RU2611497C1 - Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) - Google Patents
Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2611497C1 RU2611497C1 RU2015150510A RU2015150510A RU2611497C1 RU 2611497 C1 RU2611497 C1 RU 2611497C1 RU 2015150510 A RU2015150510 A RU 2015150510A RU 2015150510 A RU2015150510 A RU 2015150510A RU 2611497 C1 RU2611497 C1 RU 2611497C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- rotor
- feather
- pen
- disk
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).The group of inventions relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to low-pressure compressors (KND) of aircraft gas turbine engines (GTE).
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 C1, 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 disks 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 working 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 C1, 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. 27.02.2013).
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 второй 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 the interaction of the impeller of the second 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 that the difficulty of obtaining a compromise combination of increased efficiency values stocks dynamic stability (CDB) of the compressor and as a consequence, the complexity of optimal dynamic strength and increased life with a minimum of material consumption.
Задача, решаемая изобретением, состоит в разработке рабочего колеса второй ступени ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (ГТД) 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 второй ступени, подачи воздушного потока в последующие ступени 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 second stage of the rotor of a low-pressure compressor of a gas turbine engine (GTE) 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 - the air, the efficiency of the second stage, the air flow in the subsequent stages of the low pressure switch with an increase in the reserves of the hydraulic control unit in all operating modes engine and a resource without increasing the consumption of materials.
Поставленная задача в части рабочего колеса по первому варианту решается тем, что рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, согласно изобретению выполнено в качестве рабочего колеса второй ступени вала ротора, содержит диск в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками; при этом обод диска соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок и выполнен образующим внутренний контур проточной части на осевом участке второй ступени вала ротора с радиусом, возрастающим в осевом сечении КНД в сторону потока рабочего тела с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазонеThe task in terms of the impeller according to the first embodiment is solved in that the impeller of the rotor including the shaft of the drum-disk construction of the low-pressure compressor of a gas turbine engine having a housing with a flow part tapering from the inlet, according to the invention, is configured as the impeller of the second stage of the rotor shaft, contains a disk in the form of a single element, including a hub with a central hole, a blade and a rim, as well as blades having each shank and a feather with a profile formed by a concave trough and in convex backrest conjugated input and output edges; the rim of the disk is connected to the disk blade with the formation of different-shaped annular conical inclined shelves and is made forming the inner contour of the flowing part on the axial section of the second stage of the rotor shaft with a radius increasing in the axial section of the CPV towards the flow of the working fluid with a gradient of radial expansion G about defined in the range
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, Воб - осевая ширина обода, кроме того, обод выполнен с возможностью силового объединения с полкой обода диска предшествующей ступени и через проставку с полотном диска последующей ступени, причем обод диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера на условную осевую плоскость вала ротора, проходящую через ось вала ротора и совмещенную с продольной осью пера лопатки, снабжен системой пазов для хвостовиков лопаток, продольная ось подошвы каждого из которых образует с осью вала ротора в проекции на условную плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(19÷27)°, а пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(6,0÷8,2) [ед./рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком рабочей лопатки, причем перо лопатки 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 максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т., равнымwhere R max and R min are the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk, V r is the axial width of the rim, in addition, the rim is made with the possibility of power association with the flange of the rim of the disk of the previous stage and through the spacer with the blade of the disk of the next stage, and the disk rim on the side facing the flowing part, on the axial width section, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane of the rotor shaft, passing through the axis of the rotor shaft and combined with the longitudinal axis of the blade feather, is equipped with a groove system for of the blade blades, the longitudinal axis of the sole of each of which forms with the axis of the rotor shaft in the projection onto a conventional plane normal to the longitudinal axis of the blade feather, the blade installation angle α defined in the value range α = (19 ÷ 27) °, and the grooves are evenly spaced around the perimeter of the disk with an angular frequency Y p = (6.0 ÷ 8.2) [units / rad] and made in cross section with side faces forming an element of the locking connection with the shank of the working blade, and the feather of the blade is made variable in width and pen height as determined by cross section as the difference backrest heights and troughs relative to the chord joining the inlet and outlet edge of the blade, the maximum thickness of the profile of the blade is made greatest at the root section and decreasing in height to the peripheral end of the pen with a gradient G of fuel equivalent equal to
Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,14+1,63)⋅10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.14 + 1.63) ⋅10 -2 [m / m],
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - то же, периферийного; Hср - средняя высота пера лопатки.where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With p - the same peripheral; H cf - the average height of the feather blades.
Конфигурация поперечного сечения каждого паза в ободе диска выполнена под замковое соединение с хвостовиком по типу «ласточкин хвост», а базовые поверхности боковых граней паза встречно наклонены одна к другой с образованием углов Y между боковой гранью и подошвой паза Y=(56÷80)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.The cross-sectional configuration of each groove in the rim of the disk is made under the lock connection with a shank of the “dovetail” type, and the base surfaces of the side faces of the groove are tilted one against the other with the formation of angles Y between the side face and the bottom of the groove Y = (56 ÷ 80) ° while the transition from the side face to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.
Тыльная по ходу потока рабочего тела полка обода диска может быть снабжена в осевой плоскости каждого паза сквозным отверстием для установки фиксатора хвостовика лопатки.The rear rim of the disk rim along the flow of the working fluid can be provided in the axial plane of each groove with a through hole for installing the blade shank retainer.
Входная и выходная кромки пера могут быть выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.x. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe input and output edges of the pen can be made sailing diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G u.x. an increase in the connecting chords equal to
Gy.x.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hср=(7,4÷10,7)⋅10-2 [м/м],G yx = (L p.h. -L k.h. ) / H cf = (7.4 ÷ 10.7) ⋅10 -2 [m / m],
где Lп.x - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки 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 spiral twist of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; N cf - the average height of the feather blades.
Хвостовик лопатки может быть снабжен канавкой для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.The blade shank can be provided with a groove for fixing the blade in the disk from the shift of the shank along the groove axis with a split lock ring.
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 расположены под углом (26÷32)° к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, и наклонены в сторону корыта профиля пера.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 located at an angle of (26 ÷ 32) ° to the axis of the rotor in the projection onto the conditional axial plane of the rotor, the scapula normal to the axis of the pen, and inclined toward the trough of the profile of the pen.
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 blade feather can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view in np - direction of flight), and with the back of the feather convex towards anti-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 (view in n.p.), and with the back of the pen convex in side against rotation of the rotor and against the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p. .).
Периферийный торец пера лопатки может быть выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне второй 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 second 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 газотурбинного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, согласно изобретению выполнено в качестве рабочего колеса второй ступени вала ротора, содержит диск в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками; при этом обод диска соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок и выполнен образующим внутренний контур проточной части на осевом участке второй ступени вала и силового объединения с полкой обода диска предшествующей ступени и через проставку с полотном диска последующей ступени, кроме того обод диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера на условную осевую плоскость, проходящую через ось вала ротора и совмещенную с продольной осью пера лопатки, снабжен системой равномерно разнесенных по периметру диска пазов для установки хвостовиков лопаток, число которых принято от 37 до 54 лопаток, при этом пазы выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком лопатки, причем перо выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γуст установки профиля пера, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки, образуя хорду профиля, и фронтальной линией решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γуст.к.=(65,2÷73,2)°, а в периферийном сечении значение γуст.п=(35,8÷43,8)°, при этом угол γуст установки профиля пера выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом Gy.п изменения угла γуст., имеющим 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 the low-pressure compressor of a gas turbine engine, having a housing with a flow part tapering from the inlet, according to the invention is made as the impeller of the second stage of the rotor shaft, contains a disk in the form of a single element, including a hub with a central hole, a blade and a rim, as well as blades having each shank and a feather with a profile formed by a concave trough and in convex backrest conjugated input and output edges; wherein the disk rim is connected to the disk blade to form different-shaped annular conical inclined shelves and is formed to form the internal contour of the flowing part on the axial section of the second shaft stage and the power connection with the disk rim shelf of the previous stage and through the spacer with the disk blade of the next stage, in addition the disk rim from the side facing the flowing part, on the axial width section, commensurate with the projection of the width of the pen on the conditional axial plane passing through the axis of the rotor shaft and combined with the longitudinal the axis of the blade’s feather is equipped with a system of grooves evenly spaced around the perimeter of the disk for installing the blade shanks, the number of which is taken from 37 to 54 blades, while the grooves are made with mutually inclined side faces having in cross section the configuration of the element of the castle connection with the blade shank, pen formed with a helical twist of the pen relative to the axis to create a variable height feather angle γ mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent connecting input and output to fittin g, forming a chord of the profile, and the frontal profile line grating in a planar reamer blade row cylindrical section having a root section pen value γ ust.k. = (65,2 ÷ 73,2) °, and in the peripheral section Factory γ value = (35,8 ÷ 43,8) °, wherein the angle γ mouth profile settings pen configured decreasing adjustment of the blade with the gradient G y changing the angle γ it dry mouth. having values in the range
Gy.п.=(γуст.к.-γуст.п)/Нср=(196,3÷282,2) [град/м],G y.p. = (γ set.- γ set.p ) / N cf. = (196.3 ÷ 282.2) [deg / m],
где γуст.к - угол установки профиля в корневом сечении пера лопатки; γуст.п - то же в периферийном сечении пера лопатки; Нср - средняя высота пера лопатки.where γ ust.k - the installation angle of the profile in the root section of the pen blade; γ ust.p - the same in the peripheral section of the pen blade; N cf - the average height of the feather blades.
При этом конфигурация поперечного сечения каждого паза в ободе диска может быть выполнена под замковое соединение с хвостовиком по типу «ласточкин хвост», при этом продольная ось подошвы каждого из пазов образует с осью вала ротора в проекции на условную плоскость, нормальную к продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(19÷27)°, а базовые поверхности боковых граней паза встречно наклонены одна к другой с образованием углов Y между боковой гранью и подошвой паза Y=(56÷80)°, при этом переход от боковой грани к подошве выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.In this case, the configuration of the cross section of each groove in the rim of the disk can be made under lock connection with a shank of the “dovetail” type, while the longitudinal axis of the sole of each of the grooves forms with the axis of the rotor shaft in the projection onto a conventional plane normal to the longitudinal axis of the blade feather , the angle α of the installation of the shank of the blade, defined in the range of values α = (19 ÷ 27) °, and the base surfaces of the side faces of the groove are tilted one against the other with the formation of angles Y between the side face and the bottom of the groove Y = (56 ÷ 80) °, at the same time the stroke from the side edge to the sole is made smooth with a constant or variable radius in the cross section.
Тыльная по ходу потока рабочего тела полка обода диска может быть снабжена в осевой плоскости каждого паза сквозным отверстием для установки фиксатора хвостовика лопатки.The rear rim of the disk rim along the flow of the working fluid can be provided in the axial plane of each groove with a through hole for installing the blade shank retainer.
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 максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gy.т., равнымThe blade feather can be 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 feather blade, while the maximum thickness of the profile of the feather blade is made the largest in the root section and decreasing in height pen to the peripheral end with a gradient of G y.t. equal to
Gу.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,14÷1,63)⋅10-2 [м/м],G ut = (C to -C p ) / N cf = (1.14 ÷ 1.63) ⋅10 -2 [m / m],
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - то же, периферийного; Нср - средняя высота пера лопатки.where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With p - the same peripheral; N cf - the average height of the feather blades.
Входная и выходная кромки пера могут быть выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.x. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe input and output edges of the pen can be made sailing diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G u.x. an increase in the connecting chords equal to
Gy.x.=(Lп.х.- Lк.x.)/Hcp=(7,4÷10,7)⋅10-2 [м/м],G yx = (L p.h. - L k.x. ) / H cp = (7.4 ÷ 10.7) ⋅10 -2 [m / m],
где Lп.x - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки 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 spiral twist of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; N cf - the average height of the feather blades.
Хвостовик лопатки может быть снабжен канавкой для фиксации лопатки в диске от смещения хвостовика вдоль оси паза разрезным контровочным кольцом.The blade shank can be provided with a groove for fixing the blade in the disk from the shift of the shank along the groove axis with a split lock ring.
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 расположены под углом (26÷32)° к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера лопатки, и наклонены в сторону корыта профиля пера.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 located at an angle of (26 ÷ 32) ° to the axis of the rotor in the projection onto the conditional axial plane of the rotor, the scapula normal to the axis of the pen, and inclined toward the trough of the profile of the pen.
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 blade feather can be made with a trough facing concavity in the direction of rotation of the rotor counterclockwise (view in np - direction of flight), and with the back of the feather convex towards anti-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 (view in n.p.), and with the back of the pen convex in side against rotation of the rotor and against the direction of rotation of the clockwise direction (view in n.p. .).
Периферийный торец пера лопатки может быть выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне второй 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 second 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 второй ступени ротора КНД ГТД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,2% 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 second stage of the rotor KND GTE, is to increase efficiency and expand the range of regimes of gas-dynamic stability of the compressor by 2.2% while increasing the resource of the impeller by 2 times.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображено рабочее колесо второй ступени вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 1 shows the impeller of the second stage of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;
на фиг. 2 - фрагмент диска рабочего колеса второй ступени вала ротора КНД, фронтальная проекция;in FIG. 2 - fragment of the disk of the impeller of the second stage of the shaft of the rotor KND, frontal projection;
на фиг. 3 - фрагмент обода диска рабочего колеса второй ступени, фронтальная проекция;in FIG. 3 - a fragment of the rim of the disk of the impeller of the second stage, frontal projection;
на фиг. 4 - перо лопатки рабочего колеса второй ступени, поперечный разрез;in FIG. 4 - feather blades of the impeller of the second stage, a cross section;
на фиг. 5 - лопатка рабочего колеса второй ступени, вид сверху;in FIG. 5 - the blade of the impeller of the second stage, top view;
на фиг. 6 - паз обода диска второй ступени вала ротора КНД, продольный разрез.in FIG. 6 - groove of the rim of the disk of the second stage of the shaft of the rotor KND, longitudinal section.
Рабочее колесо ротора, включающего вал барабанно-дисковой конструкции компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, имеющего корпус с сужающейся от входа проточной частью, выполнено в качестве рабочего колеса второй ступени вала ротора.The impeller of the rotor, including the shaft of the drum-disk design of the low-pressure compressor of a gas turbine engine having a housing with a flowing part tapering from the entrance, is made as the impeller of the second stage of the rotor shaft.
Рабочее колесо второй ступени содержит диск 1 в виде моноэлемента, включающего ступицу 2 с центральным отверстием 3, полотно 4 и обод 5, а также лопатки 6. Каждая лопатка 6 включает хвостовик 7 и перо 8 с профилем, образованным вогнутым корытом 9 и выпуклой спинкой 10, сопряженными входной и выходной кромками 11 и 12.The impeller of the second stage contains a
Обод 5 диска соединен с полотном 4 с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок - фронтальной полки 13 и тыльной полки 14. Обод 5 диска 1 выполнен выходящим в проточную часть с образованием внутреннего контура последней на осевой длине второй ступени вала ротора. Обод 5 выполнен с возможностью силового объединения с полкой обода диска предшествующей ступени и через проставку с полотном диска последующей ступени для передачи крутящего момента от ТНД и радиально-осевых усилий от совокупности объединенных в барабанно-дисковую конструкцию ступеней вала ротора.The
Внешняя поверхность 15 обода 5 выполнена с углом наклона образующей относительно оси 16 вала ротора, совпадающим с углом наклона образующей внутреннего контура проточной части, радиус которого монотонно изменяется в сторону потока рабочего тела с градиентом радиального расширения Gоб, определенным в диапазонеThe
Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, Воб - осевая ширина обода.R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk, In about - the axial width of the rim.
Обод 5 диска со стороны, обращенной к проточной части, на участке осевой ширины, соизмеримой с проекцией ширины пера 8 на условную осевую плоскость, проходящую через ось 16 вала ротора и совмещенную с продольной осью пера 8 лопатки 6, снабжен системой пазов 17 для хвостовиков 7 лопаток. Продольная ось подошвы 18 каждого из пазов 17 образует с осью 16 вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к продольной оси пера 8 лопатки, угол α установки хвостовика 7 лопатки, определенный в диапазоне значений α=(19÷27)°. Пазы 17 равномерно разнесены по периметру диска 1 с угловой частотойThe
Yп=N/2π=(6,0÷8,2) [ед./рад],Y p = N / 2π = (6.0 ÷ 8.2) [units / rad],
где N - число пазов в ободе диска.where N is the number of grooves in the rim of the disk.
Пазы 17 выполнены с взаимно наклонными боковыми гранями 19, имеющими в поперечном сечении конфигурацию элемента замкового соединения с хвостовиком 7 лопатки по типу «ласточкин хвост». Базовые поверхности боковых граней 19 паза 17 встречно наклонены одна к другой с образованием углов γ между боковой гранью 19 и подошвой 18 паза γ=(56÷80)°. Переход от боковой грани 19 к подошве 18 выполнен плавным с постоянным или переменным радиусом в поперечном сечении.The
Перо 8 лопатки выполнено со спиральной закруткой относительно оси пера, создающей переменный по высоте пера угол γуст установки профиля пера 8, определенный как угол между общей касательной, соединяющей входную и выходную кромки 11 и 12, образуя хорду 20 профиля, и фронтальной линией 21 решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γуст.к.=(65,2÷73,2)°, а в периферийном сечении значение γуст.п=(35,8÷3,8)°. В качестве оси пера 8 лопатки 6 принята продольная ось профиля пера, совпадающая с осью закрутки профиля.
Угол γуст установки профиля пера 8 выполнен убывающим по высоте лопатки с градиентом Gy.п изменения угла γуст., имеющим значения в диапазонеThe angle γ mouth setting
Gy.п.=(γусх.к.-γуст.п)/Нср=(196,3÷282,2) [град/м],G y.p. = (γ arr. to -γ set. ) / N cf = (196.3 ÷ 282.2) [deg / m],
где γуст.к - угол установки профиля в корневом сечении пера лопатки; γуст.п - то же в периферийном сечении пера лопатки; Нср - средняя высота пера лопатки.where γ ust.k - the installation angle of the profile in the root section of the pen blade; γ ust.p - the same in the peripheral section of the pen blade; N cf - the average height of the feather blades.
Перо 8 лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 10 и корыта 9 относительно хорды 20, соединяющей входную и выходную кромки 11 и 12 пера 8 лопатки. Максимальная толщина профиля пера 8 лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера 8 к периферийному торцу 22 с градиентом Gy.т., равным
Gy.т.=(Ск-Сп)/Нср=(1,14÷1,63)⋅10-2 [м/м],G y.t. = (C to -C p ) / N cf = (1.14 ÷ 1.63) ⋅10 -2 [m / m],
где Ск - максимальная толщина корневого сечения профиля пера лопатки; Сп - то же, периферийного; Нср - средняя высота пера лопатки.where C to - the maximum thickness of the root section of the profile of the pen blade; With p - the same peripheral; N cf - the average height of the feather blades.
Кроме того, входная и выходная кромки 11 и 12 пера 8 лопатки выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу 22 лопатки с градиентом Gy.x. увеличения соединяющей их хорды 20, равнымIn addition, the input and
Gy.x.=(Lп.x.-Lк.x.)/Hcp=(7,4÷10,7)⋅10-2 [м/м],G yx = (L p.x. -L c.x. ) / H cp = (7.4 ÷ 10.7) ⋅10 -2 [m / m],
где Lп.x - длина периферийной хорды, соединяющей входную и выходную кромки пера лопатки в условной плоскости, перпендикулярной к оси спиральной закрутки 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 spiral twist of the feather blade; L c.h. - the same, the length of the root chord; N cf - the average height of the feather blades.
Тыльная по ходу потока рабочего тела полка 14 обода 5 диска 1 снабжена в осевой плоскости каждого паза 17 сквозным отверстием (на чертежах не показано) для установки фиксатора хвостовика 7 лопатки.The rear along the flow of the working
Хвостовик 7 каждой лопатки 6 снабжен канавкой 23 для фиксации лопатки в диске 1 от смещения хвостовика 7 вдоль оси паза 17 разрезным контровочным кольцом.The
Каждая лопатка 6 снабжена с двух сторон пера 8 антивибрационной полкой 24 с контактными торцами 25. Антивибрационная полка 24 расположена в зоне одной трети высоты пера 8 от периферийного торца 22 пера 8 лопатки. Торцы 25 выполнены под углом (26÷32)° к оси 16 вала ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к оси пера 8 лопатки, и наклонены в сторону корыта 9 профиля пера 8.Each
Перо 8 лопатки выполнено с корытом 9, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора против часовой стрелки (вид по н.п. - направлению полета), и со спинкой 10 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и в направлении вращения часовой стрелки.The
Вариантно перо 8 лопатки выполнено с корытом 9, обращенным вогнутостью в сторону вращения ротора по часовой стрелке (вид по н.п.), и со спинкой 10 пера, обращенной выпуклостью в сторону против вращения ротора и против направления вращения часовой стрелки (вид по н.п.).
Периферийный торец 22 пера 8 лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне второй ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с высотой, достаточной для беспрепятственного вращения лопатки 6 рабочего колеса в составе ротора КНД двигателя.The peripheral end face 22 of the
Пример реализации изобретения.An example implementation of the invention.
Рабочее колесо второй ступени КНД ГТД состоит из диска 1 и установленных на нем рабочих лопаток 6. Диск второй ступени изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные заодно целое массивную ступицу 2, полотно 4 и обод 5. Профили полотна 4 и ступицы 2 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой.The impeller of the second stage of the low pressure valve of the gas turbine engine consists of a
Изготовленный диск имеет следующие геометрические параметры: габаритная ширина ступицы - 34 мм; диаметр центрального отверстия ступицы - 155 мм; средняя толщина полотна - 6 мм; ширина обода - 50 мм; минимальный и максимальный диаметры внешней поверхности обода диска - 463 мм и 490 мм соответственно; угол φ наклона внешней поверхности 9 обода 4 диска - 15°.The manufactured disk has the following geometric parameters: overall width of the hub - 34 mm; diameter of the central hole of the hub - 155 mm; average web thickness - 6 mm; rim width - 50 mm; minimum and maximum diameters of the outer surface of the rim of the disk - 463 mm and 490 mm, respectively; the angle φ of the inclination of the
Лопатку рабочего колеса второй ступени ротора КНД ГТД 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 7 и антивибрационной полки 24. 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 10 пера 8 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 9 пера 8 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 7.The blade of the impeller of the second stage of the rotor KND GTD is stage-by-stage made from the bar of an aircraft alloy. At the first stage, a fragment of the rod of the required length is cut off, from which the blade blank with local thickenings is performed by electric upsetting with local thickenings at the locations of the
Доводку обтекаемых поверхностей профилей пера 8 и антивибрационной полки 24 производят фрезерованием с последующей полировкой. Контактные торцы 25 антивибрационной полки 24 упрочняют, нанося на них высокопрочный слой.The refinement of the streamlined surfaces of the profiles of the
Изготовленная таким образом лопатка 6 состоит из объединенных в одно целое пера 8 с хвостовиком 7 и антивибрационной полкой 24, выполненной как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса второй ступени ротора КНД ГТД.The
Профиль пера 8 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 - 50 мм; угол γуст.к установки профиля пера между соединяющей входную и выходную кромки 11 и 12 профиля хордой 20 и фронтальной линией 21 решетки лопаточного венца составляет 69,2°;- in the root section, the profile of the feather blade is made with a maximum thickness of the profile With max = 4.2 mm; feather chord length - 50 mm; angle γ set to install the profile of the pen between connecting the input and
- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Сmax=2,6 мм; длина хорды пера принята 61 мм; угол γуст.п установки профиля пера составляет 39,8°;- in the peripheral section, the profile of the blade feather is made with a maximum profile thickness of C max = 2.6 mm; feather chord length adopted 61 mm; Factory setting angle γ profile pen is 39,8 °;
- средняя высота Нср профиля пера составляет 120 мм.- the average height H cf pen profile is 120 mm.
Антивибрационная полка 24 лопатки выполнена с толщиной стенки 4,5 мм и размещена на среднем радиусе от оси ротора 339 мм с контактными торцами 25, выполненными под углом 29° к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки.The anti-vibration shelf 24 of the blade is made with a wall thickness of 4.5 mm and is placed at an average radius from the axis of the rotor of 339 mm with contact ends 25 made at an angle of 29 ° to the axis of rotation of the rotor in the projection onto the axial plane of the latter, normal to the axis of the blade blade.
На внешней стороне обода 5 выполняют протягиванием замковые пазы 17 для крепления лопаток в количестве 45 штук. Пазы 17 выполнены со следующими геометрическими параметрами: угол наклона к донной плоскости контактных с хвостовиком лопатки боковых граней 19 паза составляет 70°; ширина подошвы паза - 18 мм; угол α оси паза 17 относительно оси 16 вала ротора в проекции на условную плоскость, проведенную через указанную ось вала ротора нормально к радиусу, проходящему через среднюю точку оси паза, составляет 24°.On the outer side of the
Лопатки 6 удерживают от перемещения в радиальном направлении от действия центробежных сил при помощи контактных выступов замка типа «ласточкин хвост». Каждую лопатку 6 удерживают в диске 1 от перемещения в направлении протяжки паза 17 с помощью разрезного кольца. Лопатки 6 сопрягают по ответным торцам смежных антивибрационных полок.The
Таким образом, рабочее колесо второй ступени имеет следующие геометрические параметры: минимальный и максимальный диаметры внутренней поверхности рабочего колеса - 463 мм и 491 мм; аналогично периферийной поверхности рабочего колеса - 719 мм и 715,5 мм; максимальная ширина второй ступени ротора - 50 мм.Thus, the impeller of the second stage has the following geometric parameters: the minimum and maximum diameters of the inner surface of the impeller - 463 mm and 491 mm; similar to the peripheral surface of the impeller - 719 mm and 715.5 mm; the maximum width of the second stage of the rotor is 50 mm.
В процессе работы ГТД диск 1 рабочего колеса второй 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 6 рабочего колеса. В результате чего происходит нагнетание воздушного потока в КНД. На вогнутой поверхности в виде корыта 9 пера 8 каждой лопатки 6 создается зона повышенного давления, а на выпуклой поверхности, образующей спинку 10 пера 8, создается при этом зона пониженного давления, усиливающая образование направленного воздушного потока. Вращающиеся лопатки 6 рабочего колеса ротора передают энергию воздушному потоку, направляя сжимаемый поток на лопатки статора второй ступени, и после выравнивания в последнем поток поступает в последующие ступени КНД. Одновременно диск 1 воспринимает центробежные нагрузки.During the operation of the gas turbine engine, the second
Технический результат настоящего изобретения достигают совокупностью разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных элементов диска рабочего колеса второй ступени ротора КНД, а именно радиальных параметров диска, геометрической конфигурации обода 5 с разноплечими кольцевыми полками 13 и 14, принятого сочетания тонкого полотна 4 и осевой ширины ступицы 2, компенсирующей ослабление полотна 4 диска центральным отверстием 3, что приводит к снижению материалоемкости и повышению максимальных допустимых усилий в элементах диска. Диаметр отверстия 3 в ступице 2 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 the geometric parameters of the main elements of the drive wheel of the second stage of the KND rotor, namely the radial parameters of the disk, the geometric configuration of the
Функциональное назначение диска второй ступени обеспечивать передачу механической энергии на лопатки рабочего колеса достигают при соблюдении условия заявленной геометрической конфигурацией диска в пределах указанного диапазона отношений разности выходного и входного радиусов к ширине обода 5 диска. Выход градиента Gоб за пределы заявленного диапазона Gоб=(0,22÷0,32) приведет к недопустимому рассогласованию радиальных параметров входного и выходного проходных сечений проточной части второй ступени и последовательно примыкающей к ней ступеней КНД, не обеспечит необходимых перепадов давлений рабочего тела в указанных ступенях КНД, что, как следствие, приведет к снижению КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса диска, а также к дополнительному эксплуатационному расходу топлива и повышенному износу двигателя. Кроме того, при таком асимметричном решении ширины разноплечих кольцевых конических наклонных полок 13 и 14 обода 5 остаются равноплечими относительно условной средней плоскости полотна 4 диска фронтальная полка 13 и кольцевой участок тыльной полки 14 обода 5 диска, выходящие в проточную часть. Дополнительное уширение фронтальной полки 13 обода 4 диска относительно ширины тыльной полки 14 необходимо и достаточно для обеспечения подвижного сопряжения силовой оболочки барабанно-дисковой конструкции вала ротора с лопаточным венцом статора второй ступени КНД и работает на технический результат изобретения, повышая КПД, запас ГДУ ступени компрессора и ресурс диска.The functional purpose of the second-stage disk to ensure the transfer of mechanical energy to the impeller blades is achieved subject to the conditions stated by the geometric configuration of the disk within the specified range of the ratio of the difference between the output and input radii to the width of the
На внешней стороне обода 5 диска выполняют протягиванием систему пазов 17 для закрепления лопаток 6. Пазы 17 расположены под углом α к оси вала ротора. Технический результат изобретения достигают при выполнении пазов, расположенных под углом α, принятым из заявленного диапазона (19÷27)°, так как при этом обеспечивается возможность установки хвостовика 7 и пера 8 лопатки 1 под углом, создающим наибольший перепад давлений на входе и выходе потока рабочего тела из рабочего колеса второй ступени ротора КНД, и создаются наиболее благоприятные условия работы, повышающие запас ГДУ, КПД и ресурс при минимальной материалоемкости диска. 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 17 диске лопаток 6 рабочего колеса второй ступени ротора компрессора с результирующей потерей ГДУ. При увеличении угла α>27° отклонения оси паза 17 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. Кроме того, пазы 17 равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(6,0÷8,2) [ед./рад] и выполнены в поперечном сечении с гранями 19, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат изобретения обеспечивают при насыщении лопаточного венца количеством лопаток 6 и соответственно пазов 17 на диске 1 для закрепления хвостовиков лопаток, располагаемых с угловой частотой, принимаемой из диапазона, найденного в изобретении. При уменьшении числа лопаток и соответственно пазов 17 на ободе 5 диска ниже нижнего предела указанного диапазона Yп<6,0 [ед./рад] нарастает отставание потока от вращения лопаточного венца и возрастает риск потери ГДУ в указанной ступени компрессора. Превышение верхней границы указанного диапазона Yп>8,2 [ед./рад] и соответствующем увеличении числа лопаток 6 в лопаточном венце, образуемом на диске 1, приводит к неоправданному ухудшению КПД и риску преждевременного запирания потока рабочего тела лопаточным венцом.On the outside of 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, составляющего в корневом сечении γуст.к=(65,2÷73,2)° и в периферийном сечении значение γуст.п=(35,8÷43,8)°, а также найденных в изобретении границ диапазонов градиента Gy.п=(196,3÷282,2) [град/м] по высоте Нср пера 8 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера 8 лопатки со значениями градиента Gy.п<196,3 [град/м] существенно ограничивается диапазон ГДУ работы КНД, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 10 пера лопатки с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды 20 пера 8 по высоте лопатки до значений градиента Gyп, превышающих верхний предел Gy.п.>196,3 [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 второй ступени ротора с предыдущей и последующими ступенями КНД.Similar processes take place with obtaining a positive result when observing and negative when going beyond the boundaries of the range of gradients of the angle γ found between the connecting input and
Градиент Gу.x. увеличения хорды 20 пера 8 лопатки 6 по средней высоте Нср пера 8 лопатки характеризует парусность пера, образованную в результате углового расхождения входной и выходной боковых кромок 11 и 12 пера 8 от втулки до периферийного торца 22. Парусность пера 8 по высоте лопатки спрофилирована по упомянутому градиенту Gx углового расширения хорды 20 пера с заявленным диапазоном Gу.x.=(7,4÷10,7)⋅10-2 [м/м], при котором обеспечивается получение технического результата изобретения. Уменьшение отношения разности длин периферийной и корневой хорд пера 8 к средней высоте Нср пера (Gу.x.<7,4⋅10-2) приводит к образованию недостаточной густоты заполнения периферийного кольцевого участка площади поперечного сечения проточной части лопаточного венца периферийными участками пера лопаток в проекции на условную плоскость, нормальную к оси ротора. Как следствие, возникает недопустимое снижение запаса ГДУ, сужение диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора и существенное снижение КПД за счет возможного срыва воздушного потока со спинки 10 пера лопатки. Увеличение (Gу.x.>10,7⋅10-2) приводит к неоправданному увеличению потерь от трения потока о профиль пера лопатки и к снижению КПД компрессора.Gradient G у.x. the increase in the
Технический результат повышения ресурса рабочего колеса в два раза достигается при соблюдении условия соотношения разности толщин к средней высоте пера 8 лопатки, принимаемого в пределах найденного в изобретении указанного диапазона значений градиента Gу.т.=(1,14÷1,63)⋅10-2 [м/м] за счет обеспечения требуемой статической и динамической жесткости при оптимальной материалоемкости профиля пера 8 лопатки. При значениях градиента Gу.x.<1,14⋅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.>1,63⋅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 8 при недопустимом уменьшении максимальной толщины профиля в наиболее нагруженной периферийной части длины пера лопатки.The technical result increasing the impeller resource twice achieved under condition the thickness difference ratio to the average height of the
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров рабочего колеса второй ступени достигают повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя без увеличения материалоемкости лопатки.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the impeller of the second 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 of the blade.
Claims (31)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015150510A RU2611497C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015150510A RU2611497C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2611497C1 true RU2611497C1 (en) | 2017-02-27 |
Family
ID=58459012
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015150510A RU2611497C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2611497C1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2269678C1 (en) * | 2004-06-30 | 2006-02-10 | Акционерное общество открытого типа Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Axial-flow compressor for gas-turbine engine |
| 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 |
| RU2476729C1 (en) * | 2011-07-29 | 2013-02-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine axial compressor wheel |
| RU144432U1 (en) * | 2014-04-22 | 2014-08-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR |
-
2015
- 2015-11-25 RU RU2015150510A patent/RU2611497C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2269678C1 (en) * | 2004-06-30 | 2006-02-10 | Акционерное общество открытого типа Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Axial-flow compressor for gas-turbine engine |
| RU2476729C1 (en) * | 2011-07-29 | 2013-02-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine axial compressor wheel |
| 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 |
| RU144432U1 (en) * | 2014-04-22 | 2014-08-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR |
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 | |
| RU2565110C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor last stage disc | |
| 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) | |
| RU2565108C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2603380C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2603379C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2603383C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor second stage rotor impeller (versions) | |
| RU2611497C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) | |
| RU2612282C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller | |
| 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 | |
| RU2603377C1 (en) | Gas turbine engine low pressure compressor rotor impeller (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 | |
| RU2596915C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine (versions) | |
| RU2603219C1 (en) | Third stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2565139C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor second stage disc | |
| 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 | |
| RU2603384C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor third stage rotor impeller (versions) | |
| RU2581990C1 (en) | Impeller blade of rotor of compressor of low-pressure gas turbine engine | |
| RU2565136C1 (en) | Turbojet low-pressure compressor first stage disc | |
| 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 | |
| RU2603217C1 (en) | First stage disc of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU155495U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE LOW PRESSURE ROTOR WHEEL BLADE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |