RU2614709C1 - Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type - Google Patents
Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type Download PDFInfo
- Publication number
- RU2614709C1 RU2614709C1 RU2016119339A RU2016119339A RU2614709C1 RU 2614709 C1 RU2614709 C1 RU 2614709C1 RU 2016119339 A RU2016119339 A RU 2016119339A RU 2016119339 A RU2016119339 A RU 2016119339A RU 2614709 C1 RU2614709 C1 RU 2614709C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- rotor
- stage
- disk
- shaft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретения относятся к области производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), в частности к конструкциям и элементам компрессора низкого давления (КНД).The invention relates to the field of production and operation of aircraft gas turbine engines (GTE), in particular to the structures and components of a low pressure compressor (LPC).
Известен компрессор ГТД, включающий упруго-демпферную опору ротора с упругим элементом опоры типа «беличье колесо» (С.А. Вьюнов, Ю.И. Гусев, А.В. Карпов и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Москва. Машиностроение 1989, стр. 373-377).A GTE compressor is known, including an elastic-damper rotor bearing with an elastic element of a squirrel-wheel bearing (S. A. Vyunov, Yu.I. Gusev, A. V. Karpov and others. Design and engineering of aircraft gas-turbine engines. Moscow. Engineering. 1989, pp. 373-377).
Известен компрессор ГТД, включающий опору ротора, выполненную корпусом опоры с упругим демпфером типа «беличье колесо» (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. 734-736, рис. 15.4, стр. 767).A gas turbine engine compressor is known, including a rotor support made by a support body with an elastic squirrel-type damper (NN Sirotin, AS Novikov, AG Paykin, AN Sirotin. Fundamentals of designing the production and operation of aviation gas turbine engines and power plants in the CALS technology system.
К недостаткам указанных известных решений относится невысокая проработанность адаптации компрессора низкого давления к работе в стационарных наземных условиях.The disadvantages of these known solutions include the low level of sophistication of the adaptation of a low-pressure compressor to work in stationary ground conditions.
Известен вал ротора барабанно-дискового типа осевого компрессора двигателя с дисками, попарно объединенными в ступени и расположенными последовательно по потоку в продольной плоскости сечения барабана. Оба диска каждой ступени соединены между собой с помощью кольцевого бурта первого диска и посадочного пояска в полотне второго диска. Кольцевой бурт второго диска образует трактовую барабанную оболочку, выполняя роль проставки между вторым и первым дисками каждой последующей рабочей ступени. На ободах дисков выполнены клиновидные кольцевые углубления, которые образуют кольцевой паз типа "ласточкин хвост" для контакта с клиновидными кольцевыми выступами на торцах полок рабочих лопаток ротора (RU 2269678 С1, опубл. 10.02.2006).Known rotor shaft of a drum-disk type axial compressor of the engine with disks pairwise combined in stages and arranged sequentially downstream in the longitudinal plane of the drum cross-section. Both disks of each stage are interconnected by means of an annular collar of the first disk and a landing belt in the canvas of the second disk. The annular collar of the second disk forms a tract drum shell, acting as a spacer between the second and first disks of each subsequent working stage. On the rims of the disks, wedge-shaped annular recesses are made, which form an annular dovetail groove for contact with the wedge-shaped annular protrusions at the ends of the shelves of the rotor blades (RU 2269678 C1, publ. 02.10.2006).
Известен компрессор низкого давления ГТД с валом ротора, включающим систему из четырех дисков, каждый из которых содержит обод для установки и приведения во вращение рабочих лопаток, сообщенный с валом турбины низкого давления (ТНД) (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. 249-259)A gas turbine engine low-pressure compressor with a rotor shaft comprising a system of four disks, each of which contains a rim for installing and driving rotor blades, is in communication with the low-pressure turbine shaft (LP) (NN Sirotin, A.S. Novikov , AG Paykin, AN Sirotin. Fundamentals of designing the production and operation of aircraft gas turbine engines and power plants in the CALS technology system.
К недостаткам известных решений относятся отсутствие системы выбора совокупности необходимых параметров дисков, образующих конфигурацию вала ротора и влияющих на площадь проходного сечения проточной части и размещение на ободе диска лопаток, формирующих аэродинамические процессы взаимодействия вала ротора барабанно-дисковой конструкции с потоком рабочего тела, вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации дисков, а также сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД, запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и как следствие сложность обеспечения оптимальной динамической прочности и повышенного ресурса вала ротора при минимуме материалоемкости дисков и их соединений в конструкции вала.The disadvantages of the known solutions include the lack of a system for selecting the set of necessary disk parameters that form the configuration of the rotor shaft and affecting the area of the flow section of the flow passage and the placement of blades on the disk rim that form the aerodynamic processes of the interaction of the rotor shaft of the drum-disk structure with the flow of the working fluid, due to the lack of specification ranges of geometric and aerodynamic parameters of the spatial configuration of the disks, as well as the difficulty of obtaining a compromise a combination of increased values of efficiency, reserves of gas-dynamic stability (GDU) of the compressor and, as a result, the difficulty of ensuring optimal dynamic strength and increased resource of the rotor shaft with a minimum material consumption of the disks and their connections in the shaft structure.
Известен компрессор низкого давления ГТД, выполненный с опорой вала ротора компрессора, включающей размещенные на валу подшипник, соединенный с корпусом опоры, систему смазки и охлаждения подшипника и уплотнительные элементы (А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий «Газотурбинные двигатели». ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь 2007 г. Стр. 196-199,рис.4.4.7.1_2).Known low-pressure compressor GTE, made with the support of the rotor shaft of the compressor, including placed on the shaft of the bearing connected to the bearing housing, the lubrication and cooling system of the bearing and sealing elements (A.A. Inozemtsev, M.A. Nikhamkin, V.L. Sandratsky “Gas turbine engines.” Aviadvigatel OJSC Perm 2007, pp. 196-199, Fig. 4.4.7.1_2).
Известен компрессор низкого давления ГТД, выполненный с опорой вала ротора компрессора, включающей подшипник с корпусом, соединительные элементы, уплотнения и систему смазки и охлаждения подшипника (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. 762-763, рис. 1-5.18, стр. 763).Known low-pressure compressor GTE, made with the support of the compressor rotor shaft, including a bearing with a housing, connecting elements, seals and a bearing lubrication and cooling system (NN Sirotin, A.S. Novikov, A.G. Paykin, A.N. Sirotin, Fundamentals of Designing the Production and Operation of Aircraft Gas Turbine Engines and Power Plants in the System of CALS Technologies,
Недостатками известных решений являются невысокая адаптация компрессора низкого давления к долговременной непрерывной работе в условиях неподвижной внешней воздушной среды и низкая ремонтопригодность опоры вала ротора КНД из-за неоптимального расположения соединений.The disadvantages of the known solutions are the low adaptation of the low pressure compressor to long-term continuous operation in a stationary external environment and the low maintainability of the support of the rotor shaft of the low pressure rotor due to the non-optimal arrangement of the connections.
Задача, решаемая группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, состоит в конструктивной проработке компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (ГТД) стационарного типа с улучшенными системой упруго-гидравлического демпфирования колебаний вала ротора, системой подачи циркуляции смазочно-охлаждающей жидкости к элементам задней опоры ротора, а также в проработке вала ротора барабанно-дисковой конструкции КНД с дисками рабочих колес улучшенной аэродинамической конфигурации, пространственной жесткости узлов и элементов соединения дисков вала ротора, необходимыми для повышения КПД, газодинамической устойчивости и ресурса двигателя без увеличения материалоемкости.The problem solved by a group of inventions, united by a single creative concept, is to constructively develop a stationary-type low-pressure compressor of a gas turbine engine (GTE) with an improved system of elastic-hydraulic damping of rotor shaft vibrations, a system for supplying a lubricant-cooling fluid to the elements of the rear rotor support, and also in the study of the rotor shaft of the drum and disk construction of the low pressure rotor with impeller disks of improved aerodynamic configuration, spatial stiffness of nodes and the elements of the connection of the rotor shaft disks, necessary to increase the efficiency, gas-dynamic stability and engine life without increasing the material consumption.
Поставленная задача решается тем, что компрессор низкого давления двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя авиационного типа, согласно изобретению, выполнен осевым, не более чем четырехступенчатым, наделен входным направляющим аппаратом (ВНА), имеющим корпус и снабженные регулируемо поворотными закрылками силовые профилированные стойки, а также наделен соединенным с ВНА корпусом статора КНД, в котором установлены образующие лопаточные венцы направляющих аппаратов (НА) лопатки соответственно первой, второй и третьей ступеней статора и образующие лопаточный венец сдвоенного спрямляющего аппарата лопатки четвертой ступени статора, причем КНД имеет переднюю и заднюю опоры вала ротора, первая из которых закреплена в корпусе ВНА КНД, а вторая в промежуточном корпусе (ПК) двигателя, а в указанных опорах установлен ротор КНД с валом, включающим барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие, первая из которых наделена рабочими колесами по числу ступеней ротора, состоящими каждое из диска и лопаток, образующих лопаточный венец соответствующей ступени; передняя опора вала ротора КНД выполнена содержащей роликоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части и снабжена системой упруго-гидравлического демпфирования колебаний вала ротора, при этом статорная часть включает корпус опоры, который соединен с корпусом роликоподшипника и охвачен кольцевым элементом ступицы внутреннего корпуса ВНА КНД с образованием двух компактных кольцевых полостей, одна из которых заполнена жидкостью и снабжена упругим кольцом с обеспечением демпфирования колебаний вала упругим кольцом и замедлением перетоков жидкости через стенку ленты кольца, для чего упругое кольцо снабжено с двух сторон выступами, взаимно смещенными по окружности через один с угловой частотой γв.у.к в диапазоне, составляющем γв.у.к=(2,55÷3,82) [ед/рад], а лента кольца снабжена перфорацией в виде рассредоточенных отверстий, кроме того статорная часть опоры включает формообразующие кольцевые элементы полостей наддува воздуха, суфлирования и масляной с закрепленными на них кольцевыми крышками лабиринтов и закрепленное в корпусе роликоподшипника наружное кольцо последнего; вторая из указанных кольцевая полость статорной части опоры содержит элемент упругого демпфирования колебаний вала ротора, выполненный в корпусе опоры в виде кольцевой конструкции типа «беличье колесо», включающей систему продольно ориентированных упругих балочек, разделенных параллельными прорезями, причем упругие балочки расположены по периметру корпуса опоры с угловой частотой γп.б.к., определенной в диапазоне γп.б.к.=(7,2÷14,4) [ед/рад], а прорези между ними выполнены шириной, превышающей ширину балочек в (1,1÷2,4) раза; а роторная часть опоры включает цапфу передней опоры вала ротора, состоящую из снабженного не менее чем одним уступом полого цилиндрического участка, на котором установлены внутреннее кольцо роликоподшипника и два многогребешковых кольца лабиринтов, которые совместно с ответными крышками лабиринтов разделяют масляную и суфлирующую полости, а также суфлирующую полость и полость наддува воздуха, объем которой ограничен третьим многогребешковым кольцом лабиринта, установленным на конической диафрагме передней цапфы, образующей с цилиндрическим участком одно целое и неразъемно соединенной с диском первой ступени вала ротора.The problem is solved in that the low-pressure compressor of a double-circuit twin-shaft gas turbine engine of an aviation type, according to the invention, is made of an axial, no more than four-stage, endowed with an input guide apparatus (VNA) having a body and power profiled racks equipped with adjustable rotary flaps, and also endowed with a connected with VNA the stator of the low pressure switch, in which the blades forming the blade crowns of the guide vanes (HA) of the first, second and third stupas are installed of the stator and the blades of the fourth stage of the stator forming the blade crown of the double straightening device, the LPC has front and rear bearings of the rotor shaft, the first of which is fixed in the VNA KND housing, and the second in the intermediate housing (PC) of the engine, and the KND rotor is installed in these supports with a shaft including drum-disk and cylindrical components, the first of which is equipped with impellers according to the number of rotor steps, each consisting of a disk and blades forming a blade ring of the corresponding stage; the front support of the KND rotor shaft is made containing a roller bearing separating the support into the stator and rotor parts and is equipped with a system of elastic-hydraulic damping of vibrations of the rotor shaft, while the stator part includes a support housing, which is connected to the roller bearing housing and is enclosed by an annular element of the hub of the internal housing of the KND KND with the formation of two compact annular cavities, one of which is filled with liquid and provided with an elastic ring with damping of the oscillations of the shaft by the elastic ring and replace by extending the fluid flows through the wall of the ring ribbon, for which the elastic ring is provided on both sides with protrusions mutually displaced around the circumference through one with an angular frequency of γ cc in the range of γ cc = (2.55 ÷ 3 82) [units / rad], and the ring tape is provided with perforations in the form of dispersed holes, in addition, the stator part of the support includes the forming ring elements of the cavities of pressurization, venting and oil with annular labyrinth caps fixed to them and an outer ring fixed in the roller bearing housing of the latter; the second of the annular cavity of the stator part of the support contains an element of elastic damping of the vibrations of the rotor shaft, made in the body of the support in the form of a ring structure of the “squirrel wheel” type, including a system of longitudinally oriented elastic beams separated by parallel slots, with elastic beams located around the perimeter of the support body with angular frequency γ p.b.k. defined in the range of γ bp = (7.2 ÷ 14.4) [units / rad], and the slots between them are made wider than the width of the beads by (1.1 ÷ 2.4) times; and the rotor part of the support includes a trunnion of the front support of the rotor shaft, consisting of a hollow cylindrical section equipped with at least one ledge, on which an inner ring of the roller bearing and two multi-row labyrinth rings are installed, which together with the maze response covers separate the oil and soufflé cavities, as well as the venting cavity and cavity of pressurization of air, the volume of which is limited by the third multi-crest ring of the labyrinth mounted on the conical diaphragm of the front axle forming with -cylindrical portion integrally and permanently connected to the drive shaft of the first stage rotor.
При этом количество лопаток в лопаточных венцах рабочих колес может быть выполнено нарастающим от первой к третьей ступени ротора по ходу потока рабочего тела и в лопаточном венце РК второй ступени выполнено превышающем количество лопаток в лопаточном венце рабочего колеса первой ступени не менее, чем на 20%, в третьей не менее, чем на 50%.Moreover, the number of blades in the blade crowns of the impellers can be made increasing from the first to the third stage of the rotor along the flow of the working fluid and in the blade crown of the Republic of Kazakhstan of the second stage, the number of blades in the blade rim of the impeller of the first stage is not less than 20%, in the third, no less than 50%.
Барабанно-дисковая составляющая вала ротора КНД может быть выполнена с радиальной и угловой конфигурацией внешней поверхности ободов дисков рабочих колес всех ступеней, совмещенной с внутренней поверхностью проточной части двигателя на осевом участке обтекания совокупности ободов дисков вала ротора потоком рабочего тела, для чего диски выполнены со ступенчато нарастающим по ходу рабочего тела в условной средней плоскости полотна диаметром проточной части, с соотношением величин диаметров (1,0):(1,1÷1,34):(1,18÷1,44):(1,21÷1,48), и с углами наклона ободов, формирующих конфигурацию поверхности проточной части с плавным сопряжением смежных торцов.The drum-disk component of the KND rotor shaft can be made with a radial and angular configuration of the outer surface of the rims of the disks of the impellers of all stages, combined with the inner surface of the engine’s flow part on the axial section of the flow of the body of the rim of the rims of the rotor shaft disks, for which the disks are made in steps increasing along the working fluid in the conditional middle plane of the web with the diameter of the flowing part, with the ratio of the diameters (1.0) :( 1.1 ÷ 1.34) :( 1.18 ÷ 1.44) :( 1.21 ÷ 1 , 48), and with angles of inclination o bauds forming the surface configuration of the flowing part with smooth conjugation of adjacent ends.
Цапфа передней опоры вала ротора КНД может быть снабжена торцевой втулкой с фланцем для поджатия внутреннего кольца роликоподшипника и расположенных за ним гребешковых колец лабиринтов к уступу цилиндрического участка цапфы, причем торцевая втулка цапфы содержит герметичную диафрагму, разделяющую объем втулки на масляную и воздушную полости, а в диафрагме выполнен выступающий в обе стороны от последней стакан, предназначенный для заведения шлицевой втулки, в которую установлен вал привода насоса откачки масла из масляной полости передней опоры.The axle of the front support of the KND rotor shaft can be equipped with an end sleeve with a flange for preloading the inner ring of the roller bearing and the scallop labyrinth rings located behind it to the ledge of the cylindrical portion of the axle, and the end sleeve of the axle contains a sealed diaphragm that separates the volume of the sleeve into the oil and air cavities, and in the diaphragm is made protruding on both sides of the last glass, designed to establish a spline sleeve in which the drive shaft of the pump for pumping oil from the oil cavity per days of support.
Задняя опора вала ротора КНД может быть выполнена опорно-упорной и содержит шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части, при этом статорная часть включает корпус опоры, выполненный заодно с корпусом шарикоподшипника и переходящий у торцов во внутреннее и внешнее силовые кольца разных диаметров для разъемных соединений ответными фланцами наружного кольца шарикоподшипника и промежуточного корпуса двигателя, а роторная часть задней опоры включает выполненные заодно нижнюю часть конической диафрагмы, неразъемно соединенной с диском третьей ступени барабанно-дисковой составляющей вала ротора КНД и заднюю цапфу, разъемно соединенную с цилиндрической составляющей вала, на которой установлен шарикоподшипник, два многогребешковых кольца лабиринтов и полифункциональный внешний стяжной элемент, выполненный с образованием открытого коллектора для сбора и напорной подачи смазочно-охлаждающей жидкости к телам качения шарикоподшипника и кольцу лабиринта с выходом в масляную полость, при этом установленные на цилиндрической составляющей вала многогребешковые кольца в паре с ответными крышками лабиринтных уплотнений образуют подвижные уплотнения полостей наддува, суфлирования и масляной полости задней опоры, а третье многогребешковое кольцо расположено на конической диафрагме задней опоры вала и совместно с крышкой лабиринтного уплотнения подвижно замыкает с фронтальной стороны полость наддува.The back support of the KND rotor shaft can be made thrust and contains a ball bearing separating the support into the stator and rotor parts, while the stator part includes a support housing made integral with the ball bearing housing and passing at the ends into internal and external power rings of different diameters for split connections with mating flanges of the outer ring of the ball bearing and the intermediate housing of the engine, and the rotor part of the rear support includes at the same time the lower part of the conical diaphragm, one-piece the KND rotor shaft component of the KND rotor shaft and the rear axle which is detachably connected to the cylindrical shaft component on which the ball bearing is mounted, two multi-crest labyrinth rings and a multifunctional external clamping element made with the formation of an open manifold for collecting and supplying lubricant coolant to the rolling elements of the ball bearing and the ring of the labyrinth with access to the oil cavity, while on the cylindrical component of the shaft of the multi-row ring rings paired with labyrinth seal mating covers form movable seals of the boost cavities, venting and oil cavity of the rear support, and the third multi-comb ring is located on the conical diaphragm of the rear shaft support and together with the labyrinth seal cover movably closes the boost cavity from the front side.
Количество силовых профилированных стоек, снабженных регулируемо поворотными закрылками может быть принято в ВНА КНД выраженным в виде простого числа не менее 17 и не более 23 (ед).The number of power profiled racks equipped with adjustable rotary flaps can be taken in VNA KND expressed as a prime number of at least 17 and no more than 23 (units).
Поставленная задача по второму варианту решается тем, что компрессор низкого давления двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя авиационного типа, согласно изобретению, выполнен осевым, не более чем четырехступенчатым, наделен входным направляющим аппаратом, имеющим корпус и снабженные регулируемо поворотными закрылками силовые профилированные стойки, а также наделен соединенным с ВНА корпусом статора КНД, в котором установлены образующие лопаточные венцы направляющих аппаратов лопатки соответственно первой, второй и третьей ступеней статора и образующие лопаточный венец сдвоенного спрямляющего аппарата лопатки четвертой ступени статора, при этом КНД имеет переднюю и заднюю опоры, первая из которых закреплена в корпусе ВНА КНД, а вторая в промежуточном корпусе двигателя; в указанных опорах установлен ротор КНД с валом, включающим барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие, первая из которых наделена рабочими колесами по числу ступеней ротора, состоящими каждое из диска и лопаток, образующих лопаточный венец соответствующей ступени, при этом барабанно-дисковая составляющая содержит три секции, две из которых первая и вторая выполнены неразборными, при этом первая от входа в двигатель секция включает последовательно соединенные цапфу передней опоры вала ротора, диски первой и второй ступеней и цилиндрическую проставку, вторая секция включает диск третьей ступени, сообщенный с цапфой задней опоры вала ротора и цилиндрической проставкой, а третья секция состоит из диска четвертой ступени, причем диск рабочего колеса каждой ступени выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в усиленное ступицей полотно с центральным отверстием, при этом обод каждого диска соединен с полотном с образованием кольцевых конических наклонных полок для силового объединения с ободом дисков предшествующих и последующих ступеней и снабжен пазами для рабочих лопаток ротора, которые равномерно распределены по периметру и выполнены наклонными к оси вала, при этом радиус Rд1 диска первой ступени от оси вала ротора до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,42÷0,61) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости, а полотно диска первой ступени с фронтальной стороны диска в зоне, примыкающей к ободу, снабжено расположенным под ним коническим кольцевым элементом для силового соединения с конической диафрагмой цапфы передней опоры, который выполнен с углом β наклона образующей к оси вала ротора, превышающим угол ϕ наклона образующей внешней поверхности обода на величину Δ, равную Δ=(β-ϕ), определенную в диапазоне Δ=(39÷47)°.The task of the second embodiment is solved in that the low-pressure compressor of a double-circuit twin-shaft gas turbine engine of an aviation type, according to the invention, is made of an axial, not more than four-stage, endowed with an input guide apparatus having a housing and power profiled racks equipped with adjustable rotary flaps, and also endowed with a connected with VNA stator housing KND, in which are installed forming the blade crowns of the guide vanes of the blades, respectively, the first, second and t by a lathe of the stator steps and the blades of the fourth stator stage forming the scapular crown of the double straightening apparatus, the KND has front and rear bearings, the first of which is fixed in the VNA KND housing, and the second in the intermediate engine casing; in these bearings a KND rotor is installed with a shaft including a drum-disk and cylindrical components, the first of which is equipped with impellers according to the number of rotor steps, each of which consists of a disk and blades forming a blade ring of the corresponding stage, while the drum-disk component contains three sections , two of which the first and second are made non-separable, while the first section from the engine input includes a pin in series of the front support of the rotor shaft, disks of the first and second stages and cylinder a single spacer, the second section includes a third-stage disk communicated with the axle of the rear support of the rotor shaft and a cylindrical spacer, and the third section consists of a fourth-stage disk, and the impeller disk of each stage is made in the form of a single element including a rim turning into a blade-reinforced web a Central hole, the rim of each disk is connected to the canvas with the formation of annular conical inclined shelves for power association with the rim of the disks of the previous and subsequent steps and supply slots for rotor working blades that are uniformly distributed over the circumference and are inclined to the axis of the shaft, the radius R of the first stage disk D1 from the rotor shaft to the outer surface of the rim in the central plane of the web (0,42 ÷ 0,61) of the radius R pp the peripheral contour of the flowing part in the indicated plane, and the blade web of the first stage disk on the front side of the disk in the zone adjacent to the rim is equipped with a conical ring element located under it for power connection with the conical diaphragm of the axle of the front support, which is made with an angle β of inclining the generatrix to the axis the rotor shaft, exceeding the angle ϕ of inclination of the generatrix of the outer surface of the rim by Δ equal to Δ = (β-ϕ), defined in the range Δ = (39 ÷ 47) °.
При этом тыльная по ходу потока рабочего тела полка обода диска первой ступени может быть развита до контакта с ответной полкой обода диска последующей ступени и выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки первой ступени на ширину, достаточную для размещения в указанной полке элементов лабиринтного уплотнения, выполненных с возможностью взаимодействия через зазор с элементами неподвижного торца лопатки направляющего аппарата статора, обеспечивающего взаимодействие с указанным диском первой ступени ротора по рабочему телу.In this case, the rear along the flow of the working fluid shelf of the rim of the disk of the first stage can be developed before contact with the mating shelf of the rim of the disk of the next stage and made to extend beyond the size of the pen of the working blade of the first stage to a width sufficient to accommodate the labyrinth seal elements made with the possibility of interaction through the gap with the elements of the fixed end of the blade of the stator guide vane, which ensures interaction with the specified disk of the first rotor stage along the working fluid.
Внешняя поверхность обода диска первой ступени может быть выполнена с углом наклона образующей относительно оси 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 outer surface of the rim of the disk of the first stage can be made with the angle of inclination of the generatrix relative to the axis of the rotor shaft, coinciding with the angle of inclination of the generatrix of the inner contour of the flow part, the radius of which monotonically changes in the direction of flow of the working fluid with a gradient of radial expansion G about , defined in the range
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.
Поставленная задача по третьему варианту решается тем, что компрессор низкого давления двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя авиационного типа, согласно изобретению, выполнен осевым, не более чем четырехступенчатым, наделен входным направляющим аппаратом, имеющим корпус и снабженные регулируемо поворотными закрылками силовые профилированные стойки, а также наделен соединенным с ВНА корпусом статора КНД, в котором установлены образующие лопаточные венцы направляющих аппаратов лопатки соответственно первой, второй и третьей ступеней статора и образующие лопаточный венец сдвоенного спрямляющего аппарата лопатки четвертой ступени статора, при этом КНД имеет переднюю и заднюю опоры, первая из которых закреплена в корпусе ВНА КНД, а вторая в промежуточном корпусе двигателя; в указанных опорах установлен ротор КНД с валом, включающим барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие, первая из которых наделена рабочими колесами по числу ступеней ротора, состоящими каждое из диска и лопаток, образующих лопаточный венец соответствующей ступени, причем лопаточный венец рабочего колеса первой ступени ротора образован лопатками, которые установлены в пазах диска вала ротора с угловой частотой γл.в., определенной в диапазоне γл.в.=(5,1÷6,8) (ед/рад), при этом лопатки содержит каждая хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками, при этом 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.=(61,5÷75,5)°, а в периферийном сечении значение γуст.п.=(36,9÷44,9)°, причем перо лопатки выполнено с 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 входная и выходная кромки пера выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gy.x. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe task of the third option is solved in that the low-pressure compressor of a double-circuit twin-shaft gas turbine engine of an aviation type, according to the invention, is made of an axial, not more than four-stage, endowed with an input guide apparatus having a housing and power profiled racks equipped with adjustable rotary flaps, and also endowed with a connected with VNA stator housing KND, in which are installed forming the blade crowns of the guide vanes of the blades, respectively, the first, second and the third stages of the stator and the blades of the fourth stage of the stator forming the blade crown of the double rectifier apparatus, while the LPC has front and rear supports, the first of which is fixed in the VNA of the LPC, and the second in the intermediate engine casing; in these bearings a KND rotor is installed with a shaft including a drum-disk and cylindrical components, the first of which is endowed with impellers according to the number of rotor steps, each consisting of a disk and blades forming a blade ring of the corresponding stage, and the blade ring of the impeller of the first rotor stage is formed blades that are installed in the grooves of the rotor shaft disk with an angular frequency of γ l.v. defined in the range of γ l.v. = (5.1 ÷ 6.8) (u / rad), with each shank and feather containing a convex-concave profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated by input and output edges, the blade is made with spiral twist relative to the axis of the pen, a variable adjustment pen angle γ mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the frontal profile line grating in a planar reamer blade row cylindrical section, having the value γ set in the root section of the pen = (61,5 ÷ 75,5) °, and in a peripheral section of γ value ust.p. = (36.9 ÷ 44.9) °, moreover, the feather of the blade is made with a variable thickness and width of the feather, 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 of the blade, while the input and the output edges of the pen are made sailing diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G yx increasing the chords connecting them, equal to
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hср=(8,4÷12,1)⋅10-2 [м/м],G u = (L p.h.- L k.h. ) / H cf = (8.4 ÷ 12.1) ⋅10 -2 [m / m],
где Lп.х. - 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; кроме того лопатка выполнена с отношением высоты h входной кромки профиля пера к средней хорде Lср.х., разделяющей площадь рабочей поверхности пера на две равные части, составляющим h/Lср.х.=(2,18÷3,13).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 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; in addition, the blade is made with the ratio of the height h of the input edge of the pen profile to the middle chord L cf. dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L cf. = (2.18 ÷ 3.13).
При этом каждая лопатка лопаточного венца рабочего колеса первой ступени ротора может быть снабжена с двух сторон пера антивибрационной полкой, расположенной в зоне одной трети высоты пера от периферийного торца пера лопатки.Moreover, each blade of the blade rim of the impeller of the first stage of the rotor can be equipped on both sides of the pen with an anti-vibration shelf located in the region of one third of the height of the pen from the peripheral end of the blade pen.
Замковое соединение пазов обода дисков каждой ступени с хвостовиками лопаток может быть выполнено по типу «ласточкин хвост».The castle connection of the grooves of the rim of the disks of each stage with the shanks of the blades can be performed on the type of "dovetail".
Перо лопатки лопаточного венца рабочего колеса первой ступени ротора КНД 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 (вид по н.п.).The feather of the blade of the blade rim of the impeller of the first stage of the KND rotor 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 pen convex towards the side of rotation of the rotor and in the direction of rotation clockwise (view in np).
Перо лопатки лопаточного венца рабочего колеса первой ступени ротора КНД 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 feather of the blade of the blade of the impeller of the first stage of the KND rotor 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 towards the side of rotation of the rotor and against the direction of rotation clockwise (view by n.p.).
Поставленная задача по четвертому варианту решается тем, что компрессор низкого давления двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя авиационного типа, согласно изобретению, выполнен осевым, не более чем четырехступенчатым, наделен входным направляющим аппаратом, имеющим корпус и снабженные регулируемо поворотными закрылками силовые профилированные стойки, а также наделен соединенным с ВНА корпусом статора КНД, в котором установлены образующие лопаточные венцы направляющих аппаратов лопатки соответственно первой, второй и третьей ступеней статора и образующие лопаточный венец сдвоенного спрямляющего аппарата лопатки четвертой ступени статора, при этом КНД имеет переднюю и заднюю опоры, первая из которых закреплена в корпусе ВНА КНД, а вторая в промежуточном корпусе двигателя; в указанных опорах установлен ротор КНД с валом, включающим барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие, первая из которых наделена рабочими колесами по числу ступеней ротора, состоящими каждое из диска и лопаток, образующих лопаточный венец соответствующей ступени, при этом барабанно-дисковая составляющая содержит три секции, две из которых первая и вторая выполнены неразборными, при этом первая от входа в двигатель секция включает последовательно соединенные цапфу передней опоры вала ротора, диски первой и второй ступеней и цилиндрическую проставку, вторая секция включает диск третьей ступени, сообщенный с цапфой задней опоры вала ротора и цилиндрической проставкой, а третья секция состоит из диска четвертой ступени, причем диск рабочего колеса каждой ступени выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в усиленное ступицей полотно с центральным отверстием, при этом обод каждого диска соединен с полотном с образованием кольцевых конических наклонных полок и снабжен пазами для рабочих лопаток ротора, которые равномерно распределены по периметру и выполнены наклонными к оси вала, при этом радиус диска Rд2 второй ступени от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,54÷0,77) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости, а обод диска выполнен с углом ϕ образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора, составляющем ϕ=(12÷17)° и идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части, кроме того обод диска второй ступени выполнен с возможностью силового объединения с полкой обода диска первой ступени и через проставку с полотном диска третьей ступени.The task of the fourth embodiment is solved in that the low-pressure compressor of a double-circuit twin-shaft gas turbine engine of the aviation type, according to the invention, is made axial, no more than four-stage, endowed with an input guide apparatus having a housing and power profiled racks equipped with adjustable rotary flaps, and also endowed with connected with VNA stator housing KND, in which are installed forming the blade crowns of the guide vanes of the blade respectively the first, second and the third stages of the stator and the blades of the fourth stage of the stator forming the blade crown of the double straightening apparatus, while the LPC has front and rear bearings, the first of which is fixed in the HVA of the LPC, and the second in the intermediate engine casing; in these bearings a KND rotor is installed with a shaft including a drum-disk and cylindrical components, the first of which is equipped with impellers according to the number of rotor steps, each of which consists of a disk and blades forming a blade ring of the corresponding stage, while the drum-disk component contains three sections , two of which the first and second are made non-separable, while the first section from the engine input includes a pin in series of the front support of the rotor shaft, disks of the first and second stages and cylinder a single spacer, the second section includes a third-stage disk communicated with the axle of the rear support of the rotor shaft and a cylindrical spacer, and the third section consists of a fourth-stage disk, and the impeller disk of each stage is made in the form of a single element including a rim turning into a blade-reinforced web a Central hole, the rim of each disk is connected to the canvas with the formation of annular conical inclined shelves and provided with grooves for rotor blades that are evenly distributed around the perimeter y and are made inclined to the axis of the shaft, while the radius of the disk R d2 of the second stage from the axis to the outer surface of the rim in the middle plane of the web is (0.54 ÷ 0.77) from the radius R of the item the peripheral contour of the flowing part in the indicated plane, and the disk rim is made with an angle ϕ of the generatrix of the outer surface of the rim relative to the axis of the rotor shaft, which is ϕ = (12 ÷ 17) ° and identical to the axial angle relative to the same axis of the generatrix of the inner contour of the flowing part, in addition the disk of the second stage is made with the possibility of power association with the shelf of the rim of the disk of the first stage and through a spacer with the blade disk of the third stage.
При этом цилиндрическая проставка может быть снабжена фланцем для разъемного соединения с полотном диска третьей ступени, при этом во фланце выполнены отверстия, равномерно разнесенные по периметру фланца с угловой частотой Yф1=(5,3÷7,9) [ед/рад], кроме того цилиндрическая проставка выполнена шириной, достаточной для размещения в ней элементов лабиринтного уплотнения, выполненных с возможностью взаимодействия через зазор с элементами неподвижного торца лопатки направляющего аппарата статора, обеспечивающего взаимодействие с диском второй ступени ротора по рабочему телу.In this case, the cylindrical spacer can be equipped with a flange for detachable connection with the third stage disk blade, while holes are made in the flange uniformly spaced around the perimeter of the flange with an angular frequency Y f1 = (5.3 ÷ 7.9) [units / rad], in addition, the cylindrical spacer is made wide enough to accommodate the elements of the labyrinth seal, made with the possibility of interaction through the gap with the elements of the fixed end of the blade of the stator guide vane, providing interaction with the second disk the second rotor stage in the working fluid.
Замковое соединение пазов обода диска каждой ступени с хвостовиками может быть выполнено по типу «ласточкин хвост».The castle connection of the grooves of the rim of the disk of each stage with the shanks can be performed on the type of "dovetail".
Внешняя поверхность обода диска второй ступени может быть выполнена с углом наклона образующей относительно оси вала ротора, совпадающим с углом наклона образующей внутреннего контура проточной части, радиус которого монотонно изменяется в сторону потока рабочего тела с градиентом радиального расширения Gоб2, определенным в диапазонеThe outer surface of the rim of the disk of the second stage can be made with the angle of inclination of the generatrix relative to the axis of the rotor shaft, coinciding with the angle of inclination of the generatrix of the inner contour of the flow part, the radius of which monotonically changes in the direction of flow of the working fluid with a radial expansion gradient G ob2 defined in the range
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска, Воб - осевая ширина обода.where 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.
Поставленная задача по пятому варианту решается тем, что компрессор низкого давления двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя авиационного типа, согласно изобретению, выполнен осевым, не более чем четырехступенчатым, наделен входным направляющим аппаратом, имеющим корпус и снабженные регулируемо поворотными закрылками силовые профилированные стойки, а также наделен соединенным с ВНА корпусом статора КНД, в котором установлены образующие лопаточные венцы направляющих аппаратов лопатки соответственно первой, второй и третьей ступеней статора и образующие лопаточный венец сдвоенного спрямляющего аппарата лопатки четвертой ступени статора, при этом КНД имеет переднюю и заднюю опоры, первая из которых закреплена в корпусе ВНА КНД, а вторая в промежуточном корпусе двигателя; в указанных опорах установлен ротор КНД с валом, включающим барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие, первая из которых наделена рабочими колесами по числу ступеней ротора, состоящими каждое из диска и лопаток, образующих лопаточный венец соответствующей ступени, причем лопаточный венец рабочего колеса второй ступени ротора образован лопатками, которые установлены хвостовиками в пазах диска вала ротора с угловой частотой γл.в., определенной в диапазоне γл.в.=(6,0÷8,2) (ед/рад), при этом лопатки содержат каждая хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками, при этом 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)°, причем перо лопатки выполнено с 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 входная и выходная кромки пера выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe task of the fifth embodiment is solved in that the low-pressure compressor of a double-circuit twin-shaft gas turbine engine of an aviation type, according to the invention, is made of an axial, not more than four-stage, endowed with an input guide apparatus having a housing and power profiled racks equipped with adjustable rotary flaps, and also endowed with a connected with VNA stator housing KND, in which are installed forming the blade crowns of the guide vanes of the blades, respectively, the first, second and tr with a series of stator stages and the blades of the fourth stator stage forming the blade crown of the double straightening apparatus, the LPC has front and rear bearings, the first of which is fixed in the VNA of the LPC, and the second in the intermediate engine casing; in these supports, a KND rotor is installed with a shaft including a drum-disk and cylindrical components, the first of which is equipped with impellers according to the number of rotor steps, each of which consists of a disk and blades forming a blade ring of the corresponding stage, and the blade ring of the impeller of the second stage of the rotor is formed blades that are installed by shanks in the grooves of the rotor shaft disk with an angular frequency of γ l.v. defined in the range of γ l.v. = (6.0 ÷ 8.2) (u / rad), with the blades containing each shank and feather with a convex-concave profile formed by a concave trough and a convex back, conjugated by the input and output edges, while the feather is made with a spiral twist relative to the axis of the pen, a variable adjustment pen angle γ mouth profile settings pen defined as the angle between the common tangent connecting the inlet and outlet edges, forming a chord of the profile, and the frontal profile line grating in a planar reamer blade row cylindrical section, having the value γ set in the root section of the pen = (65,2 ÷ 73,2) °, and in a peripheral section of γ value ust.p. = (35.8 ÷ 43.8) °, and the feather of the blade is made with a variable thickness and width of the feather, 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 of the blade, while the input and the output edges of the pen are made sailing diverging to the peripheral end of the blade with a gradient of G u an increase in the connecting chords equal to
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hcp=(7,4÷10,7)⋅10-2 [м/м],G u = (L p.h.- L k.h. ) / H cp = (7.4 ÷ 10.7) ⋅10 -2 [m / m],
где Lп.х. - 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; кроме того лопатка выполнена с отношением высоты h входной кромки профиля пера к средней хорде Lср.х., разделяющей площадь рабочей поверхности пера на две равные части, составляющим h/Lcp.x.=(1,83÷2,63).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 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; in addition, the blade is made with the ratio of the height h of the input edge of the pen profile to the middle chord L cf. , dividing the area of the working surface of the pen into two equal parts, comprising h / L cp.x. = (1.83 ÷ 2.63).
При этом каждая лопатка лопаточного венца рабочего колеса второй ступени ротора может быть снабжена с двух сторон пера антивибрационной полкой, расположенной в зоне одной трети высоты пера от периферийного торца пера лопатки.Moreover, each blade of the blade rim of the impeller of the second stage of the rotor can be equipped on both sides of the pen with an anti-vibration shelf located in the region of one third of the height of the pen from the peripheral end of the blade pen.
Перо лопатки лопаточного венца рабочего колеса второй ступени ротора КНД 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 (вид по н.п.).The feather of the blade of the blade of the impeller of the impeller of the second stage of the KND rotor 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 pen facing convex in the direction of rotation of the rotor and in the direction of rotation clockwise (view in np).
Перо лопатки лопаточного венца рабочего колеса второй ступени ротора КНД 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 feather of the blade of the blade of the impeller of the impeller of the second stage of the KND rotor 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 towards the side of rotation of the rotor and against the direction of rotation clockwise (view by n.p.).
Технический результат группы объединенных единым творческим замыслом изобретений, достигаемый приведенной совокупностью существенных признаков КНД ГТД, заключается в повышении эффективности системы упруго-гидравлического демпфирования колебаний вала ротора, расширении диапазона рабочих режимов устойчивой работы компрессора на 2,2% с демпфированием колебаний вала ротора без вхождения в резонансные частоты и повышении ресурса двигателя в 2 раза. Это достигают за счет повышения эффективности системы упруго-гидравлического демпфирования колебаний вала, расширении диапазона рабочих режимов устойчивой работы двигателя с демпфированием колебаний вала ротора без вхождения в резонансные частоты и уменьшения изнашивания элементов передней опоры КНД, что повышает ресурс компрессора в 2 раза и продолжительность межремонтной работы на 18-20%. Повышение ресурса компрессора достигают также за счет адаптации КНД, как части двигателя, более чувствительной к режиму поступления внешнего воздушного потока, к интенсивной работе в неподвижных условиях наземного функционирования, а также оптимизации рабочих характеристик задней опоры вала ротора КНД и ее элементов к этим специфическим условиям, а также в улучшении возможностей проведения монтажно-демонтажных работ полуавтоматическими или ручными приемами, например, в полевых условиях. А за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров дисков рабочих колес всех ступеней, объединенных в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора, достигают повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя, а также снижение материалоемкости и повышение изгибной жесткости ротора и максимальных допустимых напряжений в элементах диска.The technical result of the group of inventions united by a single creative concept, achieved by the given set of essential features of low pressure gas turbine engine, is to increase the efficiency of the system of elastic-hydraulic damping of rotor shaft vibrations, expand the range of stable compressor operation modes by 2.2% with damping rotor shaft vibrations without entering into resonant frequencies and increasing the engine life by 2 times. This is achieved by increasing the efficiency of the system of elastic-hydraulic damping of shaft oscillations, expanding the range of operating modes of stable operation of the engine with damping oscillations of the rotor shaft without entering the resonant frequencies and reducing the wear of the front support elements of the low pressure valve, which increases the compressor resource by 2 times and the duration of the overhaul by 18-20%. An increase in compressor life is also achieved by adapting KND, as a part of the engine that is more sensitive to the external air flow, intensive work in stationary conditions of ground functioning, as well as optimizing the performance of the rear shaft support of the KND rotor and its elements to these specific conditions, as well as improving the capabilities of installation and dismantling works with semi-automatic or manual techniques, for example, in the field. And due to the improvement of the structural and aerodynamic parameters of the wheels of the impellers of all stages, combined into a drum-disk design of the rotor shaft, they increase the efficiency and expand the range of gas-dynamic stability modes of the engine’s low pressure, as well as reduce the material consumption and increase the bending stiffness of the rotor and the maximum allowable stresses in the elements drive.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображен компрессор низкого давления ГТД, продольный разрез;in FIG. 1 shows a low-pressure gas turbine compressor, longitudinal section;
на фиг. 2 - передняя опора вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 2 - front support shaft rotor KND, a longitudinal section;
на фиг. 3 - фрагмент упругого кольца, вид сбоку;in FIG. 3 is a fragment of an elastic ring, side view;
на фиг. 4 - барабанно-дисковая составляющая вала ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 4 - drum-disk component of the shaft of the rotor KND, a longitudinal section;
на фиг. 5 - рабочее колесо первой ступени ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 5 - the impeller of the first stage of the rotor KND, a longitudinal section;
на фиг. 6 - лопатка рабочего колеса первой ступени ротора КНД, вид сверху;in FIG. 6 - the blade of the impeller of the first stage of the rotor KND, top view;
на фиг. 7 - рабочее колесо второй ступени ротора КНД, продольный разрез;in FIG. 7 - the impeller of the second stage of the rotor KND, a longitudinal section;
на фиг. 8 - лопатка рабочего колеса второй ступени ротора КНД, вид сверху.in FIG. 8 - the blade of the impeller of the second stage of the rotor KND, top view.
Компрессор низкого давления двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя авиационного типа выполнен осевым, четырехступенчатым. КНД наделен входным направляющим аппаратом 1, имеющим корпус 2 и снабженные регулируемо поворотными закрылками силовые профилированные стойки (на чертежах не показано). Компрессор также наделен корпусом 3 статора КНД, соединенным с корпусом 2 ВНА. В корпусе 3 статора КНД установлены рабочие лопатки, образующие лопаточные венцы 4 направляющих аппаратов (НА) соответственно первой, второй и третьей ступеней статора и образующие лопаточный венец 5 сдвоенного спрямляющего аппарата лопатки четвертой ступени статора.The low-pressure compressor of the double-circuit twin-shaft gas turbine engine of the aircraft type is made axial, four-stage. KND is endowed with an
КНД имеет переднюю и заднюю опоры 6 и 7. Передняя опора 6 закреплена в корпусе 2 ВНА КНД. Задняя опора 7 закреплена в промежуточном корпусе 8 двигателя. В опорах 6 и 7 установлен ротор КНД с валом, включающим барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие передней и задней опор ротора. Барабанно-дисковая составляющая наделена рабочими колесами по числу ступеней ротора, состоящими каждое из диска 9, 10, 11, 12 и лопаток, образующих лопаточный венец 13 соответствующей ступени. Количество лопаток в лопаточных венцах 13 рабочих колес выполнено нарастающим от первой к третьей ступени ротора по ходу потока рабочего тела и в лопаточном венце РК второй ступени выполнено превышающем количество лопаток в лопаточном венце рабочего колеса первой ступени не менее, чем на 20%, в третьей не менее, чем на 50%. Диски 9, 10, 11, 12 рабочих колес каждой ступени выполнены в виде моноэлемента, включающего обод 14, переходящий в усиленное ступицей 15 полотно 16 с центральным отверстием 17.KND has front and
Барабанно-дисковая составляющая вала ротора КНД выполнена с радиальной и угловой конфигурацией внешней поверхности 18 ободов 14 дисков 9, 10, 11, 12 рабочих колес всех ступеней, совмещенной с внутренней поверхностью проточной части двигателя на осевом участке обтекания совокупности ободов дисков вала ротора потоком рабочего тела. Для этого диски 9, 10, 11, 12 выполнены со ступенчато нарастающим по ходу рабочего тела в условной средней плоскости полотна 16 диаметром проточной части, с соотношением величин диаметров (1,0):(1,11÷1,34):(1,18÷1,44):(1,21÷1,48), и с углами наклона ободов 14, формирующих конфигурацию поверхности проточной части с плавным сопряжением смежных торцов.The drum-disk component of the KND rotor shaft is made with a radial and angular configuration of the outer surface of 18
Количество силовых профилированных стоек, снабженных регулируемо поворотными закрылками, принято в ВНА КНД выраженным в виде простого числа не менее 17 и не более 23 единиц.The number of power profiled racks equipped with adjustable rotary flaps is adopted in the VNA KND expressed as a prime number of at least 17 and no more than 23 units.
Передняя опора 6 вала ротора КНД (фиг. 2) выполнена содержащей роликоподшипник 19, разделяющий опору на статорную и роторную части и снабжена системой упруго-гидравлического демпфирования колебаний вала ротора. Статорная часть включает корпус 20 опоры, который соединен с корпусом 21 роликоподшипника 19 и охвачен с боковой поверхности примыкающим к нему кольцевым элементом ступицы 22 внутреннего корпуса 23 входного направляющего аппарата 1 КНД с образованием между ними двух компактных периферийных кольцевых полостей 24 и 25. Кольцевая полость 24 в рабочем состоянии заполнена жидкостью и снабжена автономным упругим кольцом 26. Упругое кольцо 26 разделяет кольцевую полость 24 на неодинаковые объемы по разные стороны кольца 26 с обеспечением демпфирования колебаний вала одновременно кольцом 26 и конструктивным замедлением возвратных перетоков жидкости через стенку ленты 27 кольца 26. Для этого упругое кольцо 26 снабжено выполненными по периметру ленты 27 кольца односторонними выступами 28 и 29 с внешней и внутренней стороны, а также перфорацией в виде рассредоточенных отверстий (на чертежах не показано). Выступы 28, 29 взаимно смещены по окружности через один с угловой частотой γв.у.к., определенной в диапазонеThe
γв.у.к.=Nв./2π=(2,55÷3,82) [ед/рад],γ V.O.K. = N in. / 2π = (2.55 ÷ 3.82) [units / rad],
где Nв. - общее число выступов с обеих сторон ленты упругого кольца.where N in. - the total number of protrusions on both sides of the tape of the elastic ring.
Кольцевая полость 25 содержит элемент упругого демпфирования колебаний вала ротора, выполненный непосредственно в теле корпуса 20 опоры вала ротора в виде кольцевой конструкции типа «беличье колесо», включающей систему продольно ориентированных упругих балочек 30. Балочки 30 расположены по периметру корпуса 6 опоры с угловой частотой γб.б.к., определенной в диапазонеThe
γб.б.к.=Nб.б.к./2π=(7,2÷14,4) [ед/рад],γ b.s. = N b.s. / 2π = (7.2 ÷ 14.4) [units / rad],
где Nб.б.к. - число упругих балочек в «беличьем колесе».where N b.s. - the number of elastic beams in the "squirrel wheel".
Балочки 30 разделены параллельными прорезями (на чертежах не показано), ширина которых в (1,1÷2,4) раза превышает ширину балочек 30.The
Статорная часть опоры содержит масляную полость 31, полость 32 суфлирования и полость 33 наддува воздуха. Полости 31, 32, 33 выполнены формообразующими кольцевыми элементами 34, 35, 36 с закрепленными на них кольцевыми крышками 37, 38, 39 лабиринтов. Статорная часть опоры включает также закрепленное в корпусе 21 роликоподшипника 19 наружное кольцо 40 последнего.The stator portion of the support comprises an
Роторная часть опоры включает цапфу 41 передней опоры. Цапфа 41 состоит из полого цилиндрического участка 42 с не менее чем одним уступом 43 и конической диафрагмы 44. На цилиндрическом участке 42 цапфы 41 установлены внутреннее кольцо 45 роликоподшипника 19 и два гребешковых кольца 46, 47 лабиринта. Кольца 46, 47 лабиринта совместно с ответными крышками 37, 38 лабиринтов разделяют масляную полость 31 и полость 32 суфлирования, а также полость 32 суфлирования и полость 33 наддува воздуха. Объем полости 33 наддува воздуха ограничен третьим гребешковым кольцом 48 лабиринта, установленным на конической диафрагме 44 цапфы 41, образующей с цилиндрическим участком 42 одно целое и неразъемно соединенной с диском 9 первой ступени барабанно-дисковой составляющей вала ротора. Цапфа 41 передней опоры снабжена торцевой втулкой 49 с фланцем 50 для силового опирания внутреннего кольца 45 роликоподшипника 19 и расположенных за ним гребешковых колец 46, 47 лабиринтов с поджатием к уступу 43 на цилиндрическом участке 42 цапфы 41.The rotor part of the support includes a
Торцевая втулка 49 цапфы 41 передней опоры вала ротора КНД выполнена многофункциональной, осесимметричной относительно оси вала ротора. Торцевая втулка 49 содержит герметичную диафрагму 51. Диафрагма 51 разделяет объем втулки на масляную полость 52 и воздушную полость 53, которая сообщена с полостью 33 наддува опоры. В диафрагме 51 выполнен за одно целое с ней выступающий в обе стороны от диафрагмы стакан 54. Фронтальная часть стакана 54 выполнена сообщенной с масляной полостью 52. Тыльная часть стакана 54 выполнена конструктивно выступающей в воздушную полостью 53 втулки и предназначенной для заведения шлицевой втулки 55. В шлицевую втулку 55 установлен вал 56 привода насоса откачки масла из масляной полости 31 передней опоры.The
Задняя опора 7 вала ротора КНД выполнена опорно-упорной и содержит шарикоподшипник 57, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть включает корпус 58 опоры, выполненный заодно с корпусом шарикоподшипника 57 и переходящий у торцов во внутреннее и внешнее силовые кольца 59 и 60 разных диаметров для разъемных соединений ответными фланцами наружного кольца 61 шарикоподшипника 57 и промежуточного корпуса 8 двигателя. Роторная часть задней опоры включает выполненные заодно коническую диафрагму 62, неразъемно соединенную с диском 11 третьей ступени барабанно-дисковой составляющей вала ротора КНД и заднюю цапфу 63, разъемно соединенную с цилиндрической составляющей 64 вала. На цилиндрической составляющей 64 вала установлен шарикоподшипник 57, два гребешковых кольца 65, 66 лабиринтов и полифункциональный внешний стяжной элемент 67 с образованием открытого коллектора для сбора и напорной подачи смазочно-охлаждающей жидкости к телам качения шарикоподшипника 57 и гребешковому кольцу 65 лабиринта с выходом в масляную полость. Установленные на цилиндрической составляющей 64 вала гребешковые кольца 65, 66 в паре с ответными крышками лабиринтных уплотнений образуют подвижные уплотнения полостей наддува, суфлирования и масляной полости задней опоры. Третье гребешковое кольцо 68 расположено на конической диафрагме 62 задней опоры вала и совместно с крышкой лабиринтного уплотнения подвижно замыкает с фронтальной стороны полость наддува.The
Барабанно-дисковая составляющая (фиг. 4) содержит три секции, две из которых первая и вторая выполнены неразборными. Первая от входа в двигатель секция включает последовательно соединенные цапфу 41 передней опоры 7 вала ротора, диск 9 первой ступени, диск 10 второй ступеней и цилиндрическую проставку 69. Вторая секция включает диск 11 третьей ступени, сообщенный с цапфой 63 задней опоры 7 вала ротора и цилиндрической проставкой 70. Третья секция состоит из диска 12 четвертой ступени. Обод 14 каждого диска соединен с полотном 16 с образованием кольцевых конических наклонных полок 71 для силового объединения с ободом дисков предшествующих и последующих ступеней. Обод 14 каждого диска снабжен пазами (на чертежах не показано) для рабочих лопаток ротора, которые равномерно распределены по периметру и выполнены наклонными к оси вала. Замковое соединение пазов обода дисков каждой ступени с хвостовиками лопаток выполнено по типу «ласточкин хвост».The drum-disk component (Fig. 4) contains three sections, two of which the first and second are made non-separable. The first section from the engine entrance includes a
Радиус диска 9 первой ступени Rд1 от оси вала ротора до внешней поверхности 18 обода 14 в средней плоскости полотна 16 составляет (0,42÷0,61) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости.The radius of the
Полотно 16 диска 9 первой ступени (фиг. 5) с фронтальной стороны диска в зоне, примыкающей к ободу 14, снабжено расположенным под ним коническим кольцевым элементом 72 для силового соединения с конической диафрагмой 44 цапфы 41 передней опоры для передачи радиальных и осевых усилий на элементы передней опоры ротора. Кольцевой элемент 72 выполнен с углом β наклона образующей к оси вала ротора, превышающим угол ϕ наклона образующей внешней поверхности 18 обода 14 на величину Δ, равную Δ=(β-ϕ), определенную в диапазоне Δ=(39÷47)°. Тыльная по ходу потока рабочего тела полка 73 обода 14 диска 9 первой ступени развита до контакта с ответной полкой 74 обода 14 диска 10 второй ступени и выполнена выступающей за габарит пера рабочей лопатки 75 диска 9 первой ступени на ширину, достаточную для размещения в указанной полке элементов 76 лабиринтного уплотнения, выполненных с возможностью взаимодействия через зазор с элементами неподвижного торца лопатки направляющего аппарата статора, обеспечивающего взаимодействие с диском первой ступени ротора по рабочему телу.The
Внешняя поверхность 18 обода 14 диска 9 первой ступени выполнена с углом наклона образующей относительно оси вала ротора, совпадающим с углом наклона образующей внутреннего контура проточной части, радиус которого монотонно изменяется в сторону потока рабочего тела с градиентом радиального расширения Gоб1, определенным в диапазонеThe
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска первой ступени, Воб - осевая ширина обода диска первой ступени.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the first stage, In about - the axial width of the rim of the disk of the first stage.
Лопаточный венец рабочего колеса первой ступени ротора образован лопатками 75, которые установлены в пазах диска 9 вала ротора с угловой частотой γл.в., определенной в диапазонеThe scapula of the impeller of the first stage of the rotor is formed by
γл.в.=Nл.в./2π=(5,1÷6,8) (ед/рад),γ l.v. = N l.v. / 2π = (5.1 ÷ 6.8) (unit / rad),
где Nл.в. - число лопаток в лопаточном венце рабочего колеса первой ступени ротора КНД.where N lv - the number of blades in the blade rim of the impeller of the first stage of the KND rotor.
Лопатки 75 рабочего колеса первой ступени (фиг. 6) содержит каждая хвостовик 77 и перо 78 с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками 79 и 80. Перо 78 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 79 и 80, образуя хорду 81 профиля, и фронтальной линией 82 решетки профилей в плоской развертке цилиндрического сечения лопаточного венца, имеющий в корневом сечении пера значение γуст.к.=(67,5÷75,5)°, а в периферийном сечении значение γуст.п.=(36,9÷44,9)°. Перо 78 лопатки 75 выполнено с переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно хорды, соединяющей входную и выходную кромки 79 и 80 пера лопатки. Входная и выходная кромки 79 и 80 пера 78 выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу 83 лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hcp=(8,4÷12,1)⋅10-2 [м/м],G u = (L p.h.- L k.h. ) / H cp = (8.4 ÷ 12.1) ⋅10 -2 [m / m],
где Lп.х. - 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.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 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.
Лопатка 75 рабочего колеса первой ступени выполнена с отношением высоты h входной кромки 79 профиля пера 78 к средней хорде Lср.х., разделяющей площадь рабочей поверхности пера на две равные части, составляющим h/Lср.х.=(2,18÷3,13).The
Каждая лопатка 75 лопаточного венца рабочего колеса первой ступени ротора снабжена с двух сторон пера 78 антивибрационной полкой 84, расположенной в зоне одной трети высоты пера от периферийного торца 83 пера лопатки.Each
Перо 78 лопатки 75 лопаточного венца рабочего колеса первой ступени ротора КНД 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 (вид по н.п.).
Вариантно перо 78 лопатки 75 лопаточного венца рабочего колеса первой ступени ротора КНД 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.).
Радиус Rд2 диска 10 второй ступени (фиг. 7) в барабанно-дисковой составляющей от оси вала ротора до внешней поверхности 18 обода 14 в средней плоскости полотна составляет (0,54÷0,77) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости. Обод 14 диска 10 второй ступени выполнен с углом ϕ образующей внешней поверхности 18 обода относительно оси вала ротора, составляющим ϕ=(12÷17)° и идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части. Обод 14 диска 10 второй ступени выполнен с возможностью силового объединения фронтальной полкой 74 с тыльной полкой 73 обода диска 9 первой ступени и тыльной полкой 85 через цилиндрическую проставку 69 с полотном 16 диска 11 третьей ступени для передачи крутящего момента от ТНД и радиально-осевых усилий от совокупности объединенных в барабанно-дисковую конструкцию ступеней вала ротора.The radius R d2 of the disk 10 of the second stage (Fig. 7) in the drum-disk component from the axis of the rotor shaft to the
Цилиндрическая проставка 69 снабжена фланцем 86 для разъемного соединения с полотном 16 диска 11 третьей ступени. Во фланце 86 выполнены отверстия, равномерно разнесенные по периметру фланца с угловой частотойThe
Yф1=N/2π=(5,3÷7,9) [ед/рад],Y f1 = N / 2π = (5.3 ÷ 7.9) [units / rad],
где N - число отверстий во фланце проставки.where N is the number of holes in the spacer flange.
Цилиндрическая проставка 69 выполнена шириной, достаточной для размещения в ней элементов 87 лабиринтного уплотнения, выполненных с возможностью взаимодействия через зазор с элементами неподвижного торца лопатки направляющего аппарата статора, обеспечивающего взаимодействие с диском второй ступени ротора по рабочему телу.The
Внешняя поверхность 18 обода 14 диска 10 второй ступени выполнена с углом наклона образующей относительно оси вала ротора, совпадающим с углом наклона образующей внутреннего контура проточной части, радиус которого монотонно изменяется в сторону потока рабочего тела с градиентом радиального расширения Gоб2, определенным в диапазонеThe
где Rmax и Rmin - максимальный и минимальный радиусы внешней поверхности обода диска второй ступени, Воб - осевая ширина обода диска второй ступени.where R max and R min - the maximum and minimum radii of the outer surface of the rim of the disk of the second stage, In about - the axial width of the rim of the disk of the second stage.
Лопаточный венец рабочего колеса второй ступени ротора образован лопатками 88, которые установлены хвостовиками в пазах диска вала ротора с угловой частотой γл.в., определенной в диапазонеThe blade wheel of the impeller of the second stage of the rotor is formed by the
γл.в.=Nл.в./2π=(6,0÷8,2) (ед/рад),γ l.v. = N l.v. / 2π = (6.0 ÷ 8.2) (units / rad),
где Nл.в. - число лопаток в лопаточном венце рабочего колеса второй ступени ротора КНД.where N lv - the number of blades in the blade rim of the impeller of the second stage of the KND rotor.
Лопатки 88 рабочего колеса второй ступени (фиг. 8) содержат каждая хвостовик 89 и перо 90 с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой, сопряженными входной и выходной кромками 91 и 92. Перо 90 лопатки 88 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 91 и 92, образуя хорду 93 профиля, и фронтальной линией 94 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)°.The
Перо 90 лопатки 88 выполнено с переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно хорды, соединяющей входную и выходную кромки 91 и 92 пера лопатки. Входная и выходная кромки 91 и 92 пера 90 выполнены парусно расходящимися к периферийному торцу 95 лопатки с градиентом Gу.х. увеличения соединяющей их хорды, равнымThe
Gу.х.=(Lп.х.-Lк.х.)/Hcp=(7,4÷10,7)⋅10-2 [м/м],G u = (L p.h.- L k.h. ) / H cp = (7.4 ÷ 10.7) ⋅10 -2 [m / m],
где Lп.х. - 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.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 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.
Лопатка 88 выполнена с отношением высоты h входной кромки 92 профиля пера 90 к средней хорде Lср.х., разделяющей площадь рабочей поверхности пера на две равные части, составляющим h/Lср.х.=(1,83÷2,63).The
Каждая лопатка 88 лопаточного венца рабочего колеса второй ступени ротора снабжена с двух сторон пера 90 антивибрационной полкой 96, расположенной в зоне одной трети высоты пера от периферийного торца 95 пера лопатки.Each
Перо 90 лопатки 88 лопаточного венца рабочего колеса второй ступени ротора КНД 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 (вид по н.п.).The
Вариантно перо 90 лопатки 88 лопаточного венца рабочего колеса второй ступени ротора КНД 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.).
Пример реализации изобретенияAn example implementation of the invention
Вал ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя выполнен черырехступенчатым, барабанно-дисковой конструкцией, включающей рабочие колеса по числу ступеней ротора, состоящими каждое из диска и лопаток, образующих лопаточный венец соответствующей ступени.The rotor shaft of the low-pressure compressor of a gas turbine engine is made of a four-stage, drum-disk design, including impellers according to the number of rotor steps, each consisting of a disk and blades forming a blade ring of the corresponding stage.
Диски 9, 10, 11, 12 каждой ступени вала ротора КНД изготавливают объемной штамповкой из поковки в виде моноэлемента, включающего выполненные заодно целое массивную ступицу 15, полотно 16 и обод 14. Профили полотна 16 и ступицы 15 формируют обтачиванием заготовки с последующей полировкой. На внешней стороне обода 14 выполняют протягиванием замковые пазы для крепления лопаток рабочих колес. Ободы 14 дисков образуют относительно средней плоскости полотна 16 фронтальную и тыльную полки 71. Непосредственно полками 71 или через цилиндрические проставки 69, 70 диски объединены в силовую оболочку барабанно-дисковой конструкции вала ротора, сообщенную с опорами КНД и с валом ТНД с возможностью передачи от последней крутящего момента.The
Собранный вал компрессора имеет следующие геометрические параметры: общая длина - 605 мм, длина барабанно-дисковой конструкции - 378 мм, входной диаметр по проточной части - 364 мм, выходной диаметр по проточной части - 528 мм, средние диаметры по проточной части дисков 1, 2, 3, 4 соответственно 391, 477, 513 и 528 мм. Лопаточный венец рабочего колеса каждой из ступеней ротора образован лопатками, которые установлены в пазах диска вала. Количество лопаток в лопаточных венцах рабочих колес выполнено нарастающим от первой к третьей ступени ротора по ходу потока рабочего тела и в лопаточном венце РК второй ступени выполнено превышающем количество лопаток в лопаточном венце рабочего колеса первой ступени не менее чем на 20%, в третьей не менее чем на 50%. От густоты решетки зависит угол поворота воздушного потока, т.е. степень повышения давления в венце и соответственно граница срыва. Чем больше густота, тем больше максимальный угол отклонения потока. Увеличение густоты решетки благоприятно для увеличения диапазона работы венца без развитого отрыва потока, но приводит к увеличению профильных потерь.The assembled compressor shaft has the following geometric parameters: total length - 605 mm, drum-disk construction length - 378 mm, inlet diameter along the flowing part - 364 mm, outlet diameter on the flowing part - 528 mm, average diameters on the flowing part of the
При монтаже передней опоры 6 вала ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя используют роликоподшипник 19 с внутренним и наружным кольцами 45 и 40 с телами качения в виде роликов и сепаратором между ними. Наружное кольцо 40 устанавливают в корпус 21 роликоподшипника, объединенный с кольцевым элементом 34 разделения масляной полости 31 и полости 32 суфлирования, снабженным крышкой 37 лабиринта. За внутренним кольцом 45 роликоподшипника 19 на цилиндрическом участке 42 передней цапфы 41 последовательно устанавливают гребешковые кольца 46 и 47 лабиринтов. Гребешковое кольцо 46 лабиринта разделяет масляную полость 31 и полость 32 суфлирования. Гребешковое кольцо 47 лабиринта разделяет полость 33 суфлирования с полостью 34 наддува воздуха. Третье гребешковое кольцо 48 лабиринта устанавливают на конической диафрагме 44 цапфы 41, подвижно ограничивая в сочетании с крышкой 39 лабиринта полость 33 наддува воздуха.When mounting the
Корпус 20 передней опоры соединен с корпусом 21 роликоподшипника 19 и охвачен с боковой поверхности примыкающим к нему кольцевым элементом ступицы 22 внутреннего корпуса 23 ВНА КНД с образованием между ними двух компактных периферийных кольцевых полостей 24 и 25. В кольцевую полость 24 устанавливают упругое кольцо 26 и заполняют жидкостью типа авиационного моторного масла. Упругое кольцо 26 выполняют из стали в виде ленты 27. Упругое кольцо 26 снабжают выполненными по периметру ленты кольца односторонними выступами 28, 29 с внешней и внутренней стороны кольца, взаимно смещенными по окружности через один с угловой частотой 1,6 [ед/рад]. Ленту 27 кольца 26 снабжают перфорацией в виде групп отверстий в количестве 4 штук на каждый участок между двумя смежными выступами. Кольцевая полость 25 содержит элемент упругого демпфирования колебаний вала ротора, выполненный непосредственно в теле корпуса опоры вала ротора в виде кольцевой конструкции типа «беличье колесо», включающей систему продольно ориентированных упругих балочек 30, разделенных продольными прорезями.The
Торцевую втулку 49 передней цапфы 41 вала ротора выполняют с корпусом в виде цилиндра переменного диаметра, условная описанная поверхность которого конгруэнтно вписана в ответную внутреннюю поверхность цапфы. Стенку корпуса втулки 49 выполняют точеной за одно целое с герметичной диафрагмой 51, в которой выполнен за одно целое, выступающий в обе стороны от диафрагмы стакан 54. Тыльную часть стакана 54 выполняют со вставной шлицевой втулкой 55 с установленным в ней гибким валом 56 откачивающего маслонасоса. Втулку 49 фиксируют от проворота в корпусе стакана 54 вставным штифтом. В корпусе втулки 49 с внешней стороны выполняют кольцевую канавку масляного коллектора и кольцевую канавку для уплотнительного кольца.The
При монтаже задней опоры вала ротора (на чертежах не показано) компрессора низкого давления газотурбинного двигателя на фланец корпуса опоры прикрепляют фланцем кольцевые держатели крышки трех лабиринтов, разделяющего масляную полость и полость суфлирования. Весь пакет деталей стягивают крепежными винтами. На цилиндрическую составляющую вала КНД последовательно устанавливают гребешковые кольца двух лабиринтов. После чего на вал опускают ранее собранный корпус опоры. После установки корпуса опоры устанавливают на валу собранный шарикоподшипник, после чего производят затяжку пакета деталей, установленных на валу, внешним стяжным элементом. После затяжки гайки устанавливают крепежные винты наружного кольца шарикоподшипника. Далее на вал устанавливают шестерню (не показано) привода блока датчиков частоты вращения и фиксируют на валу собственной гайкой. В дальнейшем на соответствующие фланцы корпуса опоры устанавливают блок шестерен привода датчиков частоты вращения со смонтированной на них маслоподающей форсункой, после чего во внутреннюю полость вала устанавливается приводная рессора.When mounting the rear support of the rotor shaft (not shown in the drawings) of the low-pressure compressor of a gas turbine engine, the ring holders of the cover of three labyrinths separating the oil cavity and the venting cavity are flanged onto the flange of the support housing. The entire package of parts is tightened with fixing screws. On the cylindrical component of the KND shaft, the scallop rings of two labyrinths are sequentially installed. Then the previously assembled support housing is lowered onto the shaft. After installing the support housing, the assembled ball bearing is installed on the shaft, after which the package of parts installed on the shaft is tightened with an external coupling element. After tightening the nut, the fixing screws of the outer ball bearing ring are installed. Next, a gear (not shown) of the drive of the speed sensor unit is mounted on the shaft and fixed on the shaft with its own nut. Subsequently, a block of gears for driving speed sensors with an oil-injecting nozzle mounted on them is mounted on the corresponding flanges of the support housing, after which a drive spring is installed in the internal cavity of the shaft.
Работает компрессор низкого давления ГТД следующим образом.The low-pressure gas turbine compressor operates as follows.
При запуске двигателя вал ротора, объединяющий диски 9, 10, 11, 12 рабочих колес четырех ступеней КНД, приводится во вращение крутящим моментом, передаваемым от ТНД. От турбины низкого давления (ТНД) вращательное усилие (крутящий момент) через цилиндрическую составляющую передается барабанно-дисковой части компрессора. Крутящий момент от ТНД через рессору передается цилиндрической составляющей ротора. Цилиндрическая составляющая задней опоры вала и расположенные внутри нее стяжной болт, шлицевая и стяжная трубы практически не имеют ассиметрично расположенных относительно оси вращения вала элементов, что позволяет им избежать в процессе вращения собственных колебаний.When the engine starts, the rotor shaft, which combines the
От цилиндрической составляющей задней опоры крутящий момент передается барабанно-дисковой составляющей, которая помимо прочего взаимодействует с неподвижной статорной частью задней опоры вала КНД через систему трех лабиринтов уплотнений. Лабиринты уплотнений препятствуют попаданию частиц масла из масляной полости в работающую с воздушным потоком барабанно-дисковую часть КНД.From the cylindrical component of the rear support, the torque is transmitted to the drum-disk component, which, among other things, interacts with the fixed stator part of the rear support of the CPV shaft through a system of three labyrinths of seals. The labyrinths of seals prevent particles of oil from entering the oil cavity into the drum-disk part of the low pressure oil that works with the air flow.
Масло из открытого коллектора под воздействием центробежных сил подается и через систему продольных и радиальных каналов смазочно-охлаждающая жидкость поступает к телам качения шарикоподшипика кольцу лабиринта масляной полости. Таким образом, статорная и роторная части задней опоры взаимодействуют в единой масляной среде, которая в результате подвергается интенсивному перемешиванию.Oil from an open reservoir under the influence of centrifugal forces is supplied and, through a system of longitudinal and radial channels, the cutting fluid enters the rolling element of the ball bearing to the ring of the labyrinth of the oil cavity. Thus, the stator and rotor parts of the rear support interact in a single oil medium, which, as a result, undergoes intensive mixing.
Объединенные в силовую барабанно-дисковой составляющую вала ротора КНД ободы 14 дисков 9, 10, 11, 12 четырех ступеней включают в работу лопатки рабочих колес. В результате происходит нагнетание потока рабочего тела в КНД. При этом вал ротора КНД обеспечивает стабильность проектной формы и положение дисков всех ступеней в составе барабанно-дисковой конструкции на всех возможных режимах работы ТРД за счет восприятия силовой оболочкой вала сочетания нагрузок, возникающих в процессе работы компрессора, и через конические кольцевые элементы передает радиальные и осевые нагрузки на опоры вала ротора с меньшими потерями энергии и при пониженных вибрациях.The
При вращении вала возникающие колебания ротора демпфирует упруго-гидравлическая система передней опоры, включающая упругое кольцо 26, заключенное в кольцевой полости 24, заполненной под давлением моторным маслом. При динамическом радиальном колебательном надавливании вала на упругое кольцо 26, работающее в зоне сжатия как упругая криволинейная балка на двух опорах часть энергии колебания демпфируется за счет упругого сопротивления ленты 27 кольца происходит гасящий энергию колебания конструктивно замедленный переток жидкости из зоны сжатия в зону разряжения через калиброванные отверстия, чем также гасится энергия колебания вала. При переносе нажатия вала на другие участки кольца 26 процесс демпфирования колебаний повторяется, а в предшествующей зоне происходит конструктивно замедленный перфорацией ленты кольца возвратный переток жидкости, также создающий дополнительное демпфирование колебаний вала.When the shaft rotates, the oscillations of the rotor are damped by the elastic-hydraulic system of the front support, which includes an
В другой кольцевой полости 25 корпуса опоры, содержащей систему упругих балочек 30, в процессе вращения вала и динамической смены режимов вращения происходит изменение критических частот колебаний вала и через систему балочек происходит вывод критических частот ниже предела диапазона рабочих режимов работы вала, чем достигается повышение безопасной работы компрессора. Статорная часть задней опоры вала ротора КНД закреплена по периметру в промежуточном корпусе двигателя и через шарикоподшипник обеспечивает стабильность работы роторной части при вращении вала относительно оси вращения вала.In the other
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров дисков всех ступеней, объединенных в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора, достигают повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя, а также снижение материалоемкости и повышение изгибной жесткости ротора и максимальных допустимых напряжений в элементах диска. За счет конструктивно проработанного корпуса передней опоры вала ротора с установленным в корпусе упругим кольцом с улучшенной системой демпфирования колебаний вала ротора, достигают расширения диапазона рабочих режимов устойчивой работы двигателя с демпфированием колебаний вала ротора без вхождения в резонансные частоты, и повышение ресурса компрессора и двигателя в целом. За счет конструктивно проработанного корпуса задней опоры вала ротора с установленным каскадом уплотнений масляной полости, последовательно включающий три лабиринтных уплотнения, обеспечивают улучшенную работу смазочно-охлаждающей системы задней опоры, достигая тем самым повышение КПД, повышение безопасной работы и ресурса компрессора и двигателя в целом в процессе эксплуатации ГТД, в том числе в составе газоперекачивающих агрегатов для транспортировки газа или газотурбинной электростанции.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the disks of all stages, combined into a drum-disk design of the rotor shaft, they increase the efficiency and expand the range of the gas-dynamic stability modes of the low-pressure motor, as well as reduce the material consumption and increase the bending stiffness of the rotor and the maximum allowable stresses in the elements drive. Due to the structurally designed housing of the front support of the rotor shaft with an elastic ring installed in the housing with an improved system for damping the vibrations of the rotor shaft, they expand the range of stable operation modes of the engine with damping the rotor shaft vibrations without entering the resonant frequencies, and increase the life of the compressor and the engine as a whole . Due to the structurally designed housing of the rear support of the rotor shaft with an installed cascade of oil cavity seals, sequentially including three labyrinth seals, they provide improved operation of the lubricating-cooling system of the rear support, thereby increasing the efficiency, increasing the safe operation and resource of the compressor and the engine as a whole in the process gas turbine engine operation, including as part of gas pumping units for gas transportation or a gas turbine power plant.
Claims (30)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016119339A RU2614709C1 (en) | 2016-05-19 | 2016-05-19 | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016119339A RU2614709C1 (en) | 2016-05-19 | 2016-05-19 | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2614709C1 true RU2614709C1 (en) | 2017-03-28 |
Family
ID=58505634
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016119339A RU2614709C1 (en) | 2016-05-19 | 2016-05-19 | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2614709C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107559232A (en) * | 2017-08-25 | 2018-01-09 | 扬州大学 | A kind of full adjusting means of middle-size and small-size water pump high-precision blade and its design method |
| RU2799742C1 (en) * | 2022-11-21 | 2023-07-11 | Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Inlet guide vane of tje axial compressor for a flow that is uneven along the radius of the channel at its inlet |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5307622A (en) * | 1993-08-02 | 1994-05-03 | General Electric Company | Counterrotating turbine support assembly |
| RU2268399C2 (en) * | 2000-09-29 | 2006-01-20 | Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. | Rotor for multi-stage compressor of gas-turbine engine |
| RU2269678C1 (en) * | 2004-06-30 | 2006-02-10 | Акционерное общество открытого типа Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Axial-flow compressor for gas-turbine engine |
| US20110219784A1 (en) * | 2010-03-10 | 2011-09-15 | St Mary Christopher | Compressor section with tie shaft coupling and cantilever mounted vanes |
| RU2573408C2 (en) * | 2014-05-30 | 2016-01-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) |
-
2016
- 2016-05-19 RU RU2016119339A patent/RU2614709C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5307622A (en) * | 1993-08-02 | 1994-05-03 | General Electric Company | Counterrotating turbine support assembly |
| RU2268399C2 (en) * | 2000-09-29 | 2006-01-20 | Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. | Rotor for multi-stage compressor of gas-turbine engine |
| RU2269678C1 (en) * | 2004-06-30 | 2006-02-10 | Акционерное общество открытого типа Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Axial-flow compressor for gas-turbine engine |
| US20110219784A1 (en) * | 2010-03-10 | 2011-09-15 | St Mary Christopher | Compressor section with tie shaft coupling and cantilever mounted vanes |
| RU2573408C2 (en) * | 2014-05-30 | 2016-01-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107559232A (en) * | 2017-08-25 | 2018-01-09 | 扬州大学 | A kind of full adjusting means of middle-size and small-size water pump high-precision blade and its design method |
| CN107559232B (en) * | 2017-08-25 | 2019-05-07 | 扬州大学 | A kind of full regulating device of middle-size and small-size water pump high-precision blade and its design method |
| RU2799742C1 (en) * | 2022-11-21 | 2023-07-11 | Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Inlet guide vane of tje axial compressor for a flow that is uneven along the radius of the channel at its inlet |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2603382C1 (en) | Turbojet engine low-pressure compressor first stage rotor impeller (versions) | |
| RU2614709C1 (en) | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type | |
| 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 | |
| RU2614708C1 (en) | Low-pressure compressor of gas turbine engine of aviation type | |
| RU149739U1 (en) | DISC OF THE THIRD STEP OF THE TURBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR | |
| RU2573416C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU144432U1 (en) | DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR | |
| RU149748U1 (en) | DISC OF THE FIRST STAGE OF THE ROTOR COMPRESSOR OF THE LOW PRESSURE OF THE TURBO-REACTIVE ENGINE | |
| RU2573408C2 (en) | Turbojet low-pressure compressor rotor shaft section (versions) | |
| RU2565141C1 (en) | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine | |
| RU144418U1 (en) | LAST-STAGE DISC OF THE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR OF THE TURBOREACTIVE ENGINE | |
| RU149750U1 (en) | LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR TURNER FOR TURBO-REACTIVE ENGINE, DISC COMPOUNT UNIT FOR THE TURBO-RIVER ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR, DELIVERY OF A VALVE-DRIVER | |
| RU149746U1 (en) | LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR SHAFT TURBOJET ENGINE, TURBOJET ENGINE LOW COMPRESSOR DISC CONNECTOR ROD SHAFT | |
| RU2565133C1 (en) | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine, spacer of connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine | |
| RU2573419C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2573413C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| RU2630921C1 (en) | Impeller wheel of third stage of high pressure compressor (hpc) rotor of turbocharger engine (variants), hpc rotor impeller wheel disc, hpc rotor impeller wheel blade, hpc rotor impeller wheel blade ring | |
| 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 | |
| RU2603389C1 (en) | Turbojet engine rotor shaft support (versions), turbojet engine rotor shaft support garter seal, turbojet engine rotor shaft support sealing garter assembly, turbojet engine rotor shaft support garter seal ring section | |
| RU2573406C2 (en) | Production of turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) and turbojet engine low-pressure compressor rotor shaft (versions) | |
| EP2912269B1 (en) | Gas turbine engine rotor drain feature | |
| 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 | |
| RU2616139C1 (en) | Method of producing a rotor shaft of low-pressure gas turbine engine compressor and rotor shaft of low-pressure compressor, made according to this method (versions) | |
| RU2565090C1 (en) | Rotor shaft of low pressure compressor of turbojet engine, connection assembly of rotor shaft disks of low pressure compressor of turbojet engine | |
| RU2603375C1 (en) | Gas turbine engine rotor shaft support, gas turbine engine rotor shaft support body (versions), gas turbine engine rotor shaft support roller bearing housing |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |