнены фаски по хорде, меньшей радиуса округления. Средство осевой фиксации лопаток выполнено в виде разрезного кольца и прорезей под разрезное кольцо в упорном выступе диска и хвостовике лопаток. Величина радиуса округления и фаски выбраны из расчета предельной нормативной прочности (RU 2476729 С1, опубл. 27.02.2013).Known impeller of an axial compressor of the engine, containing a disk, blades with a shank, means of axial fixation of the blades in the castle connection type "dovetail". On the lateral contact faces of the shanks of the blades chamfers are made along a chord smaller than the radius of rounding. The axial fixation tool for the blades is made in the form of a split ring and slots for a split ring in the thrust protrusion of the disk and the shank of the blades. The value of the radius of rounding and chamfer selected from the calculation of the ultimate standard strength (RU 2476729 C1, publ. 02.27.2013).
Известно рабочее колесо осевого компрессора, которое состоит из диска компрессора с установленными на нем рабочими лопатками, включающими перо и хвостовик. Хвостовик лопатки расположен горизонтально, а перо соединено с хвостовиком через промежуточный элемент - ножку. Лопатки на диске установлены под углом к потоку рабочего тела (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. стр. 257-263).The impeller of an axial compressor is known, which consists of a compressor disk with working blades mounted on it, including a feather and a shank. The shank of the blade is located horizontally, and the feather is connected to the shank through an intermediate element - the leg. The blades on the disk are installed at an angle to the flow of the working fluid (NN 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
К недостаткам известных решений относятся непроработанность 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 рабочего колеса третьей 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.The disadvantages of the known solutions include the lack of development 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 impeller of the third stage of the rotor with the flow of the working fluid, due to the lack of specification of the 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, and t kzhe difficulty of obtaining a compromise combination of increased efficiency values, stores dynamic stability (CDB) of the compressor and hence the complexity of optimal dynamic strength and increased life with a minimum of material consumption.
Задача, решаемая изобретением, состоит в разработке рабочего колеса 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 третьей ступени, подачи воздушного потока в последующую ступень КНД при повышении запасов ГДУ на всех режимах работы двигателя и ресурса без увеличения материалоемкости.The problem solved by the invention is to develop the impeller 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 area of the flow cross sections of the engine duct, sufficient to increase the flow rate of the compressible working fluid-air, Efficiency of the third stage, the air flow to the next stage of the low pressure valve with increasing reserves of the hydraulic control unit at all engine operating modes and resource without increasing material consumption.
Поставленная задача в части рабочего колеса по первому варианту решается тем, что рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, согласно изобретению, содержит диск и лопаточный венец, при этом диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу, выполненную с центральным отверстием и снабженную в нижней части с тыльной стороны диска по ходу потока рабочего тела кольцевым коническим силовым элементом с углом наклона образующей и радиусом выходной контактной кромки, равными ответным параметрам конической диафрагмы цапфы задней опоры вала, кроме того, диск включает обод с фронтальной и тыльной полками по ходу потока рабочего тела, наделенный пазами для заведения лопаток рабочего колеса, и полотно, снабженное в верхней части расположенными под ободом с двух сторон кольцевыми полками с гребнями лабиринта, выполненными для неразъемного соединения с ответными контактными элементами смежных ступеней вала, а лопатки рабочего колеса содержат каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками; при этом полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу, а ступица выполнена симметрично развитой относительно средней условной плоскости полотна, нормальной к оси вала ротора, с осевой шириной, превышающей толщину прикорневой части полотна в (3,5÷5,0) раза, причем внешняя поверхность обода диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода на ось вала ротора, и с радиусом, минимально возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела, кроме того, пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска с угловой частотой Yп=(7,3÷10,4) [ед/рад] и выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки, при этом подошва каждого паза расположена в плоскости, параллельной оси вала ротора, а продольная ось подошвы паза образует с осью вала ротора в проекции на указанную плоскость угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(18÷26)°, при этом входная и выходная кромки пера выполнены расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe task in terms of the impeller according to the first embodiment is solved by the fact that the impeller of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of a low-pressure compressor of a turbojet engine, having a housing with a flow part tapering from the inlet, according to the invention, contains a disk and a blade ring, while the disk made in the form of a single element, including a hub, made with a Central hole and equipped in the lower part with the back of the disk along the flow of the working fluid annular conical power element a volume with an inclination angle of the generatrix and a radius of the output contact edge equal to the response parameters of the conical diaphragm of the journal of the rear shaft support, in addition, the disk includes a rim with front and rear shelves along the flow of the working fluid, endowed with grooves for introducing the blades of the impeller, and a web equipped in the upper part, ring shelves with labyrinth ridges located under the rim on both sides and made for permanent connection with mating contact elements of adjacent shaft steps, and the impeller vanes with erzhat each tang and a pen with a profile formed concave trough and a convex back, paired input and output edges; the blade web is made with a section with a variable height, tapering conically from the hub to the rim, and the hub is symmetrically developed relative to the average conditional plane of the web normal to the axis of the rotor shaft, with an axial width exceeding the thickness of the basal part of the web in (3.5 ÷ 5.0) times, and the outer surface of the rim of the disk is made constituting the axial portion of the inner contour of the flowing part with an axial length equal to the projection of the forming rim on the axis of the rotor shaft, and with a radius minimally increasing in the axial section and KND in the direction of the flow of the working fluid, in addition, the grooves for the establishment of the shanks of the blades are uniformly spaced around the perimeter of the rim of the disk with an angular frequency Y p = (7.3 ÷ 10.4) [units / rad] and are made with mutually inclined side faces, having in cross section the configuration of the element of the castle connection with the shank of the blade, the sole of each groove is located in a plane parallel to the axis of the rotor shaft, and the longitudinal axis of the sole of the groove forms, with the axis of the rotor shaft in the projection onto the specified plane, the installation angle α of the blade shank, is defined in the range of values α = (18 ÷ 26) °, while the input and output edges of the pen are made diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G у.х. an increase in the connecting chords equal to
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hср=(6,9÷9,9)·10-2 [м/м],G uh = (L p.h.- L k.h. ) / H cf = (6.9 ÷ 9.9) · 10 -2 [m / m],
где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - средняя высота пера лопатки.where L p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; N cf - the average height of the feather blades.
При этом пазы в ободе диска могут быть выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки по типу «ласточкин хвост», а базовые поверхности боковых граней паза выполнены встречно наклонными одна к другой с образованием углов β между боковой гранью и подошвой паза, равным β=(63÷78)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.In this case, the grooves in the rim of the disk can be made in cross section with the side faces forming an element of the castle connection with the shank of the blade of the “dovetail” type, and the base surfaces of the side faces of the groove are counter-inclined one to the other with the formation of angles β between the side face and the sole of the groove equal to β = (63 ÷ 78) °, while the transition from the side face to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.
Фронтальная полка обода диска может быть выполнена с кольцевым выступом в верхней части полки, снабженным понизу прерывистой кольцевой канавкой, выполненной в теле выступа на участках между пазами для хвостовиков глубиной, достаточной для заведения разрезного контровочного кольца в нижнюю часть высоты хвостовика лопатки, причем не менее чем на одном участке между пазами в створе канавки в зоне выступа в полке обода диска выполнены одно или два последовательных радиальных отверстия соответственно для фиксации стопорным элементом и демонтажа контровочного кольца.The front flange of the disk rim can be made with an annular protrusion in the upper part of the flange, provided with a bottom intermittent annular groove made in the body of the protrusion in the sections between the grooves for the shanks with a depth sufficient to establish a split retaining ring in the lower part of the height of the shank of the blade, not less than in one section between the grooves in the groove alignment in the protrusion zone, one or two consecutive radial holes are made in the flange of the disk rim for fixing by the locking element and dem mounting ring retaining ring.
Кольцевой конический силовой элемент ступицы может быть выполнен с углом γ наклона образующей к оси вала ротора, составляющим γ=(42÷57)°.The annular conical power element of the hub can be made with an angle γ of inclination of the generatrix to the axis of the rotor shaft, comprising γ = (42 ÷ 57) °.
Перо лопатки может быть выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки, при этом при этом максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т., равнымThe blade feather can be made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference between the heights of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the feather blade, while the maximum thickness of the profile of the feather blade is made the largest in the root section and decreasing height to the peripheral end of the pen with a gradient G of standard fuel equal to
Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,4÷2,1)·10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.4 ÷ 2.1) · 10 -2 [m / m],
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - тоже, периферийного сечения; Нср - средняя высота пера лопатки.where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With p - also, a peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
В верхней части полотна диска не менее чем под одной из наклонных полок обода может быть выполнен кольцевой прилив для последующей прерывистой калибровки толщины и длины участков последнего при монтажной балансировке диска.An annular tide can be made in the upper part of the disk web at least under one of the inclined shelves of the rim for subsequent intermittent calibration of the thickness and length of the sections of the latter during mounting disk balancing.
Кольцевые полки, расположенные под ободом диска, могут быть выполнены отходящими от полотна в верхней части последнего с углом наклона относительно оси вала ротора, практически повторяющим угол наклона образующей соответствующего кольцевого участка внутреннего контура проточной части и снабжены гребнями лабиринта.The annular shelves located under the rim of the disk can be made extending from the canvas in the upper part of the latter with an angle of inclination relative to the axis of the rotor shaft, practically repeating the angle of inclination of the generatrix of the corresponding annular portion of the inner contour of the flowing part and provided with ridges of the labyrinth.
Каждая лопатка может быть снабжена с двух сторон пера антивибрационной полкой, расположенной в зоне одной трети высоты пера от периферийного торца пера лопатки, с контактными торцами, которые выполнены под углом (23÷29)° к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, и наклонены в сторону корыта профиля пера, а хвостовик лопатки снабжен канавкой для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.Each blade can be equipped on both sides of the pen with an anti-vibration shelf located in the area of one third of the height of the pen from the peripheral end of the blade pen, with contact ends that are made at an angle of (23 ÷ 29) ° to the rotor axis in the projection onto the conditional axial plane of the rotor, the blades are normal to the axis of the feather, and are inclined toward the trough of the feather profile, and the shank of the blade is provided with a groove for fixing the blade in the disk from shifting the shank along the axis of the groove with a split locking ring.
Перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета) и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки.The feather of the blade can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view along the np - direction of flight) and with the back of the feather convex towards the side of rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise direction.
Перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.) и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).The blade feather can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (n.p. view) and with a back of the pen convexing towards the side of rotation of the rotor and counterclockwise rotation direction (clockwise view )
Периферийный торец пера лопатки может быть выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне третьей ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face of the blade vane pen can be made beveled with a repetition of the curvature of the internal surface of the engine duct in the zone of the third stage of the low pressure valve with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unobstructed rotation of the blade of the impeller as part of the low pressure cylinder rotor.
Поставленная задача в части рабочего колеса по второму варианту решается тем, что рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, согласно изобретению, содержит диск и лопаточный венец, (в описании: имеющем решетку профилей пера с фронтальной линией), число лопаток в котором принято от 49 до 65 лопаток, при этом диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу, выполненную с центральным отверстием и снабженную в нижней части с тыльной стороны диска по ходу потока рабочего тела кольцевым коническим силовым элементом с углом наклона образующей и радиусом выходной контактной кромки, равными ответным параметрам конической диафрагмы цапфы задней опоры вала, кроме того, диск включает обод с фронтальной и тыльной полками по ходу потока рабочего тела, наделенный пазами для заведения лопаток рабочего колеса, и полотно, снабженное в верхней части расположенными под ободом с двух сторон кольцевыми полками с гребнями лабиринта, выполненными для неразъемного соединения с ответными контактными элементами смежных ступеней вала, а лопатки рабочего колеса содержат каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками; при этом полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу, а ступица выполнена симметрично развитой относительно средней условной плоскости полотна, нормальной к оси вала ротора, с осевой шириной, превышающей толщину прикорневой части полотна в (3,5÷5,0) раза, причем внешняя поверхность обода диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода на ось вала ротора, и с радиусом, минимально возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела, при этом угол наклона образующей внешней поверхности обода диска к оси вала ротора составляет φ=(5÷7)°, кроме того, пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска и выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки, а перо лопатки выполнено с углом γ установки профиля, определенным как угол между соединяющей входную и выходную кромки профиля хордой и фронтальной линией решетки лопаточного венца, имеющий в проекции на условную плоскость, перпендикулярную к оси пера, в корневом сечении профиля значение γк=(64÷72)°, кроме того, лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом Gу.п, имеющем значения в диапазонеThe task in terms of the impeller according to the second embodiment is solved by the fact that the impeller of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of a low-pressure compressor of a turbojet engine having a housing with a flowing part tapering from the inlet, according to the invention, contains a disk and a blade blade (in description : having a lattice of feather profiles with a front line), the number of blades in which is accepted from 49 to 65 blades, while the disk is made in the form of a single element including a hub made with a central hole and with located in the lower part on the back side of the disk along the flow of the working fluid with an annular conical force element with an inclination angle of the generatrix and a radius of the output contact edge equal to the response parameters of the conical diaphragm of the pin of the rear shaft support, in addition, the disk includes a rim with front and rear shelves along the flow of the working fluid, endowed with grooves for the establishment of the blades of the impeller, and the canvas, equipped in the upper part located under the rim on both sides of the ring shelves with ridges of the labyrinth, made for I have one-piece connection with mating contact elements of adjacent shaft steps, and the impeller blades contain each shank and feather with a profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated by input and output edges; the blade web is made with a section with a variable height, tapering conically from the hub to the rim, and the hub is symmetrically developed relative to the average conditional plane of the web normal to the axis of the rotor shaft, with an axial width exceeding the thickness of the basal part of the web in (3.5 ÷ 5.0) times, and the outer surface of the rim of the disk is made constituting the axial portion of the inner contour of the flowing part with an axial length equal to the projection of the forming rim on the axis of the rotor shaft, and with a radius minimally increasing in the axial section and KND in the direction of flow of the working fluid, the angle of inclination of the generatrix of the outer surface of the rim of the disk to the axis of the rotor shaft is φ = (5 ÷ 7) °, in addition, the grooves for introducing the shanks of the blades are uniformly spaced around the perimeter of the rim of the disk and are mutually inclined lateral faces having in cross section the configuration of the element of the castle connection with the shank of the blade, and the feather of the blade is made with the angle γ of the installation profile, defined as the angle between the chord and the front line connecting the input and output edges of the profile lattice blade row having a projection on a notional plane perpendicular to the stylus axis, the root-sectional profile value γ k = (64 ÷ 72) °, moreover, the blade is formed with a variable height feather angle γ installation profile pen relative to the front grid lines profiles of the blade of the crown, decreasing with a radial distance from the axis of the rotor with a gradient of G u , having values in the range
Gу.п.=(γк-γп)/Нср=(206,4÷296,8) [град/м],G uniformizing parameter = (γ to -γ p ) / N sr = (206.4 ÷ 296.8) [deg / m],
где γк - угол установки профиля пера лопатки, в корневом сечении; γп - тоже, в периферийном сечении; Нср - средняя высота пера лопатки.where γ to - the angle of installation of the profile of the feather of the scapula, in the root section; γ p - also in the peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
При этом пазы в ободе диска могут быть выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки по типу «ласточкин хвост», а базовые поверхности боковых граней паза выполнены встречно наклонными одна к другой с образованием углов β между боковой гранью и подошвой паза, равным β=(63÷78)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.In this case, the grooves in the rim of the disk can be made in cross section with the side faces forming an element of the castle connection with the shank of the blade of the “dovetail” type, and the base surfaces of the side faces of the groove are counter-inclined one to the other with the formation of angles β between the side face and the sole of the groove equal to β = (63 ÷ 78) °, while the transition from the side face to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.
Фронтальная полка обода диска может быть выполнена с кольцевым выступом в верхней части полки, снабженным понизу прерывистой кольцевой канавкой, выполненной в теле выступа на участках между пазами для хвостовиков глубиной, достаточной для заведения разрезного контровочного кольца в нижнюю часть высоты хвостовика лопатки, причем не менее чем на одном участке между пазами в створе канавки в зоне выступа в полке обода диска выполнены одно или два последовательных радиальных отверстия соответственно для фиксации стопорным элементом и демонтажа контровочного кольца.The front flange of the disk rim can be made with an annular protrusion in the upper part of the flange, provided with a bottom intermittent annular groove made in the body of the protrusion in the sections between the grooves for the shanks with a depth sufficient to establish a split retaining ring in the lower part of the height of the shank of the blade, not less than in one section between the grooves in the groove alignment in the protrusion zone, one or two consecutive radial holes are made in the flange of the disk rim for fixing by the locking element and dem mounting ring retaining ring.
Кольцевой конический силовой элемент ступицы может быть выполнен с углом γ наклона образующей к оси вала ротора, составляющим γ=(42÷57)°.The annular conical power element of the hub can be made with an angle γ of inclination of the generatrix to the axis of the rotor shaft, comprising γ = (42 ÷ 57) °.
Входная и выходная кромки пера могут быть выполнены расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe input and output edges of the pen can be made diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G u.x. an increase in the connecting chords equal to
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hср=(6,9÷9,9)·10-2 [м/м],G uh = (L p.h.- L k.h. ) / H cf = (6.9 ÷ 9.9) · 10 -2 [m / m],
где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - средняя высота пера лопатки.where L p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; N cf - the average height of the feather blades.
Перо лопатки может быть выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки, при этом при этом максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т., равнымThe blade feather can be made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference between the heights of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the feather blade, while the maximum thickness of the profile of the feather blade is made the largest in the root section and decreasing height to the peripheral end of the pen with a gradient G of standard fuel equal to
Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,4÷2,1)·10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.4 ÷ 2.1) · 10 -2 [m / m],
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - тоже, периферийного сечения; Нср - средняя высота пера лопатки.where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With p - also, a peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
В верхней части полотна диска не менее чем под одной из наклонных полок обода может быть выполнен кольцевой прилив для последующей прерывистой калибровки толщины и длины участков последнего при монтажной балансировке диска.An annular tide can be made in the upper part of the disk web at least under one of the inclined shelves of the rim for subsequent intermittent calibration of the thickness and length of the sections of the latter during mounting disk balancing.
Кольцевые полки, расположенные под ободом диска, могут быть выполнены отходящими от полотна в верхней части последнего с углом наклона относительно оси вала ротора, практически повторяющим угол наклона образующей соответствующего кольцевого участка внутреннего контура проточной части и снабжены гребнями лабиринта.The annular shelves located under the rim of the disk can be made extending from the canvas in the upper part of the latter with an angle of inclination relative to the axis of the rotor shaft, practically repeating the angle of inclination of the generatrix of the corresponding annular portion of the inner contour of the flowing part and provided with ridges of the labyrinth.
Каждая лопатка может быть снабжена с двух сторон пера антивибрационной полкой, расположенной в зоне одной трети высоты пера от периферийного торца пера лопатки, с контактными торцами, которые выполнены под углом (23÷29)° к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, и наклонены в сторону корыта профиля пера, а хвостовик лопатки снабжен канавкой для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.Each blade can be equipped on both sides of the pen with an anti-vibration shelf located in the area of one third of the height of the pen from the peripheral end of the blade pen, with contact ends that are made at an angle of (23 ÷ 29) ° to the rotor axis in the projection onto the conditional axial plane of the rotor, the blades are normal to the axis of the feather, and are inclined toward the trough of the feather profile, and the shank of the blade is provided with a groove for fixing the blade in the disk from shifting the shank along the axis of the groove with a split locking ring.
Перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета) и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки.The feather of the blade can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view along the np - direction of flight) and with the back of the feather convex towards the side of rotation of the rotor and in the direction of rotation of the clockwise direction.
Перо лопатки может быть выполнено с корытом, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.) и со спинкой пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).The blade feather can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor clockwise (n.p. view) and with a back of the pen convexing towards the side of rotation of the rotor and counterclockwise rotation direction (clockwise view )
Периферийный торец пера лопатки может быть выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне третьей ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face of the blade vane pen can be made beveled with a repetition of the curvature of the internal surface of the engine duct in the zone of the third stage of the low pressure valve with a decrease in the radius in the direction of flow of the working fluid with a height sufficient for unobstructed rotation of the blade of the impeller as part of the low pressure cylinder rotor.
Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков рабочего колеса третьей ступени ротора КНД ТРД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,4% при повышении ресурса рабочего колеса в 2 раза.The technical result of the invention, achieved by the above set of essential features of the impeller of the third stage of the rotor of the low pressure turbojet engine, is to increase the efficiency and expand the range of regimes of gas-dynamic stability of the compressor by 2.4% while increasing the impeller resource by 2 times.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображено рабочее колесо третьей ступени вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 1 shows the impeller of the third stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;
на фиг. 2 - фрагмент рабочего колеса третьей ступени вала ротора КНД, фронтальная проекция;in FIG. 2 - a fragment of the impeller of the third stage of the shaft of the rotor KND, frontal projection;
на фиг. 3 - перо лопатки рабочего колеса третьей ступени, поперечный разрез;in FIG. 3 - feather blades of the impeller of the third stage, a cross section;
на фиг. 4 - лопатка рабочего колеса третьей ступени, вид сверху;in FIG. 4 - the blade of the impeller of the third stage, a top view;
на фиг. 5 - паз обода диска третьей ступени вала ротора КНД, продольный разрез.in FIG. 5 - groove of the rim of the disk of the third stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section.
Рабочее колесо третьей ступени ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, содержит диск 1 и лопаточный венец, наделенный рабочими лопатками 2.The impeller of the third stage of the rotor, including the shaft of the drum-disk design of the low-pressure compressor of a turbojet engine, having a housing with a flow part tapering from the inlet, contains a
Диск 1 выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу 3 с центральным отверстием 4, полотно 5 и обод 6, наделенный пазами 7 для заведения лопаток 2 рабочего колеса. Обод 6 выполнен с фронтальной полкой 8 и тыльной полкой 9. Полотно 5 снабжено в верхней части расположенными под ободом 6 с двух сторон кольцевыми полками 10, 11 с гребнями 12 лабиринта, сконструированными для неразъемного соединения с ответными контактными элементами смежных ступеней вала. Ступица 3 снабжена в нижней части с тыльной стороны диска 1 по ходу потока рабочего тела кольцевым коническим силовым элементом 13 с углом наклона образующей и радиусом выходной контактной кромки 14, равными ответным параметрам конической диафрагмы цапфы 15 задней опоры вала. 3. Кольцевой конический силовой элемент 13 ступицы 3 выполнен с углом γ наклона образующей к оси 16 вала ротора, составляющим γ=(42÷57)°.The
Полотно 5 диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы 3 к ободу 6. Ступица 3 выполнена симметрично развитой относительно средней условной плоскости полотна 5, нормальной к оси 16 вала ротора, с осевой шириной, превышающей толщину прикорневой части полотна 5 в (3,5÷5,0) раза.The
Внешняя поверхность 17 обода 6 диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода на ось 16 вала ротора, и с радиусом, минимально возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела.The
Лопатки 2 содержат каждая хвостовик 18 и перо 19 с профилем, образованным вогнутым корытом 20 и выпуклой спинкой 21, сопряженными входной и выходной кромками 22 и 23.The
Пазы 7 для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода 6 диска с угловой частотой Yп=(7,3÷10,4) [ед/рад]. Пазы 7 выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями 24, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки. Подошва 25 каждого паза 7 расположена в плоскости, параллельной оси вала ротора. Продольная ось подошвы 25 паза 7 образует с осью 16 вала ротора в проекции на указанную плоскость угол α установки хвостовика 18 лопатки, определенный в диапазоне значений α=(18÷26)°.The
Входная и выходная кромки 22 и 23 пера выполнены расходящимися к периферийному торцу 26 лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды 27, равнымThe input and
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hср=(6,9÷9,9)·10-2 [м/м],G uh = (L p.h.- L k.h. ) / H cf = (6.9 ÷ 9.9) · 10 -2 [m / m],
где Lп.х. - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - средняя высота пера лопатки.where L p.h. - the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; N cf - the average height of the feather blades.
При этом пазы 7 в ободе 6 диска выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями 24, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком 18 лопатки 2 по типу «ласточкин хвост». Базовые поверхности боковых граней 24 паза выполнены встречно наклонными одна к другой с образованием углов β между боковой гранью 24 и подошвой 25 паза, равным, β=(63÷78)°. Переход от боковой грани 24 к подошве 25 выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.In this case, the
Фронтальная полка 8 обода 6 диска выполнена с кольцевым выступом 28 в верхней части полки 8, снабженным понизу прерывистой кольцевой канавкой, выполненной в теле выступа на участках между пазами 7 для хвостовиков 18 глубиной, достаточной для заведения разрезного контровочного кольца в нижнюю часть высоты хвостовика лопатки. Не менее чем на одном участке между пазами 7 в створе канавки в зоне выступа в полке 8 обода 6 диска выполнены одно или два последовательных радиальных отверстия 29 соответственно для фиксации стопорным элементом 30 и демонтажа контровочного кольца.The
Перо 19 лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 21 и корыта 20 относительно хорды 27, соединяющей входную и выходную кромки 22 и 23 пера лопатки. Максимальная толщина профиля пера 19 лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу 26 с градиентом Gу.т., равным
Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,4÷2,1)·10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.4 ÷ 2.1) · 10 -2 [m / m],
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - тоже, периферийного сечения; Нср - средняя высота пера лопатки.where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With p - also, a peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
В верхней части полотна 5 диска под наклонной полкой 11 обода 6 выполнен кольцевой прилив 31 для последующей прерывистой калибровки толщины и длины участков последнего при монтажной балансировке диска.In the upper part of the
Кольцевые полки 10 и 11, расположенные под ободом 6 диска, выполнены отходящими от полотна 5 в верхней части последнего с углом наклона относительно оси вала ротора, практически повторяющим угол наклона образующей соответствующего кольцевого участка внутреннего контура проточной части.The
Каждая лопатка 2 снабжена с двух сторон пера антивибрационной полкой 32, расположенной в зоне одной трети высоты пера от периферийного торца пера лопатки, с контактными торцами 33. Торцы 33 выполнены под углом (23÷29)° к оси 16 вала ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, и наклонены в сторону корыта 20 профиля пера 19. Хвостовик 18 лопатки снабжен канавкой 34 для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.Each
Перо 19 лопатки 2 выполнено с корытом 20, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета) и со спинкой 21 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки.The
Вариантно перо 19 лопатки 2 выполнено с корытом 20, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.) и со спинкой 21 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).Alternatively, the
Периферийный торец 26 пера 19 лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне третьей ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face 26 of the
По второму варианту рабочее колесо третьей ступени ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, содержит диск 1 и лопаточный венец, наделенный рабочими лопатками 2, число которых принято от 49 до 65 лопаток.According to the second variant, the impeller of the third stage of the rotor, including the shaft of the drum-disk construction of a low-pressure compressor of a turbojet engine having a housing with a flow part tapering from the inlet, contains a
Диск 1 выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу 3 с центральным отверстием 4, полотно 5 и обод 6, наделенный пазами 7 для заведения лопаток 2 рабочего колеса. Обод 6 выполнен с фронтальной полкой 8 и тыльной полкой 9. Полотно 5 снабжено в верхней части расположенными под ободом 6 с двух сторон кольцевыми полками 10, 11 с гребнями 12 лабиринта, сконструированными для неразъемного соединения с ответными контактными элементами смежных ступеней вала. Ступица 3 снабжена в нижней части с тыльной стороны диска 1 по ходу потока рабочего тела кольцевым коническим силовым элементом 13 с углом наклона образующей и радиусом выходной контактной кромки 14, равными ответным параметрам конической диафрагмы цапфы 15 задней опоры вала.The
Полотно 5 диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы 3 к ободу 6. Ступица 3 выполнена симметрично развитой относительно средней условной плоскости полотна 5, нормальной к оси 16 вала ротора, с осевой шириной, превышающей толщину прикорневой части полотна 5 в (3,5÷5,0) раза.The
Внешняя поверхность 17 обода 6 диска выполнена составляющей осевой участок внутреннего контура проточной части с осевой длиной, равной проекции образующей обода на ось 16 вала ротора, и с радиусом, минимально возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела. Угол наклона образующей внешней поверхности 17 обода 6 диска к оси 16 вала ротора составляет φ=(5÷7)°.The
Лопатки 2 содержат каждая хвостовик 18 и перо 19 с профилем, образованным вогнутым корытом 20 и выпуклой спинкой 21, сопряженными входной и выходной кромками 22 и 23.The
Пазы 7 для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода 6 диска. Пазы 7 выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями 24, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком 18 лопатки.The
Перо 19 лопатки 2 (фиг. 4) выполнено с углом у установки профиля, определенным как угол между соединяющей входную и выходную кромки 22 и 23 профиля хордой 27 и фронтальной линией 35 решетки лопаточного венца, имеющий в проекции на условную плоскость, перпендикулярную к оси пера, в корневом сечении профиля значение γк=(64÷72)°, а в периферийном сечении значение γп=(26,4÷34,4)°.The
Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом у установки профиля пера 19 относительно фронтальной линии 35 решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом Gу.п, имеющем значения в диапазонеThe blade is formed with a variable height of the pen at an angle profile settings pen 19 with respect to the
Gу.п.=(γк-γп)/Нср=(206,4÷296,8) [град/м],G uniformizing parameter = (γ to -γ p ) / N sr = (206.4 ÷ 296.8) [deg / m],
где γк - угол установки профиля пера лопатки, в корневом сечении; γп - тоже, в периферийном сечении; Нср - средняя высота пера лопатки.where γ to - the angle of installation of the profile of the feather of the scapula, in the root section; γ p - also in the peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
Пример реализации изобретения.An example implementation of the invention.
Рабочее колесо третьей ступени КНД ТРД состоит из диска 1 и установленных на нем рабочих лопаток 2. Диск третьей ступени изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные заодно целое массивную ступицу 3, полотно 5 и обод 6. Профили полотна 5 и ступицы 3 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой.The impeller of the third stage of the low pressure turbojet engine consists of a
Изготовленный диск 1 имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 40 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 292 мм; средняя толщина полотна - 9 мм; ширина обода - 43 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска - 509 мм и 517 мм соответственно; угол наклона внешней поверхности обода диска - 5,5°.The manufactured
Лопатку 2 рабочего колеса третьей ступени ротора КНД ТРД поэтапно изготавливают из прутка авиационного сплава. На первом этапе отрезают фрагмент прутка требуемой длины, из которого электровысадкой с последующей механической обработкой выполняют заготовку лопатки с локальными утолщениями на участках расположения хвостовика 18 и антивибрационной полки 32. На следующем этапе заготовку подвергают общему нагреву в электропечи до состояния термопластичности и выполняют горячую объемную штамповку, используя штамп, состоящий из двух ответно профилированных полуматриц. Рабочая поверхность одной из полуматриц штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности спинки 21 пера 19 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 20 пера 19 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 18.The
Доводку обтекаемых поверхностей профилей пера 18 и антивибрационной полки 32 производят фрезерованием с последующей полировкой. Контактные торцы 33 антивибрационной полки 32 упрочняют, нанося на них высокопрочный слой.The refinement of the streamlined surfaces of the profiles of the
Изготовленная таким образом лопатка 2 состоит из объединенных в одно целое пера 19 с хвостовиком 18 и антивибрационной полкой 32, выполненной как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса третьей ступени ротора КНД ТРД.The
Профиль пера 19 лопатки имеет следующие геометрические параметры:The profile of the
- в корневом сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Сmax=4,2 мм; длина хорды пера - 40,4 мм; угол γк установки профиля пера между соединяющей входную и выходную кромки 22 и 23 профиля хордой 27 и фронтальной линией 35 решетки лопаточного венца составляет 68°; угол α установки профиля пера 19 к оси вращения ротора составляет 22°;- in the root section, the profile of the feather blade is made with a maximum thickness of the profile With max = 4.2 mm; pen chord length - 40.4 mm; the angle γ to the installation of the profile of the pen between connecting the input and
- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Сmax=1,2 мм; длина хорды пера принята 51 мм; угол γп установки профиля пера составляет 30°;- in the peripheral section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness of C max = 1.2 mm; feather chord length adopted 51 mm; the angle γ p setting the profile of the pen is 30 °;
- средняя высота Нср профиля пера составляет 145,4 мм.- the average height H cf the pen profile is 145.4 mm.
Антивибрационная полка 32 лопатки выполнена с толщиной стенки 4 мм и размещена на среднем радиусе от оси ротора 358 мм, с контактными торцами 33, выполненными под углом 26° к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки.The
На внешней стороне обода 6 выполняют протягиванием замковые пазы 7 для крепления лопаток в количестве 57 штук. Пазы 7 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона боковых граней к подошве паза составляет 70°; ширина подошвы - 18 мм.On the outer side of the
Лопатки 2 удерживают от перемещения в радиальном направлении от действия центробежных сил при помощи контактных выступов замка типа «ласточкин хвост». Каждую лопатку 2 удерживают в диске 1 от перемещения в направлении протяжки паза 7 с помощью разрезного кольца.The
Таким образом, рабочее колесо третьей ступени имеет следующие геометрические параметры: минимальный и максимальный диаметры внутренней поверхности рабочего колеса - 508 мм и 517 мм; аналогично периферийной поверхности рабочего колеса - 808 мм и 800 мм; максимальная ширина третьей ступени ротора - 43 мм.Thus, the impeller of the third stage has the following geometric parameters: the minimum and maximum diameters of the inner surface of the impeller - 508 mm and 517 mm; similar to the peripheral surface of the impeller - 808 mm and 800 mm; the maximum width of the third stage of the rotor is 43 mm.
В процессе работы ТРД диск 1 рабочего колеса третьей ступени приводится во вращение путем передачи крутящего момента от турбины низкого давления (ТНД) через барабанно-дисковую конструкцию вала ротора КНД с включением в работу лопаток 2 рабочего колеса. В результате чего происходит нагнетание воздушного потока в КНД. На вогнутой поверхности в виде корыта 20 пера 19 каждой лопатки 2 создается зона повышенного давления, а на выпуклой поверхности, образующей спинку 21 пера 19, создается при этом зона пониженного давления, усиливающая образование направленного воздушного потока. Вращающиеся лопатки 2 рабочего колеса ротора передают энергию воздушному потоку, направляя сжимаемый поток на лопатки статора третьей ступени, и после выравнивания в последнем поток поступает в последующие ступени КНД. Одновременно диск 1 воспринимает центробежные нагрузки и через конический кольцевой элемент 13 и тыльную полку 9 обода 6 передает радиальные и осевые нагрузки на опоры вала ротора.During the operation of the turbojet engine, the third-
Технический результат настоящего изобретения достигают совокупностью разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов диска рабочего колеса третьей ступени ротора КНД, а именно, радиальных параметров диска, геометрической конфигурации обода 6, принятого сочетания сужающего полотна 5 и осевой ширины ступицы 3, компенсирующей ослабление полотна 5 диска центральным отверстием 4. Выполнение ширины ступицы 3, превышающей толщину прикорневой части полотна 5 в (3,5÷5,0) раза, приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 4 в ступице 3 принят достаточным для свободного пропуска шлицевой трубы при монтаже и ремонтных операциях сборки компрессора.The technical result of the present invention is achieved by the combination of the design solutions and geometric parameters of the main elements of the impeller disk of the third stage of the KND rotor, namely, the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the
На внешней стороне обода 6 диска выполняют протягиванием систему пазов 7 для закрепления лопаток. Пазы 7 расположены под углом к оси 16 вала ротора. Технический результат изобретения достигают при выполнении пазов 7, расположенных под углом α, принятым из заявленного диапазона (18÷26)°, так как при этом обеспечивается возможность установки хвостовика 18 и пера 19 лопатки под углом, создающим наибольший перепад давлений на входе и выходе потока рабочего тела из рабочего колеса третьей ступени ротора КНД и создаются наиболее благоприятные условия работы, повышающие запас ГДУ, КПД и ресурс при минимальной материалоемкости. Выход значений угла α 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 7 диске лопаток 2 рабочего колеса ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла αo>26° отклонения оси паза 7 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
Кроме того, пазы 7 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(7,3÷10,4) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями 24, встречно наклонными одна к другой под углом β=(63÷78)° к подошве 25 паза и сопряженные с подошвой 25 через скругления, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат изобретения обеспечивают при насыщении лопаточного венца количеством лопаток и соответственно пазов 7 на диске для закрепления хвостовиков 18 лопаток 2, располагаемых с угловой частотой, принимаемой из диапазона, найденного в изобретении. При уменьшении числа лопаток и соответственно пазов на ободе диска ниже нижнего предела указанного диапазона Yп<7,3 [ед/рад] нарастает отставание потока от вращения лопаточного венца и возрастает риск потери ГДУ в указанной ступени компрессора. Превышение верхней границы указанного диапазона Yп>10,4 [ед/рад] и соответствующем увеличении числа лопаток в лопаточном венце, образуемом на диске третьей ступени, приводит к неоправданному ухудшению КПД и риску преждевременного запирания потока рабочего тела лопаточным венцом. Кроме того, заявленная геометрия паза 7 обеспечивает повышение концентрации при действии эксплуатационных нагрузок, точности геометрии межлопаточных каналов и формы решетки совместно с рабочими лопатками и повышает ресурс рабочего колеса.In addition, the
Аналогичные процессы имеют место с получением положительного результата при соблюдении и отрицательного при выходе за пределы найденных в группе изобретений границ диапазона градиентов угла γ между соединяющей входную и выходную кромки 11 и 12 профиля хордой 20 и фронтальной линией 21 решетки лопаточного венца, составляющем в корневом сечении γуст.к=(64÷72)°, а в периферийном сечении значение γп=(26,4÷34,4)°, а также найденных в изобретении границ диапазонов градиентов Gу.п=(206,4÷296,8) [град/м] по высоте Нср пера 19 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера 19 лопатки со значениями градиента Gу.п<206,4 [град/м] существенно ограничивается диапазон ГДУ работы КНД, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 21 пера 19 лопатки с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды 20 пера 8 по высоте лопатки до значений градиента Gу.п., превышающих верхний предел Gу.п.>296,8 [град/м], приводит к недопустимому уменьшению угла раскрытия периферийного участка пера 8 лопатки, что в свою очередь приводит к снижению КПД, негативному уменьшению диапазона ГДУ компрессора и недопустимому рассогласованию работы третьей ступени ротора с предыдущими и последующей ступенями КНД.Similar processes take place with obtaining a positive result when observing and negative when exceeding the limits found in the group of inventions for the boundaries of the range of gradients of the angle γ between the
Градиент Gу.х. увеличения хорды 27 пера 19 лопатки 2 по средней высоте Нср пера 19 лопатки характеризует парусность пера, образованную в результате углового расхождения входной и выходной кромок 22 и 23 пера 19 от втулки до периферийного торца 26. Парусность пера по высоте лопатки спрофилирована по градиенту Gу.х углового расширения хорды 27 пера 19 с заявленным диапазоном Gу.х.=(6,9÷9,9)·10-2 [м/м], что обеспечивает получение технического результата изобретения. Уменьшение отношения разности длин периферийной и корневой хорд пера 19 к средней высоте Нср пера (Gу.х.<6,9·10-2) приводит к образованию недостаточной густоты заполнения периферийного кольцевого участка площади поперечного сечения проточной части лопаточного венца периферийными участками пера 19 лопаток в проекции на условную плоскость, нормальную к оси ротора. Как следствие возникает недопустимое снижение запаса ГДУ, сужение диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора и существенному снижению КПД за счет возможного срыва воздушного потока со спинки 21 пера 19 лопатки. Увеличение (Gу.х.>9,9·10-2) приводит к неоправданному увеличению потерь от трения потока о профиль пера 19 лопатки и к снижению КПД компрессора.Gradient G WH increasing the
Технический результат повышения ресурса лопатки в два раза достигается при соблюдении условия соотношения разности толщин к средней высоте пера 19 лопатки, принимаемого в пределах найденного в изобретении указанного диапазона значений градиента Gу.т.=(1,4÷2,1)·10-2 [м/м] за счет обеспечения требуемой статической и динамической жесткости при оптимальной материалоемкости профиля пера 19 лопатки. При значениях градиента Gу.т.<1,4·10-2 [м/м] возникает излишнее повышение материалоемкости вследствие неоправданного реальными сочетаниями нагрузок увеличения толщины периферийной части пера лопатки, что приводит к завышению массы компрессора и снижению экономичности двигателя. При значениях градиента Gу.т.>2,1·10-2 [м/м] требуемое повышение ресурса лопатки не достигается из-за снижения динамической прочности в процессе эксплуатации компрессора вследствие неоправданного возрастания параметров изгибных колебаний профиля пера 19 при недопустимом уменьшении максимальной толщины профиля в наиболее нагруженной периферийной части длины пера лопатки.The technical result of increasing the resource of the blade by two times is achieved subject to the condition of the ratio of the difference in thickness to the average height of the
Кроме того, ступица 3 снабжена кольцевым коническим силовым элементом 13, выполненным с углом γ наклона образующей к оси 16 вала ротора. Выполнение угла γ, принятым в диапазоне γ=(42÷57)°, обеспечивает оптимальное повышение объемной жесткости соединения ступицы 3 с конической диафрагмой и ресурса диска в условиях многократных изгибно-крутильных нагружений в процессе эксплуатации компрессора, обеспечивает необходимую компактность узла без увеличения материалоемкости диска. Выполнение угла γ<42° привело бы к неоправданному увеличению осевых габаритов и повышению материалоемкости конической диафрагмы как переходного элемента задней опоры диска, не оказывая положительного влияния на технический результат изобретения. Выполнение угла γ>57° превышающим найденный в изобретении допустимый угловой диапазон величин γ, приводит к неоправданному повышению концентрации напряжений от односторонних внеосевых динамических нагрузок на полотно диска и к снижению ресурса рабочего колеса.In addition, the
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров рабочего колеса третьей ступени достигают повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя без увеличения материалоемкости.Thus, by improving the structural and aerodynamic parameters of the impeller of the third stage, an increase in efficiency and an expansion of the range of gas-dynamic stability modes of the engine’s low pressure are achieved without increasing the material consumption.
Claims (23)
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hcp=(6,9÷9,9)·10-2 [м/м],
где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - средняя высота пера лопатки.1. The impeller of the third stage of the rotor, including the shaft of the drum-disk design of a low-pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD), having a housing with a flow part tapering from the inlet, characterized in that it contains a disk and a blade ring, while the disk is made in in the form of a single element, including a hub, made with a central hole and provided in the lower part with the back of the disk along the flow of the working fluid with an annular conical force element with an inclination angle of the generatrix and the exit radius th contact edge, equal to the response parameters of the conical diaphragm of the axle of the rear shaft support, in addition, the disk includes a rim with frontal and rear shelves along the flow of the working fluid, endowed with grooves to establish the blades of the impeller, and a cloth provided in the upper part located under the rim with of two sides with annular shelves with labyrinth ridges made for one-piece connection with mating contact elements of adjacent shaft steps, and the blades of the impeller contain each shank and feather with a profile, images a concave trough and a convex back, conjugated by the input and output edges; the blade web is made with a section with a variable height, tapering conically from the hub to the rim, and the hub is symmetrically developed relative to the average conditional plane of the web normal to the axis of the rotor shaft, with an axial width exceeding the thickness of the basal part of the web in (3.5 ÷ 5.0) times, and the outer surface of the rim of the disk is made constituting the axial portion of the inner contour of the flowing part with an axial length equal to the projection of the forming rim on the axis of the rotor shaft, and with a radius minimally increasing in the axial section and KND in the direction of the flow of the working fluid, in addition, the grooves for the establishment of the shanks of the blades are uniformly spaced around the perimeter of the rim of the disk with an angular frequency Y p = (7.3 ÷ 10.4) [units / rad] and are made with mutually inclined side faces, having in cross section the configuration of the element of the castle connection with the shank of the blade, the sole of each groove is located in a plane parallel to the axis of the rotor shaft, and the longitudinal axis of the sole of the groove forms, with the axis of the rotor shaft in the projection onto the specified plane, the installation angle α of the blade shank, is defined ny in the range of values of α = (18 ÷ 26) °, wherein the inlet and outlet edges of the pen are made divergent to the peripheral end of the blade G with the gradient WH an increase in the connecting chords equal to
G uh = (L p.h.- L k.h. ) / H cp = (6.9 ÷ 9.9) · 10 -2 [m / m],
where L p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; N cf - the average height of the feather blades.
Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,4÷2,1)·10-2 [м/м],
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - тоже, периферийного сечения; Нср - средняя высота пера лопатки.5. The impeller of the third stage of the rotor of the low-pressure compressor according to claim 1, characterized in that the feather of the blade is made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the blade feather while the maximum thickness of the profile of the feather blade is made the largest in the root section and decreasing in height of the feather to the peripheral end with a gradient of G weight equal to
G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.4 ÷ 2.1) · 10 -2 [m / m],
where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With p - also, a peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
Gу.п.=(γк-γп)/Нср=(206,4÷296,8) [град/м],
где γк - угол установки профиля пера лопатки, в корневом сечении; γп - тоже, в периферийном сечении; Нср - средняя высота пера лопатки.12. The impeller of the third stage of the rotor, including the shaft of the drum-disk design of the low pressure compressor (LPC) of a turbojet engine (TRD), having a housing with a flow part tapering from the inlet, characterized in that it contains a disk and a blade blade (in the description: having a grating profiles of the pen with the front line), the number of blades in which from 49 to 65 blades is adopted, the disk is made in the form of a single element including a hub made with a central hole and provided in the lower part with the back of the disk about the flow of the working fluid with an annular conical power element with an angle of inclination of the generatrix and the radius of the output contact edge equal to the response parameters of the conical diaphragm of the pin of the rear shaft support, in addition, the disk includes a rim with front and rear shelves along the flow of the working fluid, endowed with grooves for institution impeller blades, and a blade equipped in the upper part with annular shelves located under the rim on both sides with labyrinth ridges, made for permanent connection with contact mates and elements of adjacent steps of the shaft, and the blades of the impeller contain each shank and feather with a profile formed by a concave trough and a convex back, paired with input and output edges; the blade web is made with a section with a variable height, tapering conically from the hub to the rim, and the hub is symmetrically developed relative to the average conditional plane of the web normal to the axis of the rotor shaft, with an axial width exceeding the thickness of the basal part of the web in (3.5 ÷ 5.0) times, and the outer surface of the rim of the disk is made constituting the axial portion of the inner contour of the flowing part with an axial length equal to the projection of the forming rim on the axis of the rotor shaft, and with a radius minimally increasing in the axial section and KND in the direction of flow of the working fluid, the angle of inclination of the generatrix of the outer surface of the rim of the disk to the axis of the rotor shaft is φ = (5 ÷ 7) °, in addition, the grooves for introducing the shanks of the blades are uniformly spaced around the perimeter of the rim of the disk and are mutually inclined lateral faces having in cross section the configuration of the element of the castle connection with the shank of the blade, and the feather of the blade is made with the angle γ of the installation profile, defined as the angle between the chord and the front line connecting the input and output edges of the profile lattice blade row having a projection on a notional plane perpendicular to the stylus axis, the root-sectional profile value γ k = (64 ÷ 72) °, moreover, the blade is formed with a variable height feather angle γ installation profile pen relative to the front grid lines profiles blade row, with decreasing radial distance from the rotor axis gradient G u.p having values in the range
G uniformizing parameter = (γ to -γ p ) / N sr = (206.4 ÷ 296.8) [deg / m],
where γ to - the angle of installation of the profile of the feather of the scapula, in the root section; γ p - also in the peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hcp=(6,9÷9,9)·10-2 [м/м],
где Lп.х - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси пера лопатки; Lк.х. - то же, длина корневой хорды; Нср - средняя высота пера лопатки.16. The impeller of the third stage of the rotor of the low-pressure compressor according to p. 12, characterized in that the input and output edges of the pen are made diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G C an increase in the connecting chords equal to
G uh = (L p.h.- L k.h. ) / H cp = (6.9 ÷ 9.9) · 10 -2 [m / m],
where L p.x is the length of the peripheral chord connecting the input and output edges of the feather blade in a conditional plane perpendicular to the axis of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; N cf - the average height of the feather blades.
Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,4÷2,1)·10-2 [м/м],
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - тоже, периферийного сечения; Нср - средняя высота пера лопатки.17. The impeller of the third stage of the rotor of the low-pressure compressor according to p. 12, characterized in that the feather of the blade is made variable in width and height of the feather thickness, defined in cross section as the difference in height of the back and trough relative to the chord connecting the input and output edges of the blade feather while the maximum thickness of the profile of the feather blade is made the largest in the root section and decreasing in height of the feather to the peripheral end with a gradient of G weight equal to
G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.4 ÷ 2.1) · 10 -2 [m / m],
where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With p - also, a peripheral section; N cf - the average height of the feather blades.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015150516/05A RU2603384C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015150516/05A RU2603384C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions) |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2603384C1 true RU2603384C1 (en) | 2016-11-27 |
Family
ID=57774575
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015150516/05A RU2603384C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions) |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2603384C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3484039A (en) * | 1967-07-14 | 1969-12-16 | Georg S Mittelstaedt | Fans and compressors |
SU1348563A1 (en) * | 1986-06-30 | 1987-10-30 | И. К. Попов | Attachment unit of axial compressor blade |
US20130156590A1 (en) * | 2010-06-25 | 2013-06-20 | Snecma | Gas turbine engine rotor wheel having composite material blades with blade-root to disk connection being obtained by clamping |
US20140205463A1 (en) * | 2011-05-13 | 2014-07-24 | Snecma | Turbine Engine Rotor Including Blade Made of Composite Material and Having an Added Root |
RU2565114C1 (en) * | 2014-04-25 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) |
-
2015
- 2015-11-25 RU RU2015150516/05A patent/RU2603384C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3484039A (en) * | 1967-07-14 | 1969-12-16 | Georg S Mittelstaedt | Fans and compressors |
SU1348563A1 (en) * | 1986-06-30 | 1987-10-30 | И. К. Попов | Attachment unit of axial compressor blade |
US20130156590A1 (en) * | 2010-06-25 | 2013-06-20 | Snecma | Gas turbine engine rotor wheel having composite material blades with blade-root to disk connection being obtained by clamping |
US20140205463A1 (en) * | 2011-05-13 | 2014-07-24 | Snecma | Turbine Engine Rotor Including Blade Made of Composite Material and Having an Added Root |
RU2565114C1 (en) * | 2014-04-25 | 2015-10-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2565091C1 (en) | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) | |
RU2565138C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller blade | |
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 | |
RU2565114C1 (en) | Rotor impeller of lp compressor of jet turbine engine (versions) | |
RU2603383C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions) | |
RU2603380C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
RU2603384C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions) | |
RU2565108C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (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 | |
RU2603379C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
RU2612282C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller | |
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 | |
RU2603377C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
RU2603219C1 (en) | Third stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
RU2611497C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) | |
RU2630923C1 (en) | 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 | |
RU2581990C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine engine | |
RU2630918C1 (en) | 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 | |
RU2630920C1 (en) | 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 | |
RU2596913C1 (en) | Impeller vane of turbojet engine low-pressure compressor rotor (versions) | |
RU155495U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE | |
RU2603217C1 (en) | First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
RU2596915C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) | |
RU2596912C1 (en) | Impeller vane of turbojet engine low-pressure compressor rotor (versions) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |