RU2662755C2 - Place of mounting of working blades of booster rotors and compressor of aviation engines of fifth generation; booster rotor and rotor of high pressure compressor of first generation aviation engine, with working blades, fixed with help of swallowtail type locks in ring grooves of these devices; method of assembling place of mounting working blades of booster rotors and compressor - Google Patents
Place of mounting of working blades of booster rotors and compressor of aviation engines of fifth generation; booster rotor and rotor of high pressure compressor of first generation aviation engine, with working blades, fixed with help of swallowtail type locks in ring grooves of these devices; method of assembling place of mounting working blades of booster rotors and compressor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2662755C2 RU2662755C2 RU2016146883A RU2016146883A RU2662755C2 RU 2662755 C2 RU2662755 C2 RU 2662755C2 RU 2016146883 A RU2016146883 A RU 2016146883A RU 2016146883 A RU2016146883 A RU 2016146883A RU 2662755 C2 RU2662755 C2 RU 2662755C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- annular
- locks
- groove
- tape
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
Abstract
Description
Место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколенияThe place of fastening of the working blades of fifth-generation aircraft engines
Ротор компрессора низкого давления и ротор компрессора высокого давления авиадвигателя пятого поколения, с рабочими лопатками, закрепляемыми с помощью замков типа «ласточкин хвост» в кольцевых канавках рабочих колес этих устройствThe rotor of the low-pressure compressor and the rotor of the high-pressure compressor of the fifth-generation aircraft engine, with rotor blades secured with dovetail locks in the annular grooves of the impellers of these devices
Способ сборки места крепления рабочих лопатокThe method of assembly of the mounting blades
Группа изобретений относится к области гашения вибраций рабочих лопаток бустера и компрессора авиационных газотурбинных двигателей пятого поколения.The group of inventions relates to the field of damping the vibrations of the rotor blades of the booster and compressor of fifth-generation aircraft gas turbine engines.
Повышение надежности путем предупреждения усталостных повреждений рабочих лопаток является актуальной задачей современного авиадвигателестроения. Возникновение этих повреждений у находящихся в эксплуатации авиационных ГТД во многом определяется уровнем вибрационных напряжений в лопатках во всем диапазоне режимов эксплуатации двигателя. Одним из важнейших факторов, снижающих уровень этих напряжений, является демпфирующая способность лопаток, которая определяется энергией, рассеянной в обтекающем газовом потоке (аэродемпфирование), в материале, и у авиадвигателей в старом «классическом» исполнении за счет конструкционного демпфирования в замковом соединении, и в контакте бандажных или антивибрационных полок для ступеней с этими полками.Improving reliability by preventing fatigue damage to rotor blades is an urgent task of modern aircraft engine manufacturing. The occurrence of these damages in aircraft gas turbine engines in operation is largely determined by the level of vibrational stresses in the blades in the entire range of engine operation modes. One of the most important factors that reduce the level of these stresses is the damping ability of the blades, which is determined by the energy dissipated in the flowing gas stream (air damping) in the material and in aircraft engines in the old "classic" design due to structural damping in the castle connection, and in the contact of the retaining or anti-vibration shelves for steps with these shelves.
Аэродемпфирование и конструкционное демпфирование в замках лопаток и в контакте бандажных полок, если таковые имеются, в вентиляторах, компрессорах и турбинах «классических» поколений авиационных двигателей далеко от оптимальных значений.Air damping and structural damping in the locks of the blades and in the contact of the retaining shelves, if any, in the fans, compressors and turbines of the “classic” generations of aircraft engines are far from optimal values.
Поэтому для предотвращения опасных резонансных колебаний лопаток применяют специальные демпфирующие устройства. В абсолютном большинстве известных случаев это устройства конструкционного демпфирования, у которых энергия рассеивается за счет работы сил сухого (кулонова) трения между контактирующими поверхностями при их взаимном упругом проскальзывании в процессе колебаний.Therefore, to prevent dangerous resonant vibrations of the blades, special damping devices are used. In the vast majority of known cases, these are structural damping devices in which the energy is dissipated due to the work of the forces of dry (Coulomb) friction between the contacting surfaces during their mutual elastic slippage during oscillations.
Выбор этого вида демпфирования выбран потому, что его использование позволяет создавать специальные демпфирующие устройства, обеспечивающие оптимальный уровень демпфирования рабочих лопаток турбомашин при конструктивных параметрах демпфирующих устройств. Под конструктивными параметрами здесь понимаются параметры, не существенно (допустимо) ухудшающие габаритные, массовые, технологические, конструктивные характеристики рабочих колес турбомашины и при этом улучшающие эксплуатационные характеристики этих колес и турбомашины в целом. Выбор в пользу этого вида демпфирования сделан уже в самых ранних разработках этих устройств.The choice of this type of damping was chosen because its use allows you to create special damping devices that provide an optimal level of damping of the blades of turbomachines with the design parameters of damping devices. Here, by design parameters are meant parameters that do not substantially (permissible) degrade the overall, mass, technological, design characteristics of the impellers of the turbomachine and at the same time improve the operational characteristics of these wheels and the turbomachine as a whole. The choice in favor of this type of damping was made already in the earliest developments of these devices.
Так известен ротор турбомашины [1], содержащий диск с лопатками, имеющими демпфирующее устройство в виде пакета металлических пластин, отличающийся тем, что с целью повышения эффективности демпфирования лопаток, они выполнены с разрезными хвостовиками, в разрез которых вставлены металлические пластины с натягом, созданным за счет упругой деформации (выпрямления) предварительно изогнутых металлических пластин, а в замок лопатки под различными углами запрессованы штифты.So known rotor of a turbomachine [1], containing a disk with blades having a damping device in the form of a package of metal plates, characterized in that in order to increase the damping efficiency of the blades, they are made with split shanks, into the section of which are inserted metal plates with an interference fit created for due to elastic deformation (straightening) of pre-bent metal plates, and pins are pressed into the blade lock at various angles.
Оригинальность этого предложения состоит в том, что упругодемпфирующий элемент располагается внутри ножки лопатки и в качестве такого элемента использован многослойный пакет стальных пластин, сжатый распределенной нагрузкой, полученной за счет больших упругих деформаций пакета при установке его в ножку. В случае, когда жесткость на изгиб стороны ножки будет одного порядка, что и жесткость на изгиб одной пластины, при числе пластин n≥10 в пакете максимальное значение коэффициента рассеивания пакета может достигать очень высоких значений Ψmax≈4÷5 [7], т.е. эти устройства при должном подборе его параметров способно обеспечить высокий коэффициент рассеивания системе «лопатка - демпфирующее устройство» на наиболее опасных низких формах ее колебаний и, следовательно, эффективное гашение этих колебаний лопаток.The originality of this proposal lies in the fact that the elastic-damping element is located inside the blade legs and a multilayer package of steel plates compressed by a distributed load obtained due to large elastic deformations of the package when it is installed in the foot is used as such an element. In the case when the bending stiffness of the leg side is of the same order as the bending stiffness of one plate, with the number of plates n≥10 in the packet, the maximum value of the dispersion coefficient of the packet can reach very high values Ψ max ≈4 ÷ 5 [7], t .e. these devices, with proper selection of its parameters, can provide a high dispersion coefficient for the “blade-damping device” system at the most dangerous low forms of its vibrations and, therefore, the effective damping of these vibrations of the blades.
Однако это предложение непригодно для использования его в качестве демпфирующего устройства рабочих лопаток компрессора авиационного ГТД пятого поколения, закрепляемых в кольцевых канавках этих устройств, так как эти лопатки либо вообще не имеют ножек, либо выполняются с низкими ножками.However, this proposal is unsuitable for use as a damping device for the fifth generation aircraft GTE compressor blades mounted in the annular grooves of these devices, since these blades either have no legs at all or are made with low legs.
Известно демпфирующее устройство [3], действие которого основано на рассеянии энергии колебаний лопатки за счет работы сил сухого трения, возникающих при контакте малоподвижного элемента демпфирующего устройства с участком тела колеблющейся лопатки, расположенным внутри ее ножки и в области замкового соединения. Для создания контактного давления используются пружины или другие упругие элементы.A damping device is known [3], the action of which is based on the dissipation of the energy of the vibrations of the blade due to the work of the dry friction forces arising from the contact of the sedentary element of the damping device with the body part of the vibrating blade located inside its legs and in the area of the castle connection. To create contact pressure, springs or other elastic elements are used.
Известно также демпфирующее устройство [4], использующие для создания контактного давления центробежную силу инерции от вращения рабочего колеса элементов конструкции, размещенных внутри пера и замка лопатки, через упругие элементы.Also known is a damping device [4], which uses centrifugal inertia from the rotation of the impeller of structural elements placed inside the pen and blade lock to create contact pressure through elastic elements.
Это устройство принципиально аналогично устройству [3], так как малоподвижный элемент этого устройства прижимается к контактирующим с ним поверхностям лопатки также и центробежной силой.This device is fundamentally similar to the device [3], since the sedentary element of this device is pressed against the surfaces of the blade in contact with it also by centrifugal force.
Рабочие лопатки компрессора авиационных ГТД не выполняют пустотелыми, и эти предложения не пригодны для использования для гашения колебаний этих лопаток.The working blades of an aircraft gas turbine compressor are not hollow, and these proposals are not suitable for damping the vibrations of these blades.
Известно также устройство демпфирования широкохордых рабочих лопаток вентилятора [5], расположенное между рабочим колесом и бустером подпорных ступеней вентилятора, содержит кольцеобразную металлическую пластину, крепящуюся снаружи к диску вентилятора и/или к бустеру и изогнутые профилированные элементы. Элементы выступают соответственно каждой рабочей лопатке над кольцеобразной пластиной по ее внешнему диаметру. Каждый из элементов включает упругую часть и фрикционную часть, отогнутую от упругой и загнутую в направлении внутреннего диаметра кольцеобразной металлической пластины. Элементы выполнены с возможностью прижатия фрикционной части к ответной торцовой поверхности ножки лопатки центробежной силой вентилятора без совершения совместных колебаний для создания силы трения, демпфирующей колебания лопатки. Жесткость крепления элемента к диску вентилятора и/или к бустеру не допускает совместных колебаний устройства и ножки лопатки. Достигается повышение надежности демпфирования колебаний широкохордых лопаток вентилятора с большой конусностью втулки за счет создания силы трения при перемещениях фрикционного элемента устройства и наружной поверхности торца ножки лопатки.Also known is a damping device for wide-chord fan blades [5], located between the impeller and the booster of the fan retaining steps, contains an annular metal plate mounted externally to the fan disk and / or to the booster and curved shaped elements. Elements protrude respectively to each working blade above the annular plate in its outer diameter. Each of the elements includes an elastic part and a friction part, bent from the elastic and bent in the direction of the inner diameter of the annular metal plate. The elements are made with the possibility of pressing the friction part to the mating end surface of the blade legs by centrifugal fan force without performing joint vibrations to create a friction force damping the blade vibrations. The rigidity of fastening the element to the fan disk and / or to the booster does not allow joint vibrations of the device and the blade legs. EFFECT: increased reliability of damping of vibrations of wide-chord fan blades with large taper of the sleeve due to the creation of friction force during movements of the friction element of the device and the outer surface of the end face of the blade legs.
Это демпфирующее устройство также непригодно для гашения колебаний рабочих лопаток компрессора авиационного ГТД пятого поколения, закрепляемых в кольцевых канавках этих устройств, так, как уже указывалось, эти лопатки либо вообще не имеют ножек, либо выполняются с низкими ножками.This damping device is also unsuitable for damping the vibrations of the working blades of a fifth-generation aviation gas turbine compressor, fixed in the annular grooves of these devices, as already mentioned, these blades either have no legs at all, or are made with low legs.
Можно проанализировать конструкции еще целого ряда известных демпфирующих устройств рабочих лопаток турбомашин, но все они по вышеописанным причинам оказываются непригодными для гашения колебаний рабочих лопаток компрессора авиационного ГТД пятого поколения, закрепляемых в кольцевых канавках ободов рабочих колес, и не могут быть использованы в качестве прототипа предлагаемого изобретения.You can analyze the design of a whole series of well-known damping devices of the working blades of turbomachines, but all of them, for the reasons described above, are unsuitable for damping the vibrations of the working blades of a fifth-generation aircraft gas turbine compressor, fixed in the annular grooves of the impeller rims, and cannot be used as a prototype of the invention .
Известен трех ступенчатый ротор компрессора авиадвигателя SaM 146 [2], выполненный в виде бочки с тремя кольцевыми выступами на внешней и внутренней поверхности бочки. В каждом кольцевом выступе выполнена профилированная кольцевая канавка с поперечным радиальным сечением, ответным замку рабочей лопатки типа «ласточкин хвост». Рабочие лопатки своими замками вставлены в эти канавки и выполнены с платформами, которыми лопатки упираются друг в друга, и которые вместе с перьями лопаток организуют каналы обтекания этих лопаток. Ротор компрессора жестко соединен с ротором вентилятора. Четыре лопатки на каждой из ступеней (пары этих лопаток расположены диаметрально противоположно) имеют специальные вырезы в платформе под два замка.Known three-stage rotor of the compressor of the aircraft engine SaM 146 [2], made in the form of a barrel with three ring protrusions on the outer and inner surfaces of the barrel. In each annular protrusion, a profiled annular groove is made with a transverse radial section reciprocal to the dovetail-type working blade lock. The working blades with their locks are inserted into these grooves and are made with platforms, which the blades abut against each other, and which, together with the feathers of the blades, organize channels for the flow around these blades. The compressor rotor is rigidly connected to the fan rotor. Four blades on each of the steps (pairs of these blades are diametrically opposed) have special cutouts in the platform for two locks.
Известен также шести ступенчатый ротор КВД авиадвигателя SaM 146 [2], состоящий из следующих элементов: лопатки КВД; блиски первой и второй ступеней КВД; рабочее колесо КВД; диск с лабиринтным уплотнением.Also known is a six-speed rotor KVD aircraft engine SaM 146 [2], consisting of the following elements: blades KVD; glare of the first and second steps of the high-pressure ring; KVD impeller; labyrinth seal disc.
Первая и вторая ступени ротора КВД выполнены по технологии "Blisk".The first and second stages of the HPC rotor are made according to the Blisk technology.
Блиск КВД является фрезерованной из единой заготовки деталью, совмещающей рабочее колесо, комплект лопаток, лабиринтные уплотнения и вал КВД. Блиск первой ступени ротора КВД соединен вместе с блиском второй ступени ротора КВД и рабочим колесом с третьей по шестую ступень ротора КВД при помощи болтов. На валу блиска второй ступени КВД выполнены шлицевые пазы для соединения с задней частью вала вентилятора. Блиски первой и второй ступеней ротора КВД выполнены из титанового сплава. Лопатки третьей ступени ротора КВД устанавливаются на рабочее колесо КВД при помощи паза «ласточкин хвост». Лопатки третьей ступени ротора КВД поджаты в осевом направлении упорным кольцом, прикрепленным к передней поверхности паза ласточкин хвост при помощи болтов. Лопатки третьей ступени ротора КВД выполнены из титанового сплава. Упорное кольцо выполнено из никелевого сплава. Лопатки с четвертой по шестую ступеней ротора КВД устанавливаются на рабочее колесо ротора КВД при помощи профилированной кольцевой канавки. Платформы лопаток с четвертой по шестую ступеней КВД плотно прилегают друг к другу, обеспечивая надежную фиксацию лопаток в тангенциальном направлении. Четыре лопатки на каждой из ступеней (с 4 по 6 ступень) КВД имеют специальные вырезы в платформе под два замка. Лопатки с четвертой по шестую ступень КВД выполнены из никелевого сплава. К переднему фланцу рабочего колеса КВД крепятся оба блиска КВД. Задний фланец рабочего колеса КВД крепится к диску с лабиринтным уплотнением при помощи болтов. На рабочем колесе КВД выполнено 70 пазов ласточкин хвост под лопатки третей ступени ротора КВД, а также три профилированные кольцевые канавки для крепления лопаток четвертой, пятой и шестой ступеней КВД. Также на рабочем колесе КВД имеются четыре лабиринтных уплотнения, для герметизации сочленения с вкладышами истираемого уплотнения и сотового уплотнения статора КВД. Рабочее колесо КВД изготовлено из никелевого сплава в виде бочки, выполненной заодно целое с дисками. Диск с лабиринтным уплотнением крепится вместе с бочкой ротора ТНД к заднему фланцу рабочего колеса КВД при помощи болтов. На диске выполнены зубья лабиринтного уплотнения, обеспечивающие герметизацию сочленения с опорой уплотнения корпуса камеры сгорания. Диск с лабиринтным уплотнением выполнен из никелевого сплава.Blisk KVD is a part milled from a single workpiece, combining the impeller, a set of blades, labyrinth seals and the shaft of the KVD. The blisk of the first stage of the KVD rotor is connected together with the blisk of the second stage of the KVD rotor and the impeller from the third to the sixth stage of the KVD rotor with bolts. On the shaft of the blisk of the second stage of the HPC, slotted grooves are made for connection to the rear of the fan shaft. The highlights of the first and second stages of the HPC rotor are made of titanium alloy. The blades of the third stage of the HPC rotor are installed on the impeller of the HPC using the dovetail groove. The blades of the third stage of the HPC rotor are axially pressed by a thrust ring attached to the front surface of the dovetail groove with bolts. The blades of the third stage of the HPC rotor are made of titanium alloy. The thrust ring is made of nickel alloy. The blades from the fourth to sixth steps of the HPC rotor are mounted on the impeller of the HPC rotor using a profiled annular groove. The blade platforms of the fourth to sixth stages of the HPC fit tightly to each other, ensuring reliable fixation of the blades in the tangential direction. Four blades on each of the steps (from 4 to 6 steps) of the HPC have special cutouts in the platform for two locks. The blades from the fourth to the sixth stage of the HPC are made of nickel alloy. To the front flange of the impeller KVD are attached both blisk KVD. The rear flange of the KVD impeller is attached to the labyrinth disk with bolts. On the KVD impeller, 70 dovetail grooves for the blades of the third stage of the KVD rotor are made, as well as three profiled annular grooves for attaching the blades of the fourth, fifth and sixth stages of the KVD. There are also four labyrinth seals on the HPC impeller for sealing the joint with the liners of the abrasive seal and the honeycomb stator seal of the HPC. The impeller of the HPC is made of a nickel alloy in the form of a barrel, made integrally with the disks. The labyrinth seal disc is mounted together with the TND rotor barrel to the rear flange of the HPC impeller using bolts. The labyrinth seal teeth are made on the disk, providing sealing of the joint with the seal support of the combustion chamber body. The labyrinth seal disc is made of nickel alloy.
Преимуществами этих конструкций роторов, например, по сравнению с аналогичными роторами авиадвигателей четвертого поколения с «классическими» рабочими колесами, соединенными болтами в барабанно дисковые конструкции, с рабочими лопатками, установленными в пазы «ласточкин хвост» этих колес, является значительное уменьшение количества деталей и массы этих конструкций и, как следствие этого, улучшение эксплуатационных характеристик двигателя: снижение удельного расхода топлива, повышение удельной тяги двигателя.The advantages of these rotor designs, for example, in comparison with similar fourth-generation aircraft engine rotors with “classic” impellers, bolted into drum-disk designs, with impellers mounted in the dovetail grooves of these wheels, is a significant reduction in the number of parts and mass of these structures and, as a consequence of this, improved engine performance: reduced specific fuel consumption, increased specific engine thrust.
К числу недостатков этих конструкций в случае, когда конструктор сталкивается с необходимостью постановки в конструкцию демпфирующих устройств для гашения колебаний рабочих лопаток, является отсутствие разработанных конструкций этих демпфирующих устройств, пригодных для гашения колебаний рабочих лопаток блисков и рабочих лопаток с замками «ласточкин хвост», установленных в кольцевые канавки рабочего колеса.Among the disadvantages of these structures when the designer is faced with the need to include damping devices in the design for damping the vibrations of the working blades, there is a lack of developed designs of these damping devices suitable for damping the vibrations of blisk blades and working blades with dovetail locks installed into the annular grooves of the impeller.
Заметим, что вывод об отсутствии таких устройств нами сделан на основании того, что нами не обнаружено опубликованных материалов, где бы описывались эти устройства. Вполне возможно, что их просто не успели разработать.Note that the conclusion about the absence of such devices was made by us on the basis that we did not find published materials that would describe these devices. It is possible that they simply did not have time to develop.
Поэтому место крепления рабочих лопаток в кольцевых канавках ступеней роторов КНД и КВД авиадвигателя SaM 146, как наиболее близкое по технической сущности к предлагаемому, принято за прототип.Therefore, the place of attachment of the working blades in the annular grooves of the stages of the KND and KVD rotors of the SaM 146 aircraft engine, as the closest in technical essence to the proposed one, was taken as a prototype.
По этой же причине за прототипы приняты роторы КНД и КВД авиадвигателя SaM 146.For the same reason, the rotors KND and KVD of the SaM 146 aircraft engine are taken as prototypes.
В настоящее время, по нашему мнению, в области конструкционного демпфирования накоплены знания, достаточные для разработки высоко эффективных специальных демпфирующих устройств для гашения колебаний рабочих лопаток турбомашин, и разработаны редакторы, позволяющие численными методами, например, методом конечных элементов (МКЭ) решать динамические задачи сложных механических систем, достаточно точно моделирующих узлы турбомашин с этими демпфирующими устройствами.Currently, in our opinion, in the field of structural damping, sufficient knowledge has been accumulated to develop highly effective special damping devices for damping the vibrations of turbomachine blades, and editors have been developed that allow numerical methods, for example, the finite element method (FEM) to solve dynamic problems of complex mechanical systems that accurately model the nodes of turbomachines with these damping devices.
Следовательно, появилась возможность замены дорогостоящего натурного эксперимента по исследованию динамики облапаченного диска со специальными демпфирующими устройствами для гашения колебаний системы «диск - рабочие лопатки» виртуальным экспериментом, проводимым на ЭВМ, и определения оптимальных настроек этих устройств, а точнее оптимальных настроек системы «рабочая лопатка - демпфирующее устройство», расчетным путем.Consequently, it became possible to replace an expensive full-scale experiment to study the dynamics of a cloudy disc with special damping devices for damping the oscillations of the disk – blade system with a virtual experiment conducted on a computer, and to determine the optimal settings for these devices, or rather, the optimal settings for the “working blade - damping device ”, by calculation.
Это обстоятельство обновляет и существенно повышает интерес к проблеме демпфирования рабочих лопаток турбомашин.This circumstance updates and significantly increases interest in the problem of damping the blades of turbomachines.
Отметим, что в известных патентах, как правило, ограничились весьма общей формулировкой цели решаемой задачи, например, «повышение эффективности демпфирования лопаток» [1] или «повышение надежности демпфирования и предупреждения усталостных повреждений широкохордных лопаток вентилятора [5]».Note that in the known patents, as a rule, they limited themselves to a very general formulation of the goal of the problem to be solved, for example, “improving the damping efficiency of the blades” [1] or “increasing the reliability of damping and preventing fatigue damage of wide-chord fan blades [5]”.
Сформулируем решаемую здесь задачу в более конкретной форме, по возможности сблизив ее с формулировкой задачи, которую мы решали бы при проведении виртуального эксперимента по исследованию вынужденных колебаний системы «фрагмент места крепления лопаток - рабочая лопатка - демпфирующее устройство».We formulate the problem to be solved here in a more specific form, bringing it as close as possible to the formulation of the problem that we would solve when conducting a virtual experiment to study the forced vibrations of the system "blade attachment fragment - working blade - damping device".
Хотя при выполнении виртуального эксперимента задача о вынужденных колебаниях этой системы методом МКЭ решается в размерных параметрах при определении оптимальной настройки демпфирующего устройства лучше перейти в критериальные координаты, и, определив эту настройку, определить затем размерные параметры демпфирующего устройства, соответствующие этой настройке.Although, when performing a virtual experiment, the problem of forced oscillations of this system by the FEM method is solved in dimensional parameters when determining the optimal setting of the damping device, it is better to go to the criteria coordinates, and having determined this setting, then determine the dimensional parameters of the damping device corresponding to this setting.
Заметим, что в работе [7] исследованы упругофрикционные характеристики (УФХ) аналогов, близких предлагаемым демпфирующим устройствам и на примере решения задачи о вынужденных колебаниях системы с распределенными параметрами с упругодемпферной опорой (УДО) с конструкционным демпфированием (трубопровода с промежуточной УДО в виде многослойного пакета пластин, сжатых равномерно распределенной нагрузкой) разработана методика определения оптимальной начальной настройки УДО, обеспечивающей прочность системы и УДО на всех рабочих режимах работы двигателя в течение ресурса работы системы, и параметров УДО, обеспечивающих эту настройку УДО при предельно допустимой амплитуде равнодействующей возбуждающих сил или при кинематическом возбуждении системы при предельно допустимой для авиационных ГТД норме скорости колебания основания (корпуса), на котором своими опорами закреплена система.Note that in [7], the elastic-friction characteristics (UVC) of analogues close to the proposed damping devices and the solution to the problem of forced oscillations of a system with distributed parameters with an elastic-damping support (UDO) with structural damping (a pipeline with an intermediate UDO in the form of a multilayer package) were studied plates compressed by a uniformly distributed load), a methodology has been developed for determining the optimal initial setup of UDO, which ensures the strength of the system and UDO in all operating modes Started engine during operation of the system resource, and UDL parameters providing the setting UDO at the maximum permissible amplitude of the exciting force or the resultant of the kinematic system is excited at the maximum allowable for aircraft GTE rate of speed at which its system supports fixed oscillation base (housing).
В работе [7] в отличие от других работ, где рассмотрены вынужденные колебания систем с распределенными параметрами с сосредоточенным конструкционным демпфированием, и где в качестве оптимальной настройки УДО принят минимум зависимости максимального резонансного напряжения системы σmах от среднециклической жесткости УДО, построенной для самой опасной формы колебаний системы с УДО в рабочем диапазоне частот двигателя, оптимальная настройка УДО определяется по зависимостям σmах *(β), построенным для каждой из опасных форм колебаний системы в рабочем диапазоне частот (оборотов двигателя) при максимально допустимой по норме стандарта для авиадвигателей амплитуде виброскорости возбуждения для различных значений относительной жесткости УДО К, равной отношению среднециклической жесткости УДО к жесткости трубопровода, которая в свою очередь зависит от граничных условий, длины пролета, изгибной жесткости трубопровода EI и частотного коэффициента, определяемого из частотного уравнения системы «трубоповод - УДО». Здесь σmах *=σmax/σТ - относительное максимальное резонансное напряжение системы (трубопровода), σТ - предел текучести материала трубопровода, β=P0/T - относительная амплитуда возбуждающей силы («настройка УДО»), действующей на систему, Р0 - амплитуда возбуждающей силы, рассчитанная для максимально допустимой виброскорости возбуждения, Т - обобщенная сила трения, определяемая как половина отрезка, отсекаемого на оси ординат поля упругогистерезисных петель УДО, построенного в координатах αР - Y с началом координат в ненагруженном состоянии УДО процессами нагружения с наименьшей жесткостью (процессами нагружения полностью расслоенной УДО). Здесь α - коэффициент нагрузки (-1≤α≤1), Р - амплитуда циклической силы, действующей на УДО, и Y - деформация УДО.In [7], in contrast to other works, where forced oscillations of systems with distributed parameters with concentrated structural damping are considered, and where the optimal dependence of the ultrasonic treatment is adopted, the minimum dependence of the maximum resonant voltage of the system σ max on the average cyclic rigidity of the ultrasonic protection, constructed for the most dangerous form oscillations of the system with ultrasonic testing in the operating range of engine frequencies, the optimal tuning of ultrasonic testing is determined by the dependences σ max * (β) constructed for each of the dangerous forms of system vibrations the operating frequency range (engine speed) at the maximum permissible vibration frequency of excitation vibration velocity for various engines according to the standard of aircraft engines for UDO K, equal to the ratio of the average cyclic UDO stiffness to the pipeline stiffness, which in turn depends on boundary conditions, span length, bending the stiffness of the EI pipeline and the frequency coefficient, determined from the frequency equation of the system "pipe - UDO". Here, σ max * = σ max / σ T is the relative maximum resonant stress of the system (pipeline), σ T is the yield strength of the pipeline material, β = P 0 / T is the relative amplitude of the exciting force ("UDO setting") acting on the system, P 0 - the amplitude of the exciting force, calculated for maximum vibration excitation, T - generalized force of friction which is defined as half of the interval, the intercept on the ordinate axis field uprugogisterezisnyh parole loops constructed in coordinates αR - Y, with the origin in the unloaded condition To the lowest stiffness loading process (loading process is completely exfoliated parole). Here, α is the load coefficient (-1≤α≤1), P is the amplitude of the cyclic force acting on the UDO, and Y is the deformation of the UDO.
Зависимости σmах *(β) имеют минимум. Но настройка УДО, соответствующая этому минимуму, для ряда практически важных значений относительной жесткости К располагается в недопустимой близости к неустойчивой зоне зависимости σmax *(β), и изменение настройки УДО β в этой области всего на 10% ведет к недопустимому изменению параметра σmax *.The dependences σ max * (β) have a minimum. But the UDO setting corresponding to this minimum, for a number of practically important values of relative stiffness K, is located in an unacceptable proximity to the unstable zone of dependence σ max * (β), and a change in the UDO setting β in this region by only 10% leads to an unacceptable change in the parameter σ max * .
Из-за износа контактных поверхностей УДО и релаксации ее упругих элементов, создающих сдавливающую нагрузку, динамично изменяемым в разы в течение ресурса работы авиадвигателя у рассматриваемой системы является произведение параметров μ⋅р. Здесь μ - коэффициент трения скольжения на контактных поверхностях УДО, р - нагрузка, сдавливающая контактирующие элементы УДО.Due to the wear of the contact surfaces of the UDO and the relaxation of its elastic elements that create a compressive load, the product of the parameters μ⋅р is dynamically changed several times during the life of the aircraft engine. Here μ is the coefficient of sliding friction on the contact surfaces of the UDO, and p is the load compressing the contacting elements of the UDO.
По классификации систем конструкционного демпфирования, предложенной в работе [23], рассматриваемое УДО относится к классу систем конструкционного демпфирования с неизменяемыми за цикл нагружения силами трения на контактных поверхностях с постоянной жесткостью системы при мыслимом уничтожении сил трения в ней. Как показано в этой работе, у этого класса систем конструкционного демпфирования коэффициент трения скольжения μ не входит в число независимых критериев подобия, а величина обобщенной силы трения Т прямо пропорционально произведению μ⋅р.According to the classification of structural damping systems proposed in [23], the considered UDD belongs to the class of structural damping systems with friction forces on contact surfaces that are unchanged during the loading cycle with constant rigidity of the system with the conceivable destruction of the friction forces in it. As shown in this paper, in this class of structural damping systems, the sliding friction coefficient μ is not among the independent similarity criteria, and the magnitude of the generalized friction force T is directly proportional to the product μ⋅р.
Следовательно, в течение ресурса работы двигателя настройка УДО β может изменяться в разы, так как коэффициент трения μ может измениться, например, с 0,16 до 0,3 и более, а сдавливающая нагрузка р вследствие релаксации упадет не намного, т.е. во многих практически важных случаях произведение μ⋅р в течение наработки изменится меньше или немного больше, чем в два раза.Therefore, during the life of the engine, the UDO setting β can change many times, since the friction coefficient μ can change, for example, from 0.16 to 0.3 or more, and the compressive load p due to relaxation will not drop much, i.e. in many practically important cases, the product μ⋅р during the operating time will change less or slightly more than twice.
В работе показано, что зависимости σmах *(β) имеют достаточно широкую область настроек β, в которой параметр σmах * меняется мало с изменением настройки β, и, где для всех рабочих значений относительной жесткости К σmax *<1. Причем в этой области β может измениться существенно больше, чем в два раза.It is shown in the work that the dependences σ max * (β) have a fairly wide range of settings β, in which the parameter σ max * changes little with the setting β, and, where for all working values of relative stiffness К σ max * <1. Moreover, in this region β can change significantly more than twice.
Такой характер зависимостей σmах *(β) позволяет таким образом выбрать оптимальную (начальную) настройку β0 УДО, что конечная настройка (настройка в конце ресурса работы системы или турбомашины) попадет в указанную область зависимостей σmах *(β), а сама оптимальная настройка β0 будет расположена на безопасном расстоянии от границы неустойчивой зоны этих зависимостей. Следовательно, при таком выборе настроек УДО будет обеспечена прочность системы (трубопровода) в течение всего ресурса работы системы или турбомашины. Заметим, что оптимальная настройка β0 сдвинута относительно настройки, соответствующей минимуму зависимости σmах *(β) внутрь указанной области.This nature of the dependences σ max * (β) thus allows one to choose the optimal (initial) setting β 0 UDO, so that the final setting (setting at the end of the life of the system or turbomachine) will fall into the indicated range of dependences σ max * (β), and the optimal the setting β 0 will be located at a safe distance from the boundary of the unstable zone of these dependencies. Therefore, with such a choice of the UDO settings, the strength of the system (pipeline) will be ensured over the entire life of the system or turbomachine. Note that the optimal setting β 0 is shifted relative to the setting corresponding to the minimum of the dependence σ max * (β) inside the indicated region.
Размерные параметры УДО определяются по двум этим настройкам при максимально допустимой по норме стандарта для авиадвигателей амплитуде виброскорости возбуждения и этот способ проведения виртуального эксперимента в работе [7] назван «Метод расчета параметров системы трубопровод - УДО по двум настройкам».Dimensional parameters of ultrasonic testing are determined by these two settings at the maximum permissible vibrational velocity amplitude for aircraft engines, and this method of conducting a virtual experiment in work [7] is called "Method for calculating the parameters of a pipeline - ultrasonic inspection system using two settings."
Конечно, диск и рабочие лопатки нагружаются и деформируются значительно сложнее, чем прямой трубопровод с УДО. Так рабочая лопатка испытывает самый общий поперечный изгиб с растяжением и кручением, температурные напряжения. Но ниже предлагаемые демпфирующие устройства также являются промежуточными УДО с конструкционным демпфированием с наиболее динамично изменяемым в процессе наработки параметром μ⋅р, а зависимости σmax *(β) имеют тот же самый качественный характер, но, естественно, строятся для различных безразмерных параметров, характеризующих геометрию и размеры лопатки, ее материал и условия работы, которые описывать не будем. Правда при исследовании прочности рабочих лопаток в качестве параметра σmах * выбирается параметр σmax *=σmax/σ-1, или σmах *=σmах/(σ-1⋅nз), где σmах - главное растягивающее напряжение у наиболее напряженной лопатки пакета на наиболее опасных низших формах ее колебаний (зависимости σmах *(β) строятся для каждой из этих форм) в опасном сечении лопатки, в точке сечения, где это напряжение максимально, σ-1 - для лопаток компрессора предел прочности при многоцикловом нагружении материала лопатки при ее максимальной рабочей температуре и nз - коэффициент запаса прочности лопатки. Кроме того, для обеспечения выбранной начальной настройки β0 во многих случаях потребуется виртуальное определение процесса нагружения демпфирующего устройства при его сборке в изделие.Of course, the disk and rotor blades are loaded and deformed much more complicated than a direct pipeline with UDO. So the working blade experiences the most common transverse bending with tension and torsion, temperature stresses. But below, the proposed damping devices are also intermediate UDOs with structural damping with the parameter μ⋅р most dynamically changed during production, and the dependences σ max * (β) are of the same qualitative nature, but, of course, are constructed for various dimensionless parameters characterizing the geometry and dimensions of the blade, its material and working conditions, which we will not describe. It is true in the investigation of the strength of rotor blades as a parameter σ max * max selected parameter σ * = σ max / σ -1, σ or Cmax Cmax * = σ / (σ -1 ⋅n s), where σ max - tensile stress in the main the most stressed blades of the package on the most dangerous lower forms of its vibrations (dependences σ max * (β) are constructed for each of these forms) in the dangerous section of the blade, at the point of cross-section where this voltage is maximum, σ -1 - for the compressor blades the ultimate strength at multi-cycle loading of the material of the blade at its maximum working temperature and n s - coefficient blade safety factor. In addition, to ensure the selected initial setting β 0 in many cases, you will need a virtual definition of the process of loading the damping device when it is assembled into the product.
Ставится задача разработки мест крепления рабочих лопаток в кольцевых канавках роторов компрессора авиадвигателя пятого поколения, обеспечивающих надежность крепления и оптимальное демпфирование лопаток на всех опасных низких формах колебаний, у которых оптимальная и конечная настройки системы «фрагмент места крепления лопаток - рабочая лопатка - демпфирующее устройство» и размерные параметры демпфирующего устройства предпочтительно определяются из виртуального эксперимента, причем конструкция демпфирующих устройств при постановке их на рабочие колеса не должна неприемлемо ухудшать массовую характеристику колеса и снижать его кпд.The task is to develop the attachment points of the rotor blades in the annular grooves of the fifth-generation aircraft engine compressor rotors, which ensure the reliability of attachment and optimal damping of the blades at all dangerous low vibration modes, which have the optimal and final settings of the “blade attachment fragment - rotor blade – damping device” and the dimensional parameters of the damping device are preferably determined from a virtual experiment, and the design of the damping devices when installed their application in impellers should not unacceptably degrade the characteristic of the wheel mass and reduce its efficiency.
Поставленная задача решается тем, что предлагается место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения, выполненное в виде кольцевого выступа на внешней и внутренней поверхности бочки ротора бустера или бочки рабочего колеса ротора компрессора, в котором выполнена кольцевая профилированная канавка со стороны внешней поверхности бочки, в которой замками «ласточкин хвост» закреплены рабочие лопатки с платформами, в кольцевой канавке в двух диаметрально противоположных местах выполнены две выемки с такими шириной и длиной в тангенциальном направлении, чтобы в ней свободно мог разместиться замок лопатки, с глубиной, равной глубине кольцевой канавки, и в выемках и вырезах в платформах закреплены замки, ограничивающие смещение лопаток в тангенциальном направлении, причем наружный диаметр рабочего колеса, измеренный по замкам, равен наружному диаметру, измеренному по платформам лопаток, отличающееся тем, что кольцевая профилированная канавка выполнена с коническим дном, причем ось конической поверхности дна совпадает с продольной осью ротора бустера или компрессора, а угол при вершине этого конуса выбран из условия создания требуемой величины натяга между замками лопаток и упругогистерезисным элементом, на который они опираются, и радиальное поперечное сечение кольцевой профилированной канавки имеет форму «ласточкиного хвоста», соединенного в основании с горизонтально расположенной трапецией с вертикальными основаниями, причем высота трапеции, по которой она соединена с фигурой «ласточкин хвост», равна в ммThe problem is solved in that it is proposed that the mounting point of the blades of the fifth generation aircraft engines, made in the form of an annular protrusion on the outer and inner surface of the barrel of the rotor of the booster or the barrel of the impeller of the compressor rotor, in which an annular shaped groove is made on the side of the outer surface of the barrel, in which the locks “Dovetail” fixed working blades with platforms, in the annular groove in two diametrically opposite places made two recesses with such a width and length in the tangential direction, so that the blade lock can freely fit in it, with a depth equal to the depth of the annular groove, and locks are fixed in the recesses and cutouts in the platforms, limiting the blade displacement in the tangential direction, and the outer diameter of the impeller, measured from the locks, is equal to the outer diameter, measured on the platforms of the blades, characterized in that the annular shaped groove is made with a conical bottom, and the axis of the conical surface of the bottom coincides with the longitudinal axis of the rotor of the booster or a pressor, and the angle at the apex of this cone is selected from the condition of creating the required amount of interference between the blade locks and the elastic hysteresis element on which they rest, and the radial cross section of the annular shaped groove has the shape of a “dovetail” connected at the base with a horizontally arranged trapezoid with vertical bases, and the height of the trapezoid along which it is connected to the dovetail figure is equal to mm
где с - величина большего основания «ласточкина хвоста» в мм, b - величина меньшего основания «ласточкина хвоста» в мм и а - глубина кольцевой технологической канавки в одной из боковых стенок выступа, измеренная в направлении оси ротора в мм, равнаяwhere c is the value of the larger base of the dovetail in mm, b is the value of the smaller base of the dovetail in mm and a is the depth of the annular technological groove in one of the side walls of the protrusion, measured in the direction of the axis of the rotor in mm, equal
где δ - величина натяга в мм между замками лопаток и упругогистерезисным элементом, ϕ - угол при вершине конуса внутренней поверхности промежуточной проставки, и высота кольцевой технологической канавки, измеренная в радиальном поперечном сечении, равна в ммwhere δ is the interference value in mm between the blade locks and the elastic hysteresis element, ϕ is the angle at the apex of the cone of the inner surface of the intermediate spacer, and the height of the annular technological groove, measured in radial cross section, is equal to mm
h=δ+Н+0÷0,2,h = δ + H + 0 ÷ 0.2,
где Н - наибольшая высота поперечного радиального сечения кольцевой промежуточной проставки, и кольцевая промежуточная проставка выполнена из двух диаметрально противоположно расположенных полуколец с наружной цилиндрической поверхностью, с поперечным радиальным сечением в виде трапеции - усеченного клина, с наибольшей высотой Н, шириной, равной или меньшей ширины большего основания «ласточкиного хвоста» кольцевой профилированной канавки, и углом наклона клина - половиной угла конуса клина, равной 
Предлагается также место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения, выполненное в виде кольцевого выступа на внешней и внутренней поверхности бочки рабочего колеса, в котором выполнена кольцевая профилированная канавка со стороны внешней поверхности бочки, в которой замками «ласточкин хвост» закреплены рабочие лопатки с платформами, в кольцевой канавке в двух диаметрально противоположных местах выполнены две выемки с такими шириной и длиной в тангенциальном направлении, чтобы в ней свободно мог разместиться замок лопатки, с прямоугольным поперечным радиальным сечением с глубиной, равной глубине кольцевой канавки, и в выемках и вырезах в платформах закреплены замки, ограничивающие смещение лопаток в тангенциальном направлении, причем наружный диаметр рабочего колеса, измеренный по замкам, равен наружному диаметру, измеренному по платформам лопаток, отличающееся тем, что кольцевая профилированная канавка выполнена с цилиндрическим дном, причем ось цилиндрической поверхности дна совпадает с продольной осью ротора, и радиальное поперечное сечение кольцевой профилированной канавки имеет форму «ласточкиного хвоста», соединенного в основании с прямоугольником с вертикальными боковыми стенками, причем большая сторона прямоугольника, по которой он соединен с фигурой «ласточкин хвост», равна в ммA place for fastening the working blades of fifth-generation aircraft engines, made in the form of an annular protrusion on the outer and inner surface of the impeller barrel, in which an annular profiled groove is made on the side of the outer surface of the barrel, in which dovetail locks are fixed with platforms in two grooves are made in the annular groove in two diametrically opposite places with such a width and length in the tangential direction so that the lock lo Patches, with a rectangular transverse radial section with a depth equal to the depth of the annular groove, and locks are fixed in the recesses and cutouts in the platforms, limiting the displacement of the blades in the tangential direction, and the outer diameter of the impeller, measured by locks, is equal to the outer diameter measured on the platforms of the blades characterized in that the annular profiled groove is made with a cylindrical bottom, and the axis of the cylindrical surface of the bottom coincides with the longitudinal axis of the rotor, and the radial cross section to the profiled groove has the shape of a “dovetail” connected at the base to a rectangle with vertical side walls, the larger side of the rectangle along which it is connected to the dovetail shape is equal to mm
где с - величина большего основания «ласточкина хвоста» в мм, b - величина меньшего основания «ласточкина хвоста» в мм и а - глубина кольцевой технологической канавки в одной из боковых стенок выступа в направлении оси ротора в мм, равнаяwhere c is the value of the larger base of the dovetail in mm, b is the value of the smaller base of the dovetail in mm and a is the depth of the annular technological groove in one of the side walls of the protrusion in the direction of the axis of the rotor in mm, equal
где δ - величина натяга в мм между замками лопаток и упругогистерезисным элементом, ϕ - угол при вершине конуса внутренней поверхности промежуточных проставок, и высота кольцевой технологической канавки, измеренная в радиальном поперечном сечении, равна в ммwhere δ is the interference value in mm between the locks of the blades and the elastic hysteresis element, ϕ is the angle at the apex of the cone of the inner surface of the intermediate spacers, and the height of the annular technological groove, measured in radial cross section, is equal to mm
h=Н+0÷0,2,h = H + 0 ÷ 0.2,
где Н - наибольшая высота поперечного радиального сечения кольцевой промежуточной проставки, и каждая из двух кольцевых промежуточных проставок выполнена из двух диаметрально противоположно расположенных полуколец с поперечным радиальным сечением в виде трапеции - усеченного клина, с наибольшей высотой Н, шириной, равной или меньшей ширины меньшего основания «ласточкиного хвоста» кольцевой профилированной канавки, и углом наклона клина - половиной угла конуса клина, равной 
Под относительными рабочими смещениями в окружном направлении деталей, опирающихся на дно кольцевой канавки, здесь понимается величина смещения упругогистерезисного элемента в любом радиальном сечении относительно ленты-ограничителя под действием рабочих статических газовой и центробежных нагрузок, динамических нагрузок и температурного удлинения упругогистерезисного элемента, обусловленного разностью величин коэффициентов температурного удлинения материалов этих деталей.By relative working displacements in the circumferential direction of parts resting on the bottom of the annular groove, here we mean the displacement of the elastic-hysteresis element in any radial section relative to the limiter under the action of working static gas and centrifugal loads, dynamic loads and the temperature elongation of the elastic-hysteresis element, due to the difference in the coefficients temperature extension of the materials of these parts.
Бочку компрессора низкого давления изготавливают из титанового сплава, а промежуточная проставка и лента-ограничитель изготавливаются из закаливаемой или нагартованной ленты из нержавеющей стали, и коэффициент теплового линейного удлинения титана меньше этого коэффициента нержавеющей стали. Под относительным температурным удлинением детали понимается разница между температурным удлинением полукольца детали и половины дна кольцевой канавки.The barrel of the low-pressure compressor is made of titanium alloy, and the intermediate spacer and stopper tape are made of hardened or cured stainless steel tape, and the coefficient of linear thermal elongation of titanium is less than this coefficient of stainless steel. Relative thermal elongation of a part means the difference between the thermal elongation of a half-ring of a part and half of the bottom of an annular groove.
Как известно [6], демпфирование в замковом соединении «ласточкин хвост» лопаток третьей ступени на небольших оборотах ротора (2000÷5000 об/ мин) невелико, а на больших оборотах (7000 и более) практически равно нулю из-за заклинивания под действием больших центробежных сил замка лопатки в пазу диска и регулирование демпфирующих характеристик этого соединения возможно только в узком диапазоне и не продуктивно.As is known [6], the damping in the dovetail lock of the third-stage blades at small rotor speeds (2000–5000 rpm) is small, and at high speeds (7000 or more) it is practically zero due to jamming under the action of large centrifugal forces of the blade lock in the groove of the disk and the regulation of the damping characteristics of this connection is possible only in a narrow range and not productively.
В предлагаемой конструкции, хотя и применено крепление лопаток типа «ласточкин хвост», но исключено заклинивание замков лопаток под действием центробежных сил в кольцевой профилированной канавке на всех рабочих режимах двигателя. Это объясняется тем, что в этой конструкции действие постоянных газовых сил на всех режимах уравновешено действием сил сухого трения, действующими на замок лопатки, и реактивными силами упругогистерезисного элемента, или же суммарное действие этих сил превышает действие постоянных газовых сил, но на величину, всегда преодолимую динамическими силами, действующими на лопатку.In the proposed design, although the fastening of dovetail blades was applied, jamming of the locks of the blades under the action of centrifugal forces in the annular shaped groove at all operating modes of the engine is excluded. This is due to the fact that in this design the action of constant gas forces in all modes is balanced by the action of dry friction forces acting on the blade lock and the reactive forces of the elastic-hysteresis element, or the total effect of these forces exceeds the action of constant gas forces, but by an amount that can always be overcome dynamic forces acting on the blade.
Следовательно, на всех режимах работы двигателя в предлагаемой конструкции при колебаниях лопатки будет происходить циклическое нагружение гофров кольцевого упругогистерезисного элемента, на вершины которых опирается замок лопатки и гофров, расположенных под платформами лопаток, на склоны которых также опирается замок, лопатка упруго подвешена. Это утверждение справедливо еще и потому, что при качании лопатки в окружном направлении под действием моментов действующих на нее сил даже при ничтожно малом повороте, при котором на большой части длины замка лопатки обнуляется натяг по боковым сторонам замка лопатки и, следовательно, на этой части боковых сторон замка лопатки силы трения становятся равными нулю, а при ничтожно малых повороте и радиальном смещении к оси ротора силы трения на боковых сторонах замка лопатки становятся равными нулю. Здесь под ничтожно малым поворотом и радиальным смещением лопатки понимается поворот, при котором меньшее радиальное смещение лопатки к центру ротора, определенное на большой части замка лопатки, равно наибольшей деформации замка лопатки в радиальном направлении под действием центробежной силы и реактивной силы упругогистерезисного элемента, действующей на замок лопатки в момент преодоления сил трения на боковых сторонах замка, а под ничтожно малым радиальным смещением лопатки понимается радиальное смещение лопатки, равное указанной наибольшей деформации. Качественный характер петли гистерезиса, получаемой при циклическом нагружении рабочей лопатки в поле центробежных сил предлагаемого места крепления описан ниже.Therefore, at all engine operating modes in the proposed design, when the blades vibrate, cyclic loading of the corrugations of the annular elastic-hysteresis element will take place, on the tops of which the blade lock and corrugations are located, located under the blade platforms, on the slopes of which the lock also rests, the blade is elastically suspended. This statement is also true because when the blade is swinging in the circumferential direction under the action of the moments of forces acting on it, even at an insignificantly small turn, in which over a large part of the length of the lock of the blade, the interference on the lateral sides of the lock of the blade and, therefore, on this part of the lateral the sides of the paddle lock the friction forces become equal to zero, and with negligible rotation and radial displacement to the axis of the rotor, the friction forces on the sides of the paddle lock become equal to zero. Here, an insignificantly small rotation and radial displacement of the blade means rotation in which the smaller radial displacement of the blade to the center of the rotor, determined on a large part of the blade lock, is equal to the greatest deformation of the blade lock in the radial direction under the action of the centrifugal force and the reactive force of the elastic-hysteresis element acting on the lock the blades at the moment of overcoming the friction forces on the sides of the lock, and the negligible radial displacement of the blades means the radial displacement of the blades equal to th largest deformation. The qualitative nature of the hysteresis loop obtained by cyclic loading of the working blade in the field of centrifugal forces of the proposed mounting location is described below.
Заметим, что описанный феномен присущ предлагаемой конструкции места крепления и отсутствует у прототипа, является новым и нигде ранее не описан. Именно он является физической основой нашего предложения и позволил предложить место крепления рабочих лопаток бустера и компрессора с высокоэффективным демпфирующим устройством.Note that the described phenomenon is inherent in the proposed design of the attachment point and is absent in the prototype, is new and has not been previously described. It is he who is the physical basis of our proposal and allowed us to propose a place for mounting the rotor blades of the booster and compressor with a highly efficient damping device.
Максимальная величина зазора между склоном гофра, контактирующего со скошенной поверхностью замка лопатки, и ответным склоном гофра ленты-ограничителя и жесткость гофра ленты-ограничителя в окружном направлении выбраны так, чтобы при выборе этого зазора и смещении гофров этой ленты в окружном направлении под действием максимально возможной нагрузки, действующей на лопатки в этом направлении, не происходила влияющая на рабочие режимы турбомашины разбалансировка ротора.The maximum gap between the slope of the corrugation in contact with the beveled surface of the blade lock and the response slope of the corrugation of the limiter tape and the stiffness of the corrugation of the limiter tape in the circumferential direction are selected so that when this gap is selected and the corrugations of this tape are shifted in the circumferential direction under the action of the maximum possible load acting on the blades in this direction, there was an unbalance of the rotor affecting the operating modes of the turbomachine.
В предлагаемых конструкциях места крепления лопатки в случае проскальзывания их замков по боковым сторонам «ласточкиного хвоста» кольцевой профилированной канавки могут колебаться только с увеличением натяга как по вершинам гофров, на которые опирается замок своим дном, так и по склону того из гофров, на которые замок опирается скошенными частями, в направлении которого происходит смещение лопатки, или по склонам обоих этих гофров. Следовательно, при колебании лопатки ее замок не может выйти из пространства, ограниченного гофрами, на которые он опирается. Зазор между концом упругогистерезисного элемента и замком, закрепленным выемке кольцевой профилированной канавки, выбирается при допустимых упругих смещениях лопатки. Поэтому для недопустимого смещения лопатки, как твердого тела в окружном направлении, она должна смять гофр, на склон которого она опирается. При этом при допустимой величине этого смещения зазор между ответными склонами гофров упругогистерезисного элемента и лентой-ограничителем полностью выберется, а жесткость в окружном направлении образовавшейся системы выполнена такой, что исключается возможность смятия этих гофров при нормальных условиях эксплуатации двигателя, чем и обеспечивается надежность упругой фиксации лопатки также и в окружном направлении.In the proposed designs, the attachment points of the blades in the case of slipping of their locks on the lateral sides of the “dovetail” of the annular shaped grooves can fluctuate only with an increase in interference both on the tops of the corrugations, on which the castle rests with its bottom, and on the slope of the corrugations on which the castle It is supported by beveled parts, in the direction of which the blade moves, or along the slopes of both of these corrugations. Therefore, when the blade oscillates, its lock cannot leave the space limited by the corrugations on which it rests. The gap between the end of the elastic hysteresis element and the lock secured to the recess of the annular profiled groove is selected with allowable elastic displacements of the blade. Therefore, for unacceptable displacement of the scapula, as a solid in the circumferential direction, it must crush the corrugation, on the slope of which it rests. At the same time, with a permissible value of this displacement, the gap between the response slopes of the corrugations of the elastic hysteresis element and the limiter tape is completely selected, and the stiffness in the circumferential direction of the formed system is made such that the possibility of crushing these corrugations under normal engine operating conditions is excluded, which ensures the reliability of the elastic fixing of the blade also in the district direction.
Упругодемпфирующие характеристики (УДХ) системы «место крепления - рабочие лопатки» можно изменять в широких пределах, изменяя параметры упругогистерезисного элемента. Причем ширина диапазона изменения УДХ ниже предлагаемых мест крепления рабочих лопаток такова, что в большинстве практических случаев начальная оптимальная настройка этой системы и ее конечная настройка, обеспечивающая требуемый ресурс работы системы, лежат в этом диапазоне.Elastic-damping characteristics (UDC) of the system “attachment point - working blades” can be changed over a wide range by changing the parameters of the elastic-hysteresis element. Moreover, the width of the range of changes in UDC below the proposed mounting points of the working blades is such that in most practical cases, the initial optimal setting of this system and its final setting, providing the required life of the system, lie in this range.
С целью обеспечения более надежной фиксации от смещений в окружном направлении как твердого тела промежуточной проставки (или проставок), ленты-ограничителя и кольцевого упругогистерезисного элемента и расширения диапазона практически применяемых натягов δ в сторону их уменьшения предлагается место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения, отличающееся тем, что полукольца промежуточной проставки или проставок омеднены.In order to provide a more reliable fixation from displacements in the circumferential direction as a solid body of an intermediate spacer (or spacers), a limiter and an annular elastic-hysteresis element and to expand the range of practically used interference fit δ in the direction of their reduction, a place for fastening the rotor blades of the booster and compressor of the fifth engine aircraft is proposed generations, characterized in that the half rings of the intermediate spacer or spacers are copper-plated.
Омеднение проставки (проставок) увеличит в несколько раз силы трения на поверхностях, по которым она контактирует с дном кольцевой канавки и лентой-ограничителем, а в случае установки двух проставок еще и друг с другом. Это обеспечит более надежную фиксации от смещений в окружном направлении, как твердого тела, промежуточной проставки (или проставок), ленты-ограничителя и кольцевого упругогистерезисного элемента, и позволит применить предлагаемую конструкцию места крепления и в тех случаях, когда оптимальная настройка демпфирующего устройства получается при таких натягах δ, при которых при использовании неомедненных проставок не удается гарантировать смещения указанных деталей, как твердого тела, в пределах имеющихся зазоров.The copper plating of the spacers (spacers) will increase several times the frictional forces on the surfaces along which it contacts the bottom of the annular groove and the limit tape, and in the case of installing two spacers, also with each other. This will provide a more reliable fixation from displacements in the circumferential direction, such as a solid body, an intermediate spacer (or spacers), a stopper belt and an annular elastic hysteresis element, and will allow the proposed design of the attachment point to be applied in cases where the optimal setting of the damping device is obtained with tension δ, in which when using non-copper spacers it is not possible to guarantee the displacement of these parts, like a solid, within the existing gaps.
С целью улучшения УФХ и прочности упругогистерезисного элемента предлагается место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения, отличающееся тем, что упругогистерезисный элемент выполнен из четырех, шести и более частей, а замки, установленные в выемках кольцевой профилированной канавки, выполнены с выступами, которыми они опираются на дно кольцевой профилированной канавки, и концы проставки или проставок, ленты-ограничителя и упругогистерезисного элемента с натягом, не нарушающим упругую фиксацию гофрами смещения в окружном направлении лопаток размещены под замками, между ответными концами частей, выступами и ответными концами частей кольцевого упругогистерезисного элемента имеются зазоры, величина которых либо равна нулю, либо равна или меньше половины допустимой суммарной величины относительных рабочих смещений в окружном направлении концов этой части кольцевого упругогистерезисного элемента и предпочтительно равна 0,1÷0,3 мм, а между выступами и концами полуколец ленты-ограничителя, каждой из полуколец промежуточной проставки, или каждой из полуколец обеих промежуточных проставок имеются зазоры, величина которых равна нулю или меньше половины максимального относительного температурного удлинения полукольца ленты-ограничителя.In order to improve the UVC and the strength of the elastic hysteresis element, a mounting location for the blades of the fifth generation aircraft engines is proposed, characterized in that the elastic hysteresis element is made of four, six or more parts, and the locks installed in the recesses of the annular shaped grooves are made with protrusions that they rely on the bottom of the annular profiled groove, and the ends of the spacers or spacers, the limiter and the elastic hysteresis element with an interference fit that does not violate the elastic fixation by the offset corrugations in approx the outer direction of the blades are placed under locks, between the mating ends of the parts, the protrusions and the mating ends of the parts of the annular elasto-hysteresis element there are gaps, the value of which is either zero or equal to or less than half the allowable total relative displacement in the circumferential direction of the ends of this part of the annular elasto-hysteresis element and preferably 0.1 ÷ 0.3 mm, and between the protrusions and ends of the half rings of the limiter tape, each of the half rings of the intermediate spacer, or each of ukolets two intermediate spacers are clearances, the value of which is zero or less than half the maximum relative temperature elongation semiring tape limiter.
При большом числе гофров, при создании натяга при одновременном сжатии гофров на одну и ту же величину δ в мм напряжения в гофрах, расположенных в центральной части гофрированной ленты (лент) вследствие эффекта «накопления» сил сухого трения, приложенных к вершинам гофров (см. ниже), могут оказаться слишком большими и даже превысить предел длительной прочности σ-1 материала лент. В этом случае упругогистерезисный элемент следует выполнять в виде нескольких отдельных частей, равнорасположенных по окружности. Но длина каждой части и число гофров в части должны быть такими, чтобы при максимально возможной нагрузке, действующей на лопатки, опирающиеся на эту часть, в окружном направлении не происходило смещение части, как твердого тела.With a large number of corrugations, when creating an interference fit while compressing the corrugations by the same value δ in mm of stress in the corrugations located in the central part of the corrugated tape (s) due to the effect of the "accumulation" of dry friction forces applied to the corrugation vertices (see below), they may turn out to be too large and even exceed the tensile strength σ -1 of the tape material. In this case, the elastic hysteresis element should be made in the form of several separate parts equally spaced around the circumference. But the length of each part and the number of corrugations in the part must be such that at the maximum possible load acting on the blades resting on this part, the part does not shift in the circumferential direction as a solid.
В случае, когда под замками размещены гофры, не фиксирующие лопатки в окружном направлении, натяг между замками и этими гофрами может быть равным δ.In the case when corrugations are placed under the locks that do not fix the blades in the circumferential direction, the interference between the locks and these corrugations can be equal to δ.
Упругогистерезисный элемент, выполненный в виде многослойного мгногопролетного гофрированного пакета, работающего на циклическое сжатие в режиме одностороннего упругогистерезисного упора, обладает высокими демпфирующими свойствами (максимальная величина коэффициента рассеивания такого пакета Ψmax=3,5÷3,7, см. [7]).An elastic hysteresis element made in the form of a multi-layer multi-span corrugated packet operating in cyclic compression in the mode of a one-sided elastic hysteresis stop has high damping properties (the maximum value of the dispersion coefficient of such a packet is Ψ max = 3.5–3.7, see [7]).
В работе [8] показано, что нагрузочные процессы при циклическом сжатии многослойного, многопролетного, гофрированного пакета идентичны (при решении задачи методом Галеркина) соответствующим им нагрузочным процессам однослойного, многопролетного гофра с таким же числом гофров, но с жесткостьюIt was shown in [8] that the load processes during cyclic compression of a multilayer, multi-span, corrugated package are identical (when solving the problem by the Galerkin method) to the corresponding load processes of a single-layer, multi-span corrugation with the same number of corrugations, but with rigidity
C0=2nπ4EI/t3,C 0 = 2nπ 4 EI / t 3 ,
где n - число гофрированных лент в многослойном пакете, EI - изгибная жесткость одного слоя гофра, t - шаг гофра.where n is the number of corrugated tapes in a multilayer package, EI is the bending stiffness of one layer of corrugation, t is the step of the corrugation.
Этот результат физически, прежде всего, объясняется тем, что энергия, рассеиваемая пакетом при его циклическом сжатии, рассеивается в основном за счет работы сил сухого трения на проскальзываниях гофров внешних лент пакета по жестким плитам, а энергия, рассеиваемая внутри пакета, мала по сравнению с этой энергией, а также использованием приближенного аналитического метода решения задачи (метода Галеркина).This result is physically primarily due to the fact that the energy dissipated by the packet during its cyclic compression is dissipated mainly due to the work of the dry friction forces on the slip of the corrugations of the outer tapes of the packet on the hard plates, and the energy dissipated inside the packet is small compared to this energy, as well as the use of an approximate analytical method for solving the problem (Galerkin method).
Этот результат позволяет к классификации систем конструкционного демпфирования, разработанной в работе [7], добавить еще один класс этих систем, а именно класс систем конструкционного демпфирования, у которых энергия, рассеиваемая внутри упругогистерезисного элемента, мала по сравнению с энергией, рассеиваемой на его границах. Системы конструкционного демпфирования, принадлежащие к этому классу, будут обладать вышеописанным свойством.This result allows us to add another class of these systems to the classification of structural damping systems developed in [7], namely, the class of structural damping systems in which the energy dissipated inside an elastic-hysteresis element is small compared to the energy dissipated at its boundaries. Structural damping systems belonging to this class will have the property described above.
Использование этого свойства в случае упругогистерезисных элементов (демпфера) предлагаемого места крепления позволяет определить количество лент в пакете из условия получения минимально возможной массы пакета при обеспечении его прочности и требуемых УДХ и позволило нам определиться с заявляемым количеством лент этих упругогистерезисных элементов.Using this property in the case of elasto-hysteresis elements (damper) of the proposed mounting location allows you to determine the number of tapes in the package from the condition of obtaining the minimum possible mass of the package while ensuring its strength and required UDC and allowed us to determine the claimed number of tapes of these elastic-hysteresis elements.
Многослойный гофрированный пакет, как и все системы конструкционного демпфирования, является системой с наследственностью, т.е. его упругофрикционные и прочностные свойства зависят от последовательности его нагружений. Следовательно, эти свойства пакета будут существенно зависеть от способа сборки места крепления.A multilayer corrugated bag, like all structural damping systems, is a system with heredity, i.e. its elastic friction and strength properties depend on the sequence of its loading. Therefore, these properties of the package will significantly depend on the method of assembly of the mounting location.
При предлагаемом способе сборки места крепления лопаток (см. ниже), вследствие эффекта «накопления» действия сил сухого трения (см. раздел описания работы предлагаемого места крепления), приложенных к вершинам гофров пакета, после сборки места крепления (после сжатия на одну и ту же величину деформации) жесткости гофров каждой части упругогистерезисного элемента будут не одинаковы - жесткости гофров будут увеличиваться от крайних гофров, расположенных у концов лент, к центральному гофру.With the proposed method of assembling the attachment point of the blades (see below), due to the effect of "accumulation" of the action of dry friction forces (see the description of the operation of the proposed attachment point) applied to the tops of the corrugations of the package, after assembling the attachment point (after compression on one and the same the same amount of deformation) of the stiffness of the corrugations of each part of the elastic-hysteresis element will not be the same - the stiffness of the corrugations will increase from the extreme corrugations located at the ends of the tapes to the central corrugation.
С целью повышения демпфирующих свойств и обеспечения при этом приемлемой степени изотропности УФХ в окружном направлении демпфирующих устройств предлагается место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения, отличающееся тем, что упругогистерезисный элемент места крепления выполнен из одной части и собран из отдельных пар гофрированных лент, у которых стык концов одной ленты расположен диаметрально противоположно стыку концов другой ленты, а стык концов ленты каждой следующей пары, контактирующей с лентой предыдущей пары, также смещен от стыка концов этой ленты на угол π и стыки лент расположены в вершинах гофров, опирающихся на ленту - ограничитель, замки опираются на упругогистерезисный элемент с натягом, не нарушающим упругую фиксацию гофрами смещения в окружном направлении лопаток, или с натягом δ, если под замками располагаются гофры, на склоны которых не упираются лопатки, в этом случае на торце каждого из двух замков, обращенном к дну кольцевой профилированной канавки, выполнены выкружки, в которые с натягом δ упираются вершины этих гофров, а на торце каждого из двух замков, обращенном к дну кольцевой профилированной канавки, выполнены выкружки, которыми с натягом, не нарушающим упругую фиксацию гофрами смещения в окружном направлении лопаток, или с натягом δ, если под замками располагаются гофры, на склоны которых не упираются лопатки, замки опираются на вершины гофров упругогистерезисного элемента, и концы промежуточной проставки или проставок и ленты-ограничителя, выполненных из одной части, с этим же натягом размещены под одним из замков и зазор между концами этих деталей равен нулю или меньше максимального относительного температурного удлинения ленты-ограничителя.In order to increase the damping properties and ensure an acceptable degree of UVC isotropy in the circumferential direction of the damping devices, a fifth-generation aircraft engine rotor attachment point is proposed, characterized in that the elastic-hysteresis element of the attachment point is made of one part and assembled from separate pairs of corrugated belts in which the joint the ends of one tape is located diametrically opposite the junction of the ends of the other tape, and the joint of the ends of the tape of each next pair in contact with the tape of the previous the arrays are also offset from the junction of the ends of this tape by an angle π and the joints of the ribbons are located at the tops of the corrugations resting on the tape - the stopper, the locks are supported by an elastic hysteresis element with an interference fit that does not violate the elastic fixing of the offset corrugations in the circumferential direction of the blades, or with an interference interference δ, if there are corrugations under the locks on the slopes of which the blades do not rest, in this case, fillets are made at the end of each of the two locks facing the bottom of the annular profiled groove, in which the vertices of these corrugations abut with an interference fit δ, and t At the end of each of the two locks facing the bottom of the annular profiled groove, fillets are made with an interference fit that does not violate the elastic fixing of the displacement corrugations in the circumferential direction of the blades, or with an interference fit δ if corrugations are located under the locks, on the slopes of which the shoulder blades, locks rely on the tops of the corrugations of the elastic hysteresis element, and the ends of the intermediate spacers or spacers and the stopper tape, made of one part, with the same interference are placed under one of the locks and the gap between the ends of these parts rave zero or less than the maximum relative temperature elongation of the limiter tape.
Упругогистерезисный элемент демпфирующего устройства этого места крепления лопаток при одинаковом числе лент в пакете n, одинаковом числе гофров m, с одинаковыми геометрическими размерами лент и гофров и при одной и той же величине упругой деформации гофров при установке пакета в кольцевую канавку рабочего колеса будет наиболее жестким и в собранном пакете будут созданы наибольшие силы трения, действующие по вершинам гофров, так как энергия, рассеиваемая в пакете при его сборке, при той же деформации будет больше, как за счет увеличения суммы взаимных проскальзываний на контактных поверхностях каждой пары лент, так и за счет увеличения самих сил трения.The elastic hysteresis element of the damping device of this blade attachment point for the same number of tapes in the package n, the same number of corrugations m, with the same geometric dimensions of the tapes and corrugations and for the same amount of elastic deformation of the corrugations when installing the package in the annular groove of the impeller will be the most rigid and in the assembled package, the greatest friction forces will be created, acting on the vertices of the corrugations, since the energy dissipated in the package when it is assembled will be greater with the same deformation, as due to an increase in ummahs of mutual slippage on the contact surfaces of each pair of tapes, and also due to an increase in the friction forces themselves.
Заметим, что при некотором числе лент в пакете, например, при n≥10 этот упругогистерезисный элемент уже нельзя будет отнести к классу систем конструкционного демпфирования, у которых энергия, рассеиваемая внутри упругогистерезисного элемента, мала по сравнению с энергией, рассеиваемой на его границах. Заметим также, что фрикционная характеристика этого пакета, характеризуемая величиной максимального коэффициента рассеивания, будет выше, чем у вышеописанных пакетов, именно за счет существенного увеличения энергии, рассеиваемой внутри пакета при колебании лопаток.Note that for a certain number of tapes in a packet, for example, for n≥10, this elastic-hysteresis element can no longer be attributed to the class of structural damping systems in which the energy dissipated inside the elastic-hysteresis element is small compared to the energy dissipated at its boundaries. We also note that the frictional characteristic of this packet, characterized by the maximum dispersion coefficient, will be higher than that of the above-described packets, precisely due to a significant increase in the energy dissipated inside the packet when the blades vibrate.
Кроме того, в этом пакете могут быть применены более тонкие ленты, например, с толщиной h=0,3÷0,4 мм.In addition, thinner tapes can be used in this package, for example, with a thickness h = 0.3 ÷ 0.4 mm.
В каждой паре контактирующих гофрированных лент жесткости гофров у каждой ленты изменяются с периодом Т=2π, но картина распределения жесткостей гофров одной ленты сдвинута на π относительно этой картины другой ленты пары. В результате жесткости гофров пакета хотя и изменяются в окружном направлении с периодом Т=π, но разница между максимальным и минимальным значениями жесткостей гофров будет существенно меньше, чем у гофрированного пакета с такими же параметрами, у которого концы лент размещены в одной вершине гофра.In each pair of contacting corrugated tapes, the corrugation stiffnesses of each tape change with a period of T = 2π, but the distribution pattern of the corrugation stiffnesses of one tape is shifted by π relative to this picture of the other tape of the pair. As a result of the stiffness of the corrugations of the package, although they change in the circumferential direction with a period T = π, the difference between the maximum and minimum values of the stiffness of the corrugations will be significantly less than for a corrugated package with the same parameters, in which the ends of the tapes are located at one vertex of the corrugation.
Широко известно, что титан плохо работает на сухое трение. При сухом трении в паре «титан - металл», например, в паре «титан - сталь», частицы титана вырываются из титанового элемента и налипают на стальной, происходит интенсивный износ титанового элемента.It is widely known that titanium does not work well on dry friction. In the case of dry friction in a titanium-metal pair, for example, in a titanium-steel pair, titanium particles break out of the titanium element and adhere to the steel, intense wear of the titanium element occurs.
Поэтому с целью повышения износостойкости места крепления лопаток в случае изготовления рабочих лопаток и бочки из титанового сплава предлагается место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения, отличающееся тем, что на замках лопаток закреплены штампованные башмаки, изготовленные из тонкого стального нагартованного или закаленного шлифованного листа из нержавеющей стали, без зазоров охватывающие замки лопаток по всем поверхностям, по которым они контактировали бы с боковыми сторонами кольцевой профилированной канавки и упругогистерезисным элементом, при отсутствии башмаков.Therefore, in order to increase the wear resistance of the blades attachment point in the case of manufacturing rotor blades and titanium alloy barrels, a fifth-generation aircraft engine blades mount point is proposed, characterized in that stamped shoes made of thin steel caked or hardened brushed stainless steel sheet are fixed on the blade locks , without gaps, covering the locks of the blades on all surfaces on which they would contact the sides of the annular shaped channel avki and elastic hysteresis element, in the absence of shoes.
В предлагаемом месте крепления лопаток наличие стальных башмаков, закрепленных на замках рабочих лопаток, организует все контакты, в которых происходят взаимные проскальзывания контактирующих поверхностей, как пары трения «сталь по стали». Нанесение на эти поверхности износостойкого покрытия, например, серебрения или твердой смазки обеспечивает высокую износостойкость этих поверхностей.In the proposed place for mounting the blades, the presence of steel shoes mounted on the locks of the working blades organizes all the contacts in which mutual slipping of the contacting surfaces occurs, like friction pairs “steel on steel”. The application of a wear-resistant coating to these surfaces, for example, silvering or solid lubricant, provides high wear resistance of these surfaces.
С целью увеличения надежности недопущения возможности смещения лопаток в окружном направлении в пределах, больших диапазона, ограниченного упругими смещениями упругогистерезисного элемента и ленты-ограничителя, предлагается место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения, отличающееся тем, что одна из заглушек или нажимных винтов из количества фиксирующих полукольцо промежуточной проставки или полукольца промежуточных проставок и выполнена более длиной, чем другие, и своим свободным концом входит с зазором в ответную выемку, выполненную на торце полукольца промежуточной проставки или проставок и полукольце ленты-ограничителя, причем величина зазора выбрана из условия, что смещение лопаток в окружном направлении в пределах зазора будет допустимой и не будет нарушать балансировку ротора.In order to increase the reliability of preventing the possibility of displacement of the blades in the circumferential direction within a large range limited by the elastic displacements of the elastic hysteresis element and the limiter tape, a place for fastening the working blades of fifth-generation aircraft engines is proposed, characterized in that one of the plugs or pressure screws from the number of fixing half rings intermediate spacers or half rings of intermediate spacers and is made longer than others, and with its free end enters with a gap in response th recess formed on the end semiring intermediate spacer or spacers and the semiring tape limiter, wherein the gap distance is selected from the condition that the displacement of the blades in the circumferential direction within the clearance is permissible and will not disturb the balance of the rotor.
В предлагаемых конструкциях места крепления лопаток заглушки или нажимные винты фиксируют смещение промежуточной проставки или промежуточных проставок и ленты-ограничителя в направлении оси ротора и ограничивают пределами заданного зазора смещение упругогистерезисного элемента в этом направлении. В предлагаемой конструкции места крепления лопаток заглушки или нажимные винты также ограничивают смещения лопаток в окружном направлении величиной зазора между ними и выемками в промежуточной проставке или промежуточных проставках и ленте - ограничителе.In the proposed designs, the attachment points of the blades for the plugs or pressure screws fix the displacement of the intermediate spacer or intermediate spacers and the stopper tape in the direction of the rotor axis and limit the displacement of the elastic-hysteresis element in this direction to the limits of the specified clearance. In the proposed design, the attachment points of the vanes of the plugs or thrust screws also limit the displacements of the vanes in the circumferential direction by the gap between them and the recesses in the intermediate spacer or intermediate spacers and the stop tape.
Предлагается ротор компрессора низкого давления авиадвигателя, выполненный в виде бочки с тремя или более кольцевыми выступами на внешней и внутренней поверхностях бочки, в каждом кольцевом выступе которой выполнена профилированная кольцевая канавка с поперечным радиальным сечением, ответным замку рабочей лопатки типа «ласточкин хвост», и рабочие лопатки своими замками вставлены в эти канавки и выполнены с платформами, которые вместе с перьями лопаток организуют каналы обтекания этих лопаток, и лопатки ступеней, начиная со второй или с третьей ступени платформами упираются друг в друга, и ротор бустера жестко соединен с ротором вентилятора, а четыре лопатки каждой ступени, пары этих лопаток расположены диаметрально противоположно, имеют специальные вырезы в платформе под два замка, фиксирующие от смещений в окружном направлении лопатки этих ступеней, отличающийся тем, что место крепления рабочих лопаток первой или первой и второй ступеней ротора КНД, выполнено по любому из пп. 1, 2, 3, 4, 5 и 6 формулы изобретения.A rotor of an aircraft engine low-pressure compressor is proposed, made in the form of a barrel with three or more annular protrusions on the outer and inner surfaces of the barrel, in each annular protrusion of which there is a profiled annular groove with a transverse radial section reciprocal to the dovetail-type working blade lock and working the blades with their locks are inserted into these grooves and are made with platforms that, together with the feathers of the blades, organize channels for the flow around these blades, and the blades of the steps, starting from the second or from the third stage, the platforms abut one another, and the booster rotor is rigidly connected to the fan rotor, and the four blades of each stage, the pairs of these blades are diametrically opposed, have special cutouts in the platform for two locks, fixing the blades of these stages from displacements in the circumferential direction, characterized in that the place of attachment of the working blades of the first or first and second stages of the KND rotor is made according to any one of paragraphs. 1, 2, 3, 4, 5 and 6 of the claims.
Предлагается ротор компрессора высокого давления авиадвигателя, состоящий из следующих элементов: лопатки КВД; блиски первой и второй ступеней КВД; рабочее колесо КВД; диск с лабиринтным уплотнением, каждый блиск КВД является фрезерованной из единой заготовки деталью, блиск КВД первой ступени ротора КВД совмещает рабочее колесо, комплект лопаток, лабиринтные уплотнения и вал КВД и соединен вместе с блиском второй ступени и рабочим колесом с третьей по шестую ступень ротора КВД при помощи болтов, на валу блиска второй ступени КВД выполнены шлицевые пазы для соединения с задней частью вала вентилятора, лопатки третьей ступени ротора КВД устанавливаются на рабочее колесо КВД при помощи паза «ласточкин хвост» и поджаты в осевом направлении упорным кольцом, прикрепленном к передней поверхности паза ласточкин хвост при помощи болтов, блиски первой и второй ступеней ротора КВД и лопатки третьей ступени ротора КВД выполнены из титанового сплава, а упорное кольцо выполнено из никелевого сплава, лопатки с четвертой по шестую ступеней ротора КВД устанавливаются на рабочее колесо ротора КВД при помощи профилированной кольцевой канавки и выполнены с платформами и зафиксированы от смещения в тангенциальном направлении у каждой из ступеней двумя диаметрально противоположно расположенными замками, платформы лопаток с пятой по шестую ступеней КВД плотно прилегают друг к другу, и четыре лопатки пятой и четыре лопатки шестой ступени КВД имеют специальные вырезы в платформе под два замка, лопатки с четвертой по шестую ступень КВД выполнены из никелевого сплава, к переднему фланцу рабочего колеса КВД крепятся оба блиска КВД, а к его заднему фланцу также при помощи болтов крепится диск с лабиринтным уплотнением вместе с бочкой ротора ТНД, и на рабочем колесе КВД выполнено k пазов ласточкин хвост под лопатки третьей ступени ротора КВД, три профилированные кольцевые канавки для крепления лопаток четвертой, пятой и шестой ступеней КВД и четыре лабиринтных уплотнения, для герметизации сочленения с вкладышами истираемого уплотнения и сотового уплотнения статора КВД, рабочее колесо КВД изготовлено из никелевого сплава в виде бочки, выполненной заодно целое с дисками, и на диске с лабиринтным уплотнением выполнены зубья лабиринтного уплотнения, обеспечивающие герметизацию сочленения с опорой уплотнения корпуса камеры сгорания, а сам диск с лабиринтным уплотнением выполнен из никелевого сплава, отличающийся тем, что место крепления рабочих лопаток четвертой ступени ротора КВД выполнено по любому из пп. 1, 2, 3, 4, 5 и 6 формулы изобретения.A rotor of an aircraft engine high-pressure compressor is proposed, consisting of the following elements: HPC blades; glare of the first and second steps of the high-pressure ring; KVD impeller; a disk with a labyrinth seal, each blink of the HPH is a part milled from a single workpiece, the blisk of the HPH of the first stage of the HPH rotor combines a blade, a set of blades, labyrinth seals and the shaft of the HPH and is connected together with the blisk of the second step and the impeller of the third to sixth gear of the HPH rotor by means of bolts, slotted grooves are made on the blisk shaft of the second stage of the HPC for connecting to the rear of the fan shaft, the blades of the third stage of the HPC rotor are mounted on the impeller of the HPC using the dovetine st ”and axially pushed with a thrust ring attached to the front surface of the dovetail groove with bolts, glare of the first and second stages of the HPC rotor and the blades of the third stage of the HPC rotor, made of titanium alloy, and the thrust ring is made of nickel alloy, the fourth blade the sixth steps of the HPC rotor are installed on the impeller of the HPC rotor using a profiled annular groove and are made with platforms and are fixed from tangential displacement in each of the steps by two diametrically opposite locks, the platform of the blades from the fifth to the sixth steps of the HPC are tightly adjacent to each other, and the four blades of the fifth and four blades of the sixth gear of the HPC have special cutouts in the platform for two locks, the blades from the fourth to sixth gear of the HPC are made of nickel alloy, both flares of the HPC are attached to the front flange of the HPC impeller, and a disk with a labyrinth seal along with the TND rotor barrel is attached to its rear flange using bolts, and k grooves of the HPC are made k swallows in the tail for the blades of the third stage of the HPC rotor, three profiled annular grooves for attaching the blades of the fourth, fifth and sixth stages of the HPC and four labyrinth seals, for sealing the joint with the inserts of the abrasive seal and the honeycomb seal of the stator of the HPC, the impeller of the HPC is made of nickel alloy in the form barrels made integrally with the disks, and the labyrinth seal teeth are made on the disk with a labyrinth seal, which provide sealing of the joint with the seal support of the combustion chamber chamber Nia, and the labyrinth seal disc is made of a nickel alloy, characterized in that the mounting location of rotor blades fourth HPC rotor stages performed according to any of claims. 1, 2, 3, 4, 5 and 6 of the claims.
Заметим, что вибрационная прочность рабочих лопаток блисков и третьей ступени предлагаемого ротора КВД обеспечивается «отстройкой» от резонансов опасных форм колебаний лопаток, даже и тогда, когда для этого приходится идти на ухудшение массовых характеристик ротора КВД, так как эти лопатки непустотелые, выполнены без ножек и полок, а конструкции демпферов для лопаток блисков пока не разработаны, и демпфирование в замковом соединении «ласточкин хвост» лопаток третьей ступени на небольших оборотах ротора (2000÷5000 об/ мин) невелико, а на больших оборотах (7000 и более) практически равно нулю [6].We note that the vibrational strength of the blades of the blisk and the third stage of the proposed HPC rotor is ensured by “detuning” from resonances of dangerous forms of vibration of the blades, even when for this it is necessary to degrade the mass characteristics of the HPC rotor, since these blades are hollow, made without legs and shelves, and the designs of dampers for blades of blisk have not yet been developed, and the damping in the dovetail lock of the third stage blades at low rotor speeds (2000 ÷ 5000 rpm) is small, and at Shih speed (7000 or more) is practically zero. [6]
Известен способ сборки места крепления рабочих лопаток КНД и КВД авиадвигателя SaM 146 [2], состоящий в том, что рабочие лопатки последовательно одна за другой устанавливают через две диаметрально расположенные выемки в два также диаметрально расположенные сектора кольцевой профилированной канавки места крепления лопаток, причем первой и последней в каждом секторе устанавливают лопатки с прорезями в платформах под замки, в выемки и прорези вставляют оба замка так, чтобы рабочие лопатки торцами платформ плотно уперлись друг в друга, и закрепляют замки.A known method of assembling the mounting location of the working blades of the low pressure switch and the internal combustion engines of the SaM 146 aircraft engine [2], which consists in the fact that the working blades are successively installed one after the other through two diametrically located recesses in two diametrically located sectors of the annular shaped grooves of the fixed blades, the first and the last in each sector set the blades with slots in the platforms under the locks, both locks are inserted into the recesses and slots so that the working blades end faces of the platforms firmly rest against each other, and close lyayut locks.
Достоинством этого способа является его простота.The advantage of this method is its simplicity.
Этот способ сборки места крепления рабочих лопаток по технической сущности наиболее близок к предлагаемому и принят за прототип.This method of assembling the place of attachment of the working blades in technical essence is the closest to the proposed and adopted as a prototype.
Но этим способом нельзя собрать предлагаемые места крепления рабочих лопаток, так как в эти места монтируются не только рабочие лопатки, но и демпфирующее устройство и при этом меняются способы фиксации лопаток от смещения, как в окружном, так и в радиальном направлении.But in this way it is impossible to assemble the proposed mounting points of the working blades, since not only the working blades are mounted in these places, but also the damping device, and the ways of fixing the blades from displacement, both in the circumferential and in the radial direction, are changed.
Поэтому ставится задача создания способа сборки места крепления рабочих лопаток, пригодного для сборки предлагаемых мест крепления лопаток.Therefore, the task is to create a method of assembling the attachment points of the working blades suitable for assembling the proposed attachment points of the blades.
Поставленная задача решается тем, что предлагается способ сборки места крепления рабочих лопаток, состоящий в том, что рабочие лопатки последовательно одна за другой устанавливают через две диаметрально расположенные выемки в два также диаметрально расположенные сектора кольцевой профилированной канавки места крепления лопаток, отличающийся тем, что бочку устанавливают на стол так, чтобы ее продольная ось была вертикальна, а технологическая канавка располагалась выше кольцевой профилированной канавки, в кольцевую профилированную канавку устанавливают диаметрально противоположно два полукольца промежуточной проставки, так, что полукольца своей конической поверхностью легли на коническое дно кольцевой профилированной канавки, или если канавка выполнена с цилиндрическим дном на него цилиндрической поверхностью укладывают полукольца внутренней промежуточной проставки, причем обе эти проставки укладывают выемками к стенке кольцевой профилированной канавки без технологической канавки, сдвигают полукольца этих промежуточных проставок до упора в стенку технологической канавки, на внутреннюю промежуточную проставку устанавливают полукольца второй промежуточной проставки так, чтобы поперечное радиальное сечение проставок было прямоугольным, и на эту проставку, или в случае выполнения кольцевой профилированной канавки с коническим дном на промежуточную проставку устанавливают в кольцевую профилированную канавку полукольца ленты-ограничителя, а на них части упругогистерезисного элемента, устанавливают в кольцевую профилированную канавку лопатки, вставляют в выемки два замка, с помощью щупов, устанавливаемых между торцами платформ лопаток и торцами замков и платформ, устанавливают точное положение лопаток, с помощью приспособления, установленного так, что его толкатели располагаются в технологических отверстиях, предназначенных для выдавливания одного полукольца промежуточной проставки или внутренней промежуточной проставки из технологической канавки, и закреплены на кронштейне, жестко закрепленном на штоке рабочего цилиндра, подают сначала небольшое давление в цилиндр и частично выдавливают толкателями полукольцо промежуточной проставки или внутренней промежуточной проставки из технологической канавки так, что создается такой небольшой натяг по замкам половины лопаток, фиксирующий точное положение этих лопаток, но не препятствующий удалению щупов, удаляют щупы и выдавливают толкателями полукольцо промежуточной проставки или внутренней промежуточной проставки до упора в противоположную стенку кольцевой профилированной канавки, давление из цилиндра стравливается и толкатели выходят из технологических отверстий, поворачивают в опоре приспособления цилиндр вместе с кронштейном на 180° так, чтобы толкатели вошли в технологические отверстия, предназначенные для выталкивания второго полукольца этих промежуточных проставок, и подают в цилиндр небольшое давление и толкатели входят в технологические отверстия и фиксируют положение второй половины лопаток, удаляют щупы, подается рабочее давление в цилиндр и второе полукольцо промежуточной проставки или внутренней промежуточной проставки выдавливается аналогичным образом из технологической канавки, давление из цилиндра стравливается и толкатели выходят из технологических отверстий, и в технологические отверстия запрессовывают заглушки до упора в промежуточную проставку или в две промежуточных проставки, или в случае выполнения технологических отверстий с резьбой в них завинчивают до упора в промежуточную проставку или в две промежуточных проставки нажимные винты и законтривают их от отворачивания, смещают замки в положение, где их можно закрепить и закрепляют их.The problem is solved in that a method of assembling a mounting location of the blades is proposed, which consists in the fact that the blades are successively installed one after the other through two diametrically located recesses in two also diametrically located sectors of the annular profiled grooves of the blades, characterized in that the barrel is installed on the table so that its longitudinal axis is vertical, and the technological groove is located above the annular profiled groove, in the annular profiled to two half rings of the intermediate spacer are diametrically opposed to the coil, so that the half rings with their conical surface lie on the conical bottom of the annular profiled groove, or if the groove is made with a cylindrical bottom, the half rings of the inner intermediate spacer are placed on it with a cylindrical surface, and both of these spacers are laid with recesses to the wall of the annular profiled grooves without a technological groove, the half rings of these intermediate spacers are shifted all the way to the wall of the technologist of the groove, on the inner intermediate spacer, set the half rings of the second intermediate spacer so that the radial cross section of the spacers is rectangular, and on this spacer, or in the case of an annular profiled groove with a tapered bottom, install the intermediate spacer into the annular profiled groove of the half ring of the limiter, and on them the parts of the elastic-hysteresis element are installed in the annular profiled groove of the blade, two locks are inserted into the recesses, using the probe installed between the ends of the blade platforms and the ends of the locks and platforms, the exact position of the blades is established using a device installed so that its pushers are located in the technological holes designed to extrude one half-ring of the intermediate spacer or the inner intermediate spacer from the technological groove, and are fixed on an arm rigidly fixed to the rod of the working cylinder, first a small pressure is supplied to the cylinder and partly squeezed out by pushers the half ring intermediate spacers or inner intermediate spacers from the technological groove so that such a small tightness is created over the locks of half of the blades, fixing the exact position of these blades, but not preventing the probes from being removed, the probes are removed and the half-ring of the intermediate spacer or inner intermediate spacer is pushed with push rods to the opposite wall annular profiled grooves, the pressure from the cylinder is vented and the pushers exit the technological holes, turn in the support beating the cylinder together with the bracket by 180 ° so that the pushers enter the technological holes designed to push out the second half-ring of these intermediate spacers, and feed a small pressure into the cylinder and the pushers enter the technological holes and fix the position of the second half of the blades, remove the probes, and the working the pressure in the cylinder and the second half ring of the intermediate spacer or the inner intermediate spacer is extruded in the same way from the technological groove, the pressure from the cylinder is pushers come out of the technological holes and press the plugs into the technological holes all the way into the intermediate spacer or into two intermediate spacers, or if the technological holes with threaded holes are screwed into them, they press the screws and lock them into the intermediate spacer or into two intermediate spacers them from turning away, they move the locks to a position where they can be fixed and fix them.
С помощью полукруглых выемок в полукольцах промежуточной проставки и щупов она может точно установлена в технологической канавке. Также с помощью щупов могут быть точно установлены в кольцевой профилированной канавке полукольца ленты-ограничителя и части упругогистерезисного элемента - части гофрированной ленты и пакеты.With the help of semicircular recesses in the half rings of the intermediate spacer and probes, it can be precisely installed in the technological groove. Also, with the help of probes, half rings of the limiter tape and parts of the elastic hysteresis element — parts of the corrugated tape and packets — can be precisely installed in the annular profiled groove.
Технология сборки предлагаемого места крепления лопаток может быть упрощена, если стыки частей упругогистерезисного элемента расположены в радиальных плоскостях, в которых расположены стыки платформ лопаток, и зазоры в этих стыках одинаковы. В этом случае точная установка лопаток и частей упругогистерезисного элемента будет производиться совместно с помощью одних и тех же щупов.The assembly technology of the proposed blade mounting location can be simplified if the joints of the parts of the elastic hysteresis element are located in radial planes in which the joints of the blade platforms are located, and the gaps in these joints are the same. In this case, the exact installation of the blades and parts of the elastic-hysteresis element will be carried out jointly with the help of the same probes.
При выталкивании промежуточной проставки из технологической канавки создается натяг δ между упругогистерезисным элементом и замками лопаток и замками, закрепленными в выемках кольцевой профилированной канавки, а также создаются натяги δo в окружном направлении между замками лопаток и упругогистерезисным элементом.When the intermediate spacer is pushed out of the technological groove, an interference δ is created between the elasto-hysteresis element and the blade locks and locks fixed in the recesses of the annular shaped groove, and tightness δ o is created in the circumferential direction between the blade locks and the elastic-hysteresis element.
При одновременном сжатии пакета при сборке на каждую j-ую половину гофра действует продольная силаWith simultaneous compression of the package during assembly, a longitudinal force acts on each j-th half of the corrugation
где Pj - сила, действующая на j-ый гофр в радиальном направлении, и μ - коэффициент трения скольжения.where P j is the force acting on the j-th corrugation in the radial direction, and μ is the sliding friction coefficient.
Из формулы видно, что продольная сила, которую должен преодолеть j-ый гофр пакета, чтобы его вершина сместилась в окружном направлении относительно ленты-ограничителя или замка рабочей лопатки, возрастает от крайних гофров к среднему (в этом и состоит эффект «накопления» (суммирования) действия сил сухого трения. Именно из-за действия этого эффекта при одновременном сжатии гофров пакета на одну и ту же величину деформации жесткости гофров пакета получаются неодинаковыми и возрастают от крайних гофров к среднему.It can be seen from the formula that the longitudinal force that the j-th corrugation of the packet must overcome so that its vertex is displaced in the circumferential direction relative to the limiter belt or the paddle blade lock increases from the extreme corrugations to the average (this is the effect of “accumulation” (summation ) of the action of dry friction forces It is precisely because of the effect of this effect, while compressing the corrugations of the packet by the same amount of deformation of the rigidity of the corrugations of the packet that are obtained unequally and increase from the extreme corrugations to the average.
Очевидно, что при выталкивании полуколец промежуточной проставки из технологической канавки нажимными винтами эффект «накопления» действия сил трения будет проявляться в меньшей степени, и меньше будут отличаться жесткости гофров пакета.Obviously, when half-rings of the intermediate spacer are pushed out of the technological groove by pressing screws, the effect of “accumulation” of the action of the friction forces will be manifested to a lesser extent, and the stiffness of the corrugations of the packet will differ less.
Конструкции предлагаемых устройств и способы сборки поясняются иллюстрациями (на фиг. в разрезах лопатка показана не разрезанной):The designs of the proposed devices and assembly methods are illustrated by illustrations (in Fig. In sections the blade is shown not cut):
на фиг. 1 изображен поперечный радиальный разрез предлагаемого места крепления рабочих лопаток;in FIG. 1 shows a transverse radial section of the proposed place of attachment of the working blades;
на фиг. 2 схематично изображены фрагменты разреза по А-А на фиг. 1;in FIG. 2 shows schematically fragments of a section along AA in FIG. one;
на фиг. 3 изображен разрез по Б-Б на фиг. 2;in FIG. 3 shows a section along BB in FIG. 2;
на фиг. 4 изображен вид по стр. В на фиг. 3;in FIG. 4 is a view along page B in FIG. 3;
на фиг. 5 изображен разрез по Г-Г на фиг. 2;in FIG. 5 shows a section along G-D in FIG. 2;
на фиг. 6 изображен поперечный радиальный разрез предлагаемого места крепления рабочих лопаток с двумя промежуточными проставками;in FIG. 6 shows a transverse radial section of the proposed mounting location of the blades with two intermediate spacers;
на фиг. 7 изображен фрагмент места крепления лопаток в разрезе с замком с выступом, закрепленным в выемке с натягом по упругогистерезисному элементу;in FIG. 7 depicts a fragment of the attachment point of the blades in a section with a lock with a protrusion fixed in a recess with interference on an elastic-hysteresis element;
на фиг. 8 изображен продольный разрез предлагаемого места крепления рабочих лопаток с упругогистерезисным элементом, собранным из отдельных пар гофрированных лент, у которых стык концов одной ленты расположен диаметрально противоположно стыку концов другой ленты, а стык концов ленты каждой следующей пары, контактирующей с лентой предыдущей пары, также смещен от стыка концов этой ленты на угол π и стыки лент расположены в вершинах гофров, опирающихся на ленту - ограничитель;in FIG. 8 shows a longitudinal section of the proposed mounting location of the blades with an elastic hysteresis element assembled from separate pairs of corrugated tapes, in which the joint of the ends of one tape is diametrically opposite the joint of the ends of the other tape, and the joint of the ends of the tape of each next pair in contact with the tape of the previous pair is also offset from the junction of the ends of this tape at an angle π and the joints of the tapes are located at the tops of the corrugations, resting on the tape - limiter;
на фиг. 9 изображен фрагмент места крепления лопаток в разрезе с замком, закрепленным в выемке с натягом δ по вершине гофра упругогистерезисного элемента;in FIG. 9 shows a fragment of a blade attachment point in section with a lock fixed in a recess with an interference fit δ at the top of a corrugation of an elastic hysteresis element;
на фиг. 10 изображен поперечный радиальный разрез предлагаемого места крепления рабочих лопаток с замками лопаток с надетыми на них стальными башмаками;in FIG. 10 shows a transverse radial section of the proposed mounting location of the working blades with the locks of the blades with steel shoes put on them;
на фиг. 11 изображен фрагмент места крепления лопаток с фиксацией их смещения в окружном направлении с помощью заглушек;in FIG. 11 shows a fragment of the attachment point of the blades with fixing their displacement in the circumferential direction using plugs;
на фиг. 12 изображен ротор КНД авиадвигателя;in FIG. 12 shows the rotor of the CPV aircraft engine;
на фиг. 13 изображена схема ротора компрессора высокого давления авиадвигателя;in FIG. 13 shows a rotor diagram of a high-pressure compressor of an aircraft engine;
на фиг. 14 изображена схема выполнения операции выдавливания полукольца промежуточной проставки из технологической канавки;in FIG. 14 shows a diagram of an operation for extruding a half ring of an intermediate spacer from a technological groove;
на фиг. 15 изображен качественный вид петли гистерезиса при нагружении рабочей лопатки статической и динамической нагрузками.in FIG. 15 shows a qualitative view of the hysteresis loop when loading the working blade with static and dynamic loads.
Предлагаемое место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения (см. фиг. 1) выполнено в виде кольцевого выступа 1 на внешней и внутренней поверхности бочки 2 ротора КНД или бочки 57 рабочего колеса 42 ротора КВД (см. фиг. 13), в котором выполнена кольцевая профилированная канавка 3 со стороны внешней поверхности бочки 2, в которой замками «ласточкин хвост» 4 (см. фиг. 1) закреплены рабочие лопатки 5 с платформами 6. В кольцевой канавке 3 в двух диаметрально противоположных местах выполнены две выемки 7 (см. фиг. 2) с такими шириной и длиной в тангенциальном направлении, чтобы в ней свободно мог разместиться замок 4 лопатки 5 и глубиной, равной глубине кольцевой канавки 3 (см. фиг. 3 и 4). В выемках 7 и вырезах в платформах 6 с помощью призонных болтов 8, шайб 9 и самоконтрящихся гаек 10 закреплены замки 11, ограничивающие смещение лопаток 5 в тангенциальном направлении. Причем наружный диаметр рабочего колеса, измеренный по замкам 11 (см. фиг. 2), равен наружному диаметру, измеренному по платформам 6 лопаток 5. Кольцевая профилированная канавка 3 выполнена с коническим дном 12 (см. фиг. 3). Причем ось конической поверхности дна 12 совпадает с продольной осью бочки 2 ротора бустера или бочки компрессора, а угол при вершине этого конуса выбран из условия создания требуемой величины натяга δ в мм между замками 4 лопаток 5 и упругогистерезисным элементом 13 (см. фиг. 1), на который они опираются. Радиальное поперечное сечение кольцевой профилированной канавки 3 имеет форму «ласточкиного хвоста», соединенного в основании с горизонтально расположенной трапецией с вертикальными основаниями, причем высота трапеции, по которой она соединена с фигурой «ласточкин хвост», равна в ммThe proposed mounting location of the blades of the fifth generation aircraft engines (see Fig. 1) is made in the form of an
где с - величина большего основания «ласточкина хвоста» в мм, b - величина меньшего основания «ласточкина хвоста» в мм и а - глубина кольцевой технологической канавки 14 в одной из боковых стенок выступа 1, измеренная в направлении оси ротора в мм, равнаяwhere c is the magnitude of the larger base of the dovetail in mm, b is the magnitude of the smaller base of the dovetail in mm and a is the depth of the annular
где δ - величина натяга в мм между замками 4 лопаток 5 и упругогистерезисным элементом 13, ϕ - угол при вершине конуса внутренней поверхности промежуточной проставки 15, и высота кольцевой технологической канавки 14, измеренная в радиальном поперечном сечении, равна в ммwhere δ is the interference value in mm between the
h=δ+H+0÷0,2,h = δ + H + 0 ÷ 0.2,
где Н - наибольшая высота поперечного радиального сечения кольцевой промежуточной проставки 15. Кольцевая промежуточная проставка 15 (см. фиг. 2) выполнена из двух диаметрально противоположно расположенных полуколец 16 с поперечным радиальным сечением в виде трапеции - усеченного клина (см. фиг. 1), с наибольшей высотой Н, шириной, равной или меньшей ширины меньшего основания «ласточкиного хвоста» кольцевой профилированной канавки 3, и углом наклона клина - половиной угла конуса клина, равной 
Предлагается также место крепления рабочих лопаток место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения (см. фиг. 6), отличающееся тем, что кольцевая профилированная канавка 3 выполнена с цилиндрическим дном 12. Радиальное поперечное сечение кольцевой профилированной канавки имеет форму «ласточкиного хвоста», соединенного в основании с прямоугольником с вертикальными боковыми стенками, причем большая сторона прямоугольника, по которой он соединен с фигурой «ласточкин хвост», равна в ммIt is also proposed that the blades attachment point is the fifth generation aircraft engine blades attachment point (see Fig. 6), characterized in that the annular profiled
где с - величина большего основания «ласточкина хвоста» в мм, b - величина меньшего основания «ласточкина хвоста» в мм и а - глубина кольцевой технологической канавки 14 в одной из боковых стенок выступа 1 в направлении оси ротора в мм, равнаяwhere c is the value of the larger base of the dovetail in mm, b is the value of the smaller base of the dovetail in mm and a is the depth of the annular
где δ - величина натяга в мм между замками 4 лопаток 5 и упругогистерезисным элементом 13, ϕ - угол при вершине конуса поверхностей промежуточных проставок 27 и 28, по которым они контактируют друг с другом, и высота кольцевой технологической канавки 14, измеренная в радиальном поперечном сечении, равна в ммwhere δ is the interference value in mm between the
h=H+0÷0,2,h = H + 0 ÷ 0.2,
где Н - наибольшая высота поперечного радиального сечения кольцевой промежуточной проставки 28. Каждая из двух кольцевых промежуточных проставок 27 и 28 выполнена из двух диаметрально противоположно расположенных полуколец 16 с поперечным радиальным сечением в виде трапеции - усеченного клина, с наибольшей высотой Н, шириной, равной или меньшей ширины большего основания «ласточкиного хвоста» кольцевой профилированной канавки 3, и углом наклона клина - половиной угла конуса клина, равной 
Предлагается место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения, отличающееся тем, что полукольца 16 промежуточной проставки 15 (см. фиг. 1) или проставок 27 и 28 (см. фиг. 6) омеднены.A place for fastening the working blades of fifth-generation aircraft engines is proposed, characterized in that the half rings 16 of the intermediate spacer 15 (see FIG. 1) or the
Предлагается место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения (см. фиг. 7), отличающееся тем, что упругогистерезисный элемент 13 выполнен из четырех, шести и более частей 21, а замки 11, установленные в выемках 7 кольцевой профилированной канавки 3, выполнены с выступами 29, которыми они опираются на дно 12 кольцевой профилированной канавки 3. Концы проставки 15 или проставок 27 и 28 (см. фиг. 6 и 7), ленты-ограничителя 18 и упругогистерезисного элемента 13 с натягом, не нарушающим упругую фиксацию гофрами смещения в окружном направлении лопаток 5, размещены под замками 11. Между ответными концами частей 21, выступами 29 и ответными концами частей 21 кольцевого упругогистерезисного элемента 13 имеются зазоры 22, величина которых либо равна нулю, либо равна или меньше половины допустимой суммарной величины относительных рабочих смещений в окружном направлении концов этой части кольцевого упругогистерезисного элемента и предпочтительно равна 0,1÷0,3 мм. Между выступами 29 и концами полуколец 19 ленты-ограничителя 18, каждой из полуколец 16 промежуточной проставки 15, или каждой из полуколец 16 промежуточных проставок 27 и 28 имеются зазоры 24, величина которых равна нулю или меньше половины максимального относительного температурного удлинения полукольца ленты-ограничителя.A place for fastening the working blades of fifth-generation aircraft engines is proposed (see Fig. 7), characterized in that the
Предлагается также место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения (см. фиг. 8), отличающееся тем, что упругогистерезисный элемент 13 места крепления выполнен из одной части 21 и собран из отдельных пар 30 гофрированных лент 20, у которых стык концов одной ленты расположен диаметрально противоположно стыку концов другой ленты, а стык концов ленты 20 каждой следующей пары 30, контактирующей с лентой предыдущей пары, также смещен от стыка концов этой ленты на угол π и стыки лент расположены в вершинах гофров, опирающихся на ленту - ограничитель 18. Замки 11 опираются на упругогистерезисный элемент 13 с натягом, не нарушающим упругую фиксацию гофрами смещения в окружном направлении лопаток 5, или с натягом δ, если под замками 11 располагаются гофры, на склоны которых не упираются лопатки. В этом случае на торце каждого из двух замков 11 (см. фиг. 9), обращенном к дну 12 кольцевой профилированной канавки 3, выполнены выкружки 31, в которые с натягом δ упираются вершины гофров упругогистерезисного элемента 13. Концы промежуточной проставки 15 или проставок 27 и 28, ленты-ограничителя 18, выполненных из одной части, с этим же натягом размещены под одним из замков 11 и зазор 32 между концами этих деталей равен нулю или меньше максимального относительного температурного удлинения ленты-ограничителя.A place for fastening the working blades of fifth-generation aircraft engines is also proposed (see Fig. 8), characterized in that the
Предлагается также место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения (см. фиг. 10), отличающееся тем, что на замках 4 лопаток 5 закреплены штампованные башмаки 33, изготовленные из тонкого стального нагартованного или закаленного шлифованного листа, без зазоров охватывающие замки 4 лопаток 5 по всем поверхностям, по которым они контактировали бы с боковыми сторонами кольцевой профилированной канавки 3, упругогистерезисным элементом 13, установленным под замками 4 лопаток 5 при отсутствии башмаков.A place for fastening the working blades of fifth-generation aircraft engines is also proposed (see Fig. 10), characterized in that stamped
Кроме того, предлагается место крепления рабочих лопаток авиадвигателей пятого поколения (см. фиг. 11), отличающееся тем, что одна из заглушек 26 или нажимных винтов из количества фиксирующих полукольцо 16 промежуточной проставки 15 или полукольца 16 промежуточных проставок 27 и 28 выполнена более длиной, чем другие, и своим свободным концом входит с зазором 34 в ответную выемку 35, выполненную на торце полукольца 16 промежуточной проставки 15 или проставок 27 и 28 и полукольце 19 ленты-ограничителя 18, причем величина зазора выбрана из условия, что смещение лопаток в окружном направлении в пределах зазора будет допустимой и не будет нарушать балансировку ротора.In addition, it is proposed to attach the blades of the fifth generation aircraft engines (see Fig. 11), characterized in that one of the
Предлагается ротор КНД авиадвигателя (см. фиг. 12), выполненный в виде бочки 2 с тремя или более кольцевыми выступами 1 на внешней и внутренней поверхности бочки. В каждом кольцевом выступе 1 выполнена профилированная кольцевая канавка 3 с поперечным радиальным сечением, ответным замку 4 рабочей лопатки 5 типа «ласточкин хвост». Рабочие лопатки 5 своими замками 4 вставлены в эти канавки 3 и выполнены с платформами 6, которые вместе с перьями 36 лопаток 5 организуют каналы обтекания этих лопаток. Лопатки 5 ступеней, начиная со второй 37 (или с третьей ступени 38) платформами 6 упираются друг в друга. Ротор бустера жестко соединен с ротором вентилятора (на фиг не показано). Четыре лопатки 5 каждой ступени, пары этих лопаток 5 расположены диаметрально противоположно, имеют специальные вырезы в платформе 6 (см. фиг. 5) под два замка 11, фиксирующие от смещений в окружном направлении лопатки этих ступеней. Предлагаемый ротор КНД (см. фиг. 12) отличается тем, что место крепления рабочих лопаток первой 39 или первой 39 и второй 37 ступеней ротора КНД, выполнено по любому пп. 1, 2, 3, 4, 5, 6 и 7 формулы изобретения.A rotor KND aircraft engine (see Fig. 12), made in the form of a
Предлагается ротор компрессора высокого давления авиадвигателя (см. фиг. 13), состоящий из следующих элементов: лопатки КВД 5; блиски первой 40 и второй 41 ступеней КВД; рабочее колесо КВД 42; диск с лабиринтным уплотнением 43. Каждый блиск КВД является фрезерованной из единой заготовки деталью. Блиск КВД первой ступени 40 ротора КВД совмещает рабочее колесо 44, комплект лопаток 5, лабиринтные уплотнения 45 и вал КВД 46 и соединен вместе с блиском второй ступени 41 и рабочим колесом 42 с третьей по шестую ступень ротора КВД при помощи болтов 47. На валу 46 блиска второй ступени 41 КВД выполнены шлицевые пазы 48 для соединения с задней частью вала вентилятора (на фиг. не показан). Лопатки 5 третьей ступени 49 ротора КВД (см. фиг. 13) устанавливаются на рабочее колесо 42 КВД при помощи паза «ласточкин хвост» и поджаты в осевом направлении упорным кольцом 50, прикрепленном к передней поверхности паза «ласточкин хвост» при помощи болтов 47. Блиски первой 40 и второй 41 ступеней ротора КВД и лопатки 5 третьей ступени 49 ротора КВД выполнены из титанового сплава, а упорное кольцо 50 выполнено из никелевого сплава. Лопатки 5 четвертой 51, пятой 52 и шестой 53 ступеней ротора КВД устанавливаются на рабочее колесо 42 ротора КВД при помощи профилированной кольцевой канавки 3 и выполнены с платформами 6 и зафиксированы от смещения в тангенциальном направлении у каждой из ступеней двумя диаметрально противоположно расположенными замками 11 (см. фиг. 2). Платформы 6 лопаток 5 с пятой 52 по шестую 53 ступеней КВД плотно прилегают друг к другу. Четыре лопатки 5 пятой и четыре лопатки 5 шестой ступени КВД имеют специальные вырезы в платформе 6 под два замка 11 (см. фиг. 4). Лопатки 5 с четвертой 51 по шестую ступень 53 КВД (см. фиг. 13) выполнены из никелевого сплава. К переднему фланцу 54 рабочего колеса 42 КВД крепятся оба блиска КВД, а к его заднему фланцу 55 также при помощи болтов 47 крепится диск с лабиринтным уплотнением 43 вместе с бочкой ротора ТНД (на фиг. не показана). На рабочем колесе 42 КВД (см. фиг. 13) выполнено k пазов «ласточкин хвост» под лопатки 5 третьей ступени 49 ротора КВД, три профилированные кольцевые канавки 3 для крепления лопаток четвертой 51, пятой 52 и шестой 53 ступеней КВД и четыре лабиринтных уплотнения 56, для герметизации сочленения с вкладышами истираемого уплотнения и сотового уплотнения статора КВД (на фиг. не показан). Рабочее колесо 42 КВД (см. фиг. 13), изготовлено из никелевого сплава в виде бочки 57, выполненной заодно целое с дисками 58. На диске с лабиринтным уплотнением 43 выполнены зубья лабиринтного уплотнения, обеспечивающие герметизацию сочленения с опорой уплотнения корпуса камеры сгорания (на фиг. не показана). Диск с лабиринтным уплотнением 43 выполнен из никелевого сплава. Предлагаемый ротор КВД отличается тем, что место крепления рабочих лопаток четвертой ступени 51 ротора КВД выполнено по любому пп. 1, 2, 3, 4, 5, 6 и 7 формулы изобретения.A rotor of a high-pressure compressor of an aircraft engine is proposed (see FIG. 13), consisting of the following elements:
Предлагается способ сборки места крепления рабочих лопаток, состоящий в том, что бочку 2 устанавливают на стол 59 (см. фиг. 14) так, чтобы ее продольная ось была вертикальна, а технологическая канавка 14 располагалась выше кольцевой профилированной канавки 3. В кольцевую профилированную канавку 3 устанавливают диаметрально противоположно два полукольца 16 промежуточной проставки 15, так, что полукольца своей конической поверхностью легли на коническое дно 12 кольцевой профилированной канавки 3, или если канавка 3 выполнена с цилиндрическим дном 12 на него цилиндрической поверхностью укладывают полукольца 16 внутренней промежуточной проставки 27. Причем обе эти проставки, 15 и 27, укладывают выемками 17 (см. фиг. 5) к стенке кольцевой профилированной канавки 3 без технологической канавки 14. Сдвигают полукольца 16 этих промежуточных проставок до упора в стенку технологической канавки 14. На внутреннюю промежуточную проставку 27 устанавливают полукольца 16 второй промежуточной проставки 28 (см. фиг. 6) так, чтобы поперечное радиальное сечение проставок было прямоугольным, и на эту проставку, или в случае выполнения кольцевой профилированной канавки 3 с коническим дном 12 на промежуточную проставку 15 устанавливают в кольцевую профилированную канавку полукольца 19 ленты-ограничителя 18 (см. фиг. 14), а на них части упругогистерезисного элемента 13. Устанавливают в кольцевую профилированную канавку 3 лопатки 5. Вставляют в выемки 7 два замка 11 (см. фиг. 7), с помощью щупов, устанавливаемых между торцами платформ 6 лопаток 5 и торцами замков 11 и платформ 6, устанавливают точное положение лопаток. С помощью приспособления 60 (см. фиг. 14), установленного так, что его толкатели 61 располагаются в технологических отверстиях 25, предназначенных для выдавливания одного полукольца 16 промежуточной проставки 15 или внутренней промежуточной проставки 27 из технологической канавки 14, и закреплены на кронштейне 62, жестко закрепленном на штоке рабочего цилиндра 63, подают сначала небольшое давление в цилиндр 63 и частично выдавливают толкателями полукольцо 16 промежуточной проставки 15 или внутренней промежуточной проставки 27 из технологической канавки 14 так, что создается такой небольшой натяг по замкам 4 половины лопаток 5, фиксирующий точное положение этих лопаток, но не препятствующий удалению щупов, удаляют щупы. Выдавливают толкателями 61 полукольцо 16 промежуточной проставки 15 или внутренней промежуточной проставки 27 до упора в противоположную стенку кольцевой профилированной канавки 3. Давление из цилиндра 63 стравливается и толкатели 61 выходят из технологических отверстий 25. Поворачивают в опоре 64 приспособления 60 цилиндр 63 вместе с кронштейном 62 на 180° так, чтобы толкатели 61 вошли в технологические отверстия 25, предназначенные для выталкивания второго полукольца этих промежуточных проставок. Подают в цилиндр 63 небольшое давление и толкатели 61 входят в технологические отверстия 25 и фиксируют положение второй половины лопаток 5. Удаляют щупы. Подается рабочее давление в цилиндр 63 и второе полукольцо 16 промежуточной проставки 15 или внутренней промежуточной проставки 27 выдавливается аналогичным образом из технологической канавки 14. Давление из цилиндра 63 стравливается и толкатели 61 выходят из технологических отверстий 25. В технологические отверстия запрессовывают заглушки 26 (см. фиг. 11) до упора в промежуточную проставку 15 или в две промежуточных проставки 27 и 28, или в случае выполнения технологических отверстий 25 с резьбой в них завинчивают до упора в промежуточную проставку 15 или в две промежуточных проставки 27 и 28 нажимные винты (на фиг. не показано) и законтривают их от отворачивания. Смещают замки 11 (см. фиг. 7) в положение, где их можно закрепить и закрепляют их.A method is proposed for assembling the place of attachment of the working blades, in which the
Сборка предлагаемых мест крепления рабочих лопаток по п.п. 1, 2, 3 и 4 формулы изобретения описана в предлагаемом способе их сборки. Отличия в сборке мест крепления лопаток по пп. 5 и 7 формулы изобретения ясны и не требуют дополнительного описания. Особенностью сборки места крепления по п. 6 является только то, что лопатки 5 (см. фиг. 10) подаются на сборку с уже закрепленными на их замках 4 башмаками 33.The assembly of the proposed mounting points of the blades according to paragraphs. 1, 2, 3 and 4 of the claims are described in the proposed method for their assembly. Differences in the assembly of the points of attachment of the blades in paragraphs. 5 and 7 of the claims are clear and do not require further description. A feature of the assembly of the attachment point according to
Сборка предлагаемых роторов КНД и КВД ясна из описания их конструкции и за исключением сборки мест крепления рабочих лопаток, в которых установлены промежуточная проставка или проставки, лента-ограничитель и упругогистерезисный элемент ничем не отличаются от прототипа и также специально не описывается.The assembly of the proposed KND and KVD rotors is clear from the description of their design and, with the exception of the assembly of the attachment points of the working blades in which the intermediate spacer or spacers are installed, the limiter and the elastic hysteresis element are no different from the prototype and are also not specifically described.
Предлагаемые места крепления рабочих лопаток на рабочих режимах двигателя работают следующим образом: как уже указывалось выше, рабочие лопатки упруго закреплены в месте крепления и при нагружении рабочими статическими и динамическими нагрузками, они преодолевают силы сухого трения на контактных поверхностях упруго деформируемых элементов места крепления, созданные натягом - сдавливающей нагрузкой между ними, полученной при сборке и в результате действия центробежных сил. Энергия колебаний системы «место крепления лопаток - рабочие лопатки - демпфирующее устройство» рассеивается за счет работы сил сухого трения при взаимном упругом проскальзывании контактирующих элементов. Например, при использовании в качестве упругогистерезисного элемента 13 места крепления в виде пакета 21, собранного из отдельных пар 30 гофрированных лент 20 (см. фиг. 8), - замков 4 лопаток 5 по вершинам гофров пакета 21, вершин гофров пакета 21 по замкам 11 и полукольцам 19 ленты-ограничителя и между лентами 20 пакета 21.The proposed attachment points of the working blades at the engine operating modes work as follows: as already mentioned above, the working blades are elastically fixed at the attachment point and when loaded with static and dynamic loads, they overcome the dry friction forces on the contact surfaces of the elastically deformable attachment points created by interference - compressive load between them obtained during assembly and as a result of centrifugal forces. The oscillation energy of the system "blade mounting location - rotor blades - damping device" is dissipated due to the work of dry friction forces during mutual elastic slipping of the contacting elements. For example, when using attachment points as an
Кроме того, энергия колебаний системы «место крепления лопаток - рабочие лопатки - демпфирующее устройство» рассеивается за счет аэродинамического демпфирования колебаний рабочих лопаток 6 и рассеивания в материале рабочих лопаток и бочке и дисках (если таковые имеются) ротора бустера и компрессора. Последний вид демпфирования очень мал по сравнению с конструкционным демпфированием в предлагаемых местах крепления рабочих лопаток, и им можно пренебречь.In addition, the vibrational energy of the system "blade mounting location - rotor blades - damping device" is dissipated due to aerodynamic damping of vibrations of the
Отметим, что у предлагаемых мест крепления лопаток демпфирующие устройства эффективно гасят любую форму колебаний рабочих лопаток.Note that, at the proposed attachment points of the blades, damping devices effectively dampen any vibration mode of the working blades.
Качественный характер нагружения рабочей лопатки предлагаемого места крепления с упругогистерезисным элементом 13 в виде пакета 21 рабочими постоянной и циклической динамической нагрузкой - моментной или силовой показан на фиг. 15. На начальном линейном участке 66 первого рабочего процесса нагружения 67 лопатка нагружается, как упругое тело, без взаимных упругих проскальзываний замка 4 лопатки по контактирующим с ним поверхностям. При дальнейшем росте нагрузки лопатка нагружается по нелинейному участку 68 процесса 67 с постепенным расширением зоны взаимных проскальзываний замка 4 лопатки по боковым поверхностям кольцевой профилированной канавки 3 и вершинам гофров пакета 21, контактирующим с замком лопатки. Затем при дальнейшем росте нагрузки постепенно расширяется зона, где вследствие поворота лопатки (замка) натяг по боковым сторонам ее замка обнуляется и в этой зоне становятся равными нулю силы трения на боковых сторонах замка. В точке 69 эти силы трения становятся равными нулю на всей поверхности боковых сторон замка 4, и лопатка становится упруго подвешенной на пакете 21. Дальнейшее нагружение лопатки описывается нелинейным участком 70, на котором при деформации пакета 21 продолжается проскальзывание с сухим трением вершин его гофров, как по замкам 4 лопаток 5, так и по полукольцам 19 ленты-ограничителя 18 и замкам 11. В некоторый момент времени скорость колебаний становится равной нулю и изменяется ее направление. Лопатка нагружается по второму рабочему разгрузочному процессу 71. На начальном линейном участке 72 этого процесса система «рабочая лопатка - пакет 21» упруго деформируется без взаимных проскальзываний на контактных поверхностях. При дальнейшей разгрузке этой системы она деформируется по нелинейному участку 73, на котором происходит отслоение лопатки от пакета 21 и пакет деформируется с постепенным распространением проскальзывания вершин гофров лент 20 пакета относительно друг друга и относительно ленты-ограничителя 18 от крайних к центральной вершине каждой ленты 20. Далее система деформируется с наименьшей жесткостью с полностью расслоенным пакетом 21, как по вершинам гофров, так и по слоям пакета, пока в точке 74 замок 4 лопатки по его боковым поверхностям войдет в контакт с кольцевой профилированной канавкой 3. При этом жесткость вновь образовавшейся системы «место крепления - рабочая лопатка - демпфирующее устройство» сильно возрастает и дальнейшее ее нагружение, при котором снова создается натяг по боковым сторонам замка лопатки, описывается участком 75 разгрузочного процесса 71. Снова в некоторой точке 76 скорость колебания лопатки станет равной нулю, и скорость сменит знак. Далее система будет нагружаться по повторному нагрузочному процессу 77, содержащему качественно аналогичные участки участкам первого нагрузочного процесса 67 пока петля гистерезиса не замкнется в точке 78.The qualitative nature of the loading of the working blade of the proposed attachment point with an
Следует заметить, что действительные процессы нагружения значительно сложнее, чем в рассмотренном примере, так как на пакет опирается достаточно большое количество лопаток, совершающих колебания с разными амплитудами и в разных фазах и законы возбуждающих нагрузок, действующих на лопатки, могут существенно отличаться от гармонического.It should be noted that the actual loading processes are much more complicated than in the considered example, since a sufficiently large number of blades that oscillate with different amplitudes and in different phases and the laws of exciting loads acting on the blades can be significantly different from the harmonic one.
Но рассмотренный простой пример, по нашему мнению, убедительно доказывает возможность эффективного гашения колебаний рабочих лопаток бустера и компрессора при практическом использовании предлагаемых мест крепления без снижения эксплуатационных характеристик двигателя - удельной тяги и кпд, ресурса и ремонтопригодности при незначительном увеличении его массы.But the considered simple example, in our opinion, convincingly proves the possibility of efficient damping of the vibrations of the rotor blades of the booster and compressor in the practical use of the proposed attachment points without reducing the engine's operational characteristics - specific thrust and efficiency, service life and maintainability with a slight increase in its mass.
Основные преимущества предлагаемых конструкций описаны выше.The main advantages of the proposed designs are described above.
Причем, подчеркнем еще раз, что предлагаемые конструкции мест крепления рабочих лопаток с замками «ласточкин хвост», установленных в кольцевые канавки бочки рабочего колеса с демпфирующими устройствами, пригодными для эффективного гашения колебаний рабочих лопаток по сути своей являются пионерскими решениями. Эти устройства достаточно просты конструктивно, компактны и незначительно ухудшают массовые характеристики рабочих колес и в целом роторов турбомашины, не портят законов обтекания рабочих лопаток газом и не ухудшают условий герметичности отдельных ступеней роторов турбомашины, т.е. не снижают кпд рабочих колес и турбомашины в целом.Moreover, we emphasize once again that the proposed design of the attachment points of the rotor blades with dovetail locks installed in the annular grooves of the impeller barrel with damping devices suitable for effectively damping the vibrations of the rotor blades are essentially pioneering solutions. These devices are structurally simple enough, compact, and slightly degrade the mass characteristics of the impellers and turbine engine rotors as a whole, do not spoil the laws of gas flow around the working blades, and do not impair the tightness conditions of individual stages of the turbomachine rotors, i.e. do not reduce the efficiency of the impellers and turbomachines in general.
Предлагаемые конструкции при должном подборе материалов их деталей могут работать при высоких температурах, в условиях отсутствия смазки и агрессивной среды, и обладают достаточно большой наработкой между ремонтами и достаточно хорошей ремонтопригодностью, по крайней мере, не меньшей, чем у «классических» рабочих колес роторов авиационных ГТД четвертого поколения, так как рабочие лопатки и другие детали предлагаемых мест крепления могут быть заменены на новые в случае их недопустимого износа или поломки.The proposed designs, with the proper selection of materials of their parts, can operate at high temperatures, in the absence of lubrication and an aggressive environment, and have a sufficiently large operating time between repairs and a sufficiently good maintainability, at least not less than that of the “classic” impellers of aircraft rotors The fourth-generation gas turbine engine, since the rotor blades and other parts of the proposed attachment points can be replaced with new ones in case of unacceptable wear or breakage.
К числу положительных качеств предлагаемых мест крепления лопаток следует также отнести возможность изменения в достаточно широких пределах упругогистерезисных свойств пакета без изменения конструкции деталей места крепления и технологического оборудования (штампа для изготовления пакета и приспособления для сборки места крепления) только за счет изменения величины натяга гофров пакета и его жесткости увеличением или уменьшением числа гофрированных лент в пакете, установкой дополнительных гладких лент на промежуточную проставку или путем замены части гофрированных лент гладкими, которые также устанавливаются на промежуточную проставку. При этом могут устанавливаться гофрированные и гладкие ленты с разной требуемой толщиной.Among the positive qualities of the proposed attachment points of the blades should also include the possibility of changing within a fairly wide range of elastic and hysteretic properties of the package without changing the design of the parts of the mounting location and technological equipment (stamp for manufacturing the package and device for assembling the mounting location) only by changing the tightness of the corrugations of the package its rigidity by increasing or decreasing the number of corrugated tapes in the bag, installing additional smooth tapes on the intermediate spacer or by replacing part of the corrugated tapes with smooth ones, which are also mounted on an intermediate spacer. In this case, corrugated and smooth tapes with different required thicknesses can be installed.
В заключение заметим, что уже сейчас можно разработать методологию проведения виртуального эксперимента по определению параметров всех предлагаемых мест крепления, обеспечивающих оптимальную и конечную настройку этих систем.In conclusion, we note that now it is already possible to develop a methodology for conducting a virtual experiment to determine the parameters of all the proposed attachment points that provide optimal and final tuning of these systems.
Библиографический списокBibliographic list
1. А.с. 333277. Ротор турбомашины / Н.С. Кондратов, П.Д. Вильнер, И.Д. Эскин. - Заявлено 12.11.1966. Опубл. 23.03.1972, Бюл. №11.1. A.S. 333277. Turbomachine rotor / N.S. Kondratov, P.D. Vilner, I.D. Eskin. - Declared 12.11.1966. Publ. 03/23/1972, Bull. No. 11.
2. Киселев Ю.В. Двигатель SaM 146. Устройство основных узлов / Ю.В. Киселев, Д.Ю. Киселев. - Электронное учебное пособие. СГАУ, Самара, 2012 г., стр. 22.2. Kiselev Yu.V. Engine SaM 146. The device of the main nodes / Yu.V. Kiselev, D.Yu. Kiselev. - Electronic textbook. SSAU, Samara, 2012, p. 22.
3. Патент США №5205714, 27.04.1993.3. US patent No. 5205714, 04/27/1993.
4. Патент США №6283707, 04.09.2001.4. US patent No. 6283707, 09/04/2001.
5. Патент №2461717 РФ, МПК F01D 5/26, F01D 25/06. Устройство демпфирования колебаний широкохордых лопаток вентиляторов с большой конусностью втулки и вентилятор газотурбинного двигателя/ Б.Ф. Шорр, Н.Н. Серебряков, М.А. Морозов. - Опубл. http://www.findpatent.ru/patent/246/2461717/html.5. Patent No. 2461717 of the Russian Federation,
6. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. Из-е 2-ое, допол. Учебник для авиационных вузов / Г.С. Скубачевский. - М.: Машиностроение. 1965. - 451 с., фиг. 7. 31.6. Skubachevsky G.S. Aircraft gas turbine engines. Design and calculation of parts. Because of the 2nd, additional. Textbook for aviation universities / G.S. Skubachevsky. - M.: Mechanical Engineering. 1965. - 451 p., Fig. 7.31.
7. Эскин И.Д. Исследование обобщенных упругофрикционных характеристик демпферов и амортизаторов авиационных двигателей: дис… канд. тех. наук / И.Д. Эскин. - Куйбышев: КуАИ, 1973. - 150 с. и приложение к этой дис. - 315 с. 7. Eskin I.D. The study of generalized elastic-friction characteristics of dampers and shock absorbers of aircraft engines: dis ... cand. those. sciences / I.D. Eskin. - Kuibyshev: KuAI, 1973.- 150 p. and the appendix to this dis. - 315 p.
8. Эскин И.Д. Циклическое сжатие многослойного многопролетного гофрированного пакета / И.Д. Эскин, Р.И. Алкеев, В.И. Иващенко // Вестник СГАУ. - №1 (39), 2013. - С. 178-191.8. Eskin I.D. Cyclic compression of a multilayer multi-span corrugated bag / I.D. Eskin, R.I. Alkeev, V.I. Ivashchenko // Bulletin of SSAU. - No. 1 (39), 2013 .-- S. 178-191.
9. Эскин И.Д. Экспериментальные и расчетные исследования моделей циклического сжатия многослойного многопролетного гофрированного пакета / И.Д. Эскин, Р.И. Алкеев, В.И. Иващенко // Вестник СГАУ. - №1 (39), 2013. - С. 192-200.9. Eskin I.D. Experimental and computational studies of cyclic compression models of a multilayer multi-span corrugated package / I.D. Eskin, R.I. Alkeev, V.I. Ivashchenko // Bulletin of SSAU. - No. 1 (39), 2013. - S. 192-200.
Claims (27)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016146883A RU2662755C2 (en) | 2016-11-29 | 2016-11-29 | Place of mounting of working blades of booster rotors and compressor of aviation engines of fifth generation; booster rotor and rotor of high pressure compressor of first generation aviation engine, with working blades, fixed with help of swallowtail type locks in ring grooves of these devices; method of assembling place of mounting working blades of booster rotors and compressor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016146883A RU2662755C2 (en) | 2016-11-29 | 2016-11-29 | Place of mounting of working blades of booster rotors and compressor of aviation engines of fifth generation; booster rotor and rotor of high pressure compressor of first generation aviation engine, with working blades, fixed with help of swallowtail type locks in ring grooves of these devices; method of assembling place of mounting working blades of booster rotors and compressor |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016146883A RU2016146883A (en) | 2018-05-29 |
| RU2016146883A3 RU2016146883A3 (en) | 2018-05-29 |
| RU2662755C2 true RU2662755C2 (en) | 2018-07-30 |
Family
ID=62557568
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016146883A RU2662755C2 (en) | 2016-11-29 | 2016-11-29 | Place of mounting of working blades of booster rotors and compressor of aviation engines of fifth generation; booster rotor and rotor of high pressure compressor of first generation aviation engine, with working blades, fixed with help of swallowtail type locks in ring grooves of these devices; method of assembling place of mounting working blades of booster rotors and compressor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2662755C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2740442C2 (en) * | 2019-06-27 | 2021-01-14 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Axle compressor blisk and rotor of low-pressure compressor of aircraft gas turbine engine |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117346635B (en) * | 2023-12-06 | 2024-03-12 | 成都格瑞特高压容器有限责任公司 | Outer diameter measuring device and measuring method for cylindrical gas cylinder |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU641129A1 (en) * | 1976-03-03 | 1979-01-05 | Куйбышевский Ордена Трудового Красного Знамени Авиационный Институт Имени Академика С.П.Королева | Turbomachine blade |
| RU2160367C2 (en) * | 1994-12-15 | 2000-12-10 | Прэтт энд Уитни Кэнэдэ, Инк. | Gas turbine blade fastening device |
| RU2526607C2 (en) * | 2009-04-29 | 2014-08-27 | Снекма | Reinforced fan blade spacer |
| RU2570087C1 (en) * | 2014-08-22 | 2015-12-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Impeller of rotor of gas turbine engine with dampening of vibration oscillations |
-
2016
- 2016-11-29 RU RU2016146883A patent/RU2662755C2/en active IP Right Revival
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU641129A1 (en) * | 1976-03-03 | 1979-01-05 | Куйбышевский Ордена Трудового Красного Знамени Авиационный Институт Имени Академика С.П.Королева | Turbomachine blade |
| RU2160367C2 (en) * | 1994-12-15 | 2000-12-10 | Прэтт энд Уитни Кэнэдэ, Инк. | Gas turbine blade fastening device |
| RU2526607C2 (en) * | 2009-04-29 | 2014-08-27 | Снекма | Reinforced fan blade spacer |
| RU2570087C1 (en) * | 2014-08-22 | 2015-12-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Impeller of rotor of gas turbine engine with dampening of vibration oscillations |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2740442C2 (en) * | 2019-06-27 | 2021-01-14 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Axle compressor blisk and rotor of low-pressure compressor of aircraft gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016146883A (en) | 2018-05-29 |
| RU2016146883A3 (en) | 2018-05-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7887286B2 (en) | Sector of a compressor guide vanes assembly or a sector of a turbomachine nozzle assembly | |
| US8147191B2 (en) | Damping device for turbomachine stator | |
| EP3106614B1 (en) | Rotor damper | |
| US9399920B2 (en) | Turbine blade rail damper | |
| US8708641B2 (en) | Turbine blade and gas turbine | |
| US20160298546A1 (en) | Rotor damper | |
| US20150110635A1 (en) | Adjustable Blade Root Spring for Turbine Blade Fixation in Turbomachinery | |
| CN106499442B (en) | Damper pin for turbine blade | |
| RU2626523C1 (en) | Long hollow wide chord fan blade and method of its manufacture | |
| RU2662755C2 (en) | Place of mounting of working blades of booster rotors and compressor of aviation engines of fifth generation; booster rotor and rotor of high pressure compressor of first generation aviation engine, with working blades, fixed with help of swallowtail type locks in ring grooves of these devices; method of assembling place of mounting working blades of booster rotors and compressor | |
| US9103221B2 (en) | System and method for blade retention | |
| Basu et al. | The effect of limiting aerodynamic and structural coupling in models of mistuned bladed disk vibration | |
| US20030129060A1 (en) | Indentor arrangement | |
| Scalzo et al. | Analysis and solution of a nonsynchronous vibration problem in the last row turbine blade of a large industrial combustion turbine | |
| RU2665789C2 (en) | Rotor of aircraft gas-turbine engine compressor with twin of blisks and twin of blisk with classic impeller and with twin of classic impeller with impeller with fourth-to-sixth stage with devices for damping vibrations of workers of these clips and impellers, fan rotor and booster rotor with device for damping of vibrations of working wide chord blades of fan, twin assembly method with damper device | |
| RU2686353C2 (en) | Place of mounting of working blades and low and high pressure compressor of aviation engines of fifth generation, rotor of low pressure compressor and rotor of high pressure compressor of fifth generation aviation engine, with working blades, fixed with help of dovetail type locks in ring grooves of these devices, method of assembling place of mounting working blades of rotors and compressor | |
| Колодяжна et al. | Aeroelastic Characteristics of Rotor Blades of Last Stage of a Powerful Steam Turbine | |
| RU2622682C1 (en) | Hollow wide-chord blade of the fan and method of its manufacture | |
| RU2727314C1 (en) | Aircraft turbojet engine fan rotor with long wide-chord hollow blades with dampers | |
| RU2689489C1 (en) | Method of creating frequency inconsistency between blades of the vane wheel of a gas turbine engine and corresponding vane wheel | |
| RU2726955C1 (en) | Long hollow wide-chord fan of aircraft trdd fan and method of its manufacturing | |
| Шульженко et al. | Vibrational Stresses of Damaged Steam Turbine Blades After Renovation Repair | |
| Szwedowicz et al. | Scaling Concept for Axial Turbine Stages With Loosely Assembled Friction Bolts: The Linear Dynamic Assessment—Part I | |
| Kaneko et al. | Analysis of random vibration for mistuned bladed disk | |
| Tokar' et al. | On the problem of improvement of the damping ability of rotor blades of contemporary gas-turbine engines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181130 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20210713 |