Турбина низкого давления газотурбинного двигателя, диск и конусная цапфа турбины низкого давления, газотурбинный двигатель



Турбина низкого давления газотурбинного двигателя, диск и конусная цапфа турбины низкого давления, газотурбинный двигатель
Турбина низкого давления газотурбинного двигателя, диск и конусная цапфа турбины низкого давления, газотурбинный двигатель
Турбина низкого давления газотурбинного двигателя, диск и конусная цапфа турбины низкого давления, газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2528751:

СНЕКМА (FR)

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя содержит лопаточные диски, соединенные с валом турбины через конусную цапфу. Лопаточные диски и конусная цапфа содержат на своей внутренней и наружной периферии, соответственно, кольцевые фланцы с выступами, образованными чередованием сплошных частей и полых частей. Сплошные части содержат отверстия для прохождения крепежных органов. Каждая сплошная часть соединена с периферией диска или конусной цапфы, соответственно, посредством двух вогнутых закруглений, которые являются асимметричными. Другие изобретения группы относятся к диску и конусной цапфе указанной выше турбины низкого давления, а также к газотурбинному двигателю, содержащему такую турбину. Группа изобретений позволяет увеличить срок службы фланцев диска и конусной цапфы турбины низкого давления. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение касается турбины низкого давления для газотурбинного двигателя, содержащей лопаточные диски, соединенные с валом турбины через конусную цапфу, которая служит для осевого позиционирования дисков турбины, для передачи крутящего момента и в качестве опоры для различных уплотнительных органов. Диски турбины закреплены на конусной цапфе при помощи кольцевых фланцев с выступами, которые находятся на внутренней периферии дисков турбины и на наружной периферии конусной цапфы соответственно и которые образованы чередованием полых частей и сплошных частей, при этом полые части позволяют уменьшить массу, а сплошные части содержат отверстия для прохождения крепежных органов, таких как болты.

Как правило, сплошные части фланцев с выступами ограничены выпуклыми закруглениями, которые соединены вогнутыми закруглениями с внутренней периферией диска турбины или с наружной периферией конусной цапфы соответственно.

Во время работы газотурбинного двигателя передача крутящего момента от дисков турбины на вал турбины через конусную цапфу приводит к концентрациям напряжений в основании сплошных частей фланцев с выступами и создает риск сдвига этих сплошных частей, при этом напряжения представляют собой растяжение, с одной стороны, и сжатие, с другой стороны, для каждой сплошной части фланцев с выступами. Задачей настоящего изобретения является устранение этого недостатка известного технического решения.

В этой связи, объектом изобретения является турбина низкого давления газотурбинного двигателя, содержащая лопаточные диски, соединенные с валом турбины через конусную цапфу, при этом лопаточные диски и конусная цапфа содержат на своих внутренней и наружной перифериях соответственно кольцевые фланцы с выступами, образованные чередованием сплошных частей и полых частей, при этом сплошные части содержат отверстия для прохождения крепежных органов, отличающаяся тем, что каждая сплошная часть упомянутого диска соединена с периферией диска или конусной цапфы соответственно посредством двух вогнутых закруглений, которые являются асимметричными.

Асимметрия соединения сплошных частей фланцев позволяет усилить зоны этих фланцев, в наибольшей степени подвергающиеся напряжениям во время работы, сбалансировать напряжения с каждой стороны сплошных частей фланцев, ограничить их деформации и увеличить срок их службы.

В предпочтительном варианте выполнения два вогнутых закругления, которые соединяют сплошную часть фланца с периферией диска турбины или конусной цапфы, имеют разные радиусы кривизны, и для конусной цапфы радиус кривизны вогнутого закругления, которое находится спереди относительно направления вращения, меньше радиуса кривизны другого вогнутого закругления, причем это расположение является противоположным для дисков турбины.

В примере выполнения, радиус кривизны вогнутого закругления, которое находится спереди относительно направления вращения, в 2-2,8 раза меньше радиуса кривизны другого вогнутого закругления сплошных частей фланцев с выступами.

Объектом изобретения является также диск турбины низкого давления газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что содержит кольцевой фланец с выступами, сплошные части которого соединены с периферией диска двумя вогнутыми закруглениями, которые являются асимметричными и имеют разные радиусы кривизны, как было указано выше.

Объектом изобретения является также конусная цапфа газотурбинного двигателя, содержащая кольцевой фланец с выступами, сплошные части которого соединены с периферией конусной цапфы двумя вогнутыми закруглениями, которые являются асимметричными и имеют разные радиусы кривизны, как было указано выше.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит описанную выше турбину низкого давления.

Настоящее изобретение, его другие отличительные признаки, детали и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - схематичный половинный вид в осевом разрезе турбины низкого давления в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.2 - частичный вид в перспективе и в разрезе фланцев крепления дисков турбины и конусной цапфы.

Фиг.3 - схематичный частичный увеличенный вид сплошной части фланца с выступами конусной цапфы.

Сначала рассмотрим фиг.1, где схематично показана турбина низкого давления в соответствии с настоящим изобретением для газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель.

Как известно, турбина низкого давления содержит несколько турбинных колес, расположенных последовательно внутри картера 10, при этом каждое колесо находится на выходе неподвижного направляющего аппарата 12 и содержит диск 14, на наружной периферии которого установлены лопатки 16.

В представленном примере турбина низкого давления содержит четыре диска 14, лопатки которых имеют длину, постепенно увеличивающуюся от входа к выходу относительно направления потока газов, выходящих из камеры сгорания газотурбинного двигателя.

Находящийся ближе всего к входу диск 14 содержит на своей выходной стороне кольцевой фланец 18, при помощи которого его крепят к входному кольцевому фланцу следующего диска турбины.

Находящийся ближе всего к выходу диск 14 содержит входной кольцевой фланец 18, при помощи которого его крепят к выходному кольцевому фланцу предыдущего диска 14 турбины.

Каждый из двух промежуточных дисков 14 содержит кольцевой фланец 18 крепления на кольцевом фланце 20 конусной цапфы 22, расположенной радиально внутри дисков 14 турбины и содержащей на своем радиально внутреннем конце кольцевой фланец 24 крепления на кольцевом фланце 26 вала турбины.

Как более наглядно показано на фиг.2, кольцевые фланцы 18 дисков 14 и 20 конусной цапфы 22 выполнены с выступами, то есть образованы чередованием сплошных частей и полых частей, при этом сплошные части имеют выпуклую закругленную форму и содержат отверстия 28 для прохождения крепежных органов, таких как болты.

Каждая сплошная часть 30 кольцевого фланца с выступами диска 14 турбины или конусной цапфы 22 соединяется с периферией диска 14 или конусной цапфы через два вогнутых закругления 32, 34 соответственно (фиг.3).

Согласно изобретению, эти два вогнутых закругления 32, 34 являются асимметричными, и их асимметрия предназначена для обеспечения равномерности напряжений в основании 36 сплошной части 30, при этом напряжения связаны с передачей крутящего момента между дисками турбины и валом турбины во время работы газотурбинного двигателя.

Направление вращения турбины обозначено на фиг.3 стрелкой F, при этом напряжения, которые концентрируются вблизи вогнутого закругления 34, которое находится спереди относительно направления вращения, являются напряжениями сжатия, а напряжения, которые концентрируются вблизи вогнутого закругления 32, находящегося сзади относительно направления вращения, являются напряжениями растяжения. Напряжения растяжения вблизи вогнутого закругления 32 добавляются к напряжениям растяжения, связанным с центробежными силами во время вращения. Эта концентрация напряжений может привести к разрыву сплошной части 30 из-за сдвига ее основания по истечении некоторого срока службы.

Чтобы избежать этого явления, два вогнутых закругления 32, 34 сплошных частей фланца с выступами выполнены асимметричными и в наиболее простом варианте выполнения имеют разные радиусы кривизны. Эта разность радиусов кривизны закруглений 32 и 34 позволяет сбалансировать напряжения вокруг двух вогнутых закруглений во время передачи крутящего момента между дисками турбины и конусной цапфой.

В примере выполнения радиус кривизны переднего вогнутого закругления 34 для конусной цапфы, которая является ведомой деталью, в 2-2,8 раза меньше, чем радиус кривизны вогнутого закругления 32, находящегося сзади относительно направления вращения (находящееся спереди вогнутое закругление 34 соответствует известным техническим решениям).

В примере выполнения изобретения конусная цапфа 22 имеет диаметр 530 мм, сплошные части 30 кольцевого фланца с выступами конусной цапфы имеют наружный радиус 520 мм, радиус кривизны переднего закругления 34 равен 5 мм, и радиус кривизны заднего вогнутого закругления 32 равен 12 мм.

Сплошные части зубчатых кольцевых фланцев 18 дисков турбины, которые являются ведущими деталями, имеют конфигурацию, противоположную показанной на фиг.3, то есть вогнутые закругления соединения их сплошных частей с перифериями дисков являются асимметричными, при этом вогнутые закругления, находящиеся с передней стороны относительно направления вращения, имеют радиусы кривизны, превышающие радиусы кривизны вогнутых закруглений, находящихся с другой стороны сплошных частей.

Если радиус находящегося спереди вогнутого закругления 34 для сплошной части фланца 20 с выступами конусной цапфы в 2-2,8 раза меньше радиуса кривизны находящегося сзади вогнутого закругления, вогнутые закругления соединения сплошных частей фланцев с выступами дисков турбины, находящиеся сзади относительно направления вращения, имеют радиусы в 2-2,8 меньше радиусов кривизны вогнутых закруглений, находящихся спереди.

Это позволяет ограничить деформации сплошных частей во время работы, сбалансировать напряжения с каждой стороны этих сплошных частей и увеличить срок службы конусной цапфы и кольцевых фланцев крепления дисков турбины.

1. Турбина низкого давления газотурбинного двигателя, содержащая лопаточные диски (14), соединенные с валом турбины через конусную цапфу (22), при этом лопаточные диски (14) и конусная цапфа содержат на своей внутренней и наружной периферии соответственно кольцевые фланцы (18, 20) с выступами, образованные чередованием сплошных частей (30) и полых частей, при этом сплошные части содержат отверстия (28) для прохождения крепежных органов, причем каждая сплошная часть (30) соединена с периферией диска (14) или конусной цапфы (22) соответственно посредством двух вогнутых закруглений (32, 34), которые являются асимметричными.

2. Турбина по п.1, в которой два вогнутых закругления (32, 34) имеют разные радиусы кривизны.

3. Турбина по п.2, в которой радиус кривизны вогнутого закругления (34), которое находится спереди относительно направления вращения F, меньше радиуса кривизны другого вогнутого закругления (32) для конусной цапфы, а вогнутые закругления, находящиеся с передней стороны относительно направления вращения, имеют радиусы кривизны, превышающие радиусы кривизны вогнутых закруглений, находящихся с другой стороны сплошных частей зубчатых кольцевых фланцев (18) дисков турбины.

4. Турбина по п.3, в которой радиус кривизны вогнутого закругления (34), которое находится спереди относительно направления вращения F, в 2-2,8 раза меньше радиуса кривизны другого вогнутого закругления (32) для конусной цапфы, а вогнутые закругления, находящиеся с передней стороны относительно направления вращения F, имеют радиусы кривизны, превышающие в 2-2,8 раза радиусы кривизны вогнутых закруглений, находящихся с другой стороны сплошных частей зубчатых кольцевых фланцев (18) дисков турбины.

5. Диск турбины низкого давления газотурбинного двигателя по п.1, содержащий кольцевой фланец с выступами.

6. Конусная цапфа турбины низкого давления газотурбинного двигателя по п.1, содержащая кольцевой фланец (20) с выступами.

7. Газотурбинный двигатель, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающийся тем, что содержит турбину низкого давления по п.1.



 

Похожие патенты:

Предложен вкладыш (10) и способ изменения уравновешивающего пар сквозного отверстия (54) в рабочем колесе (52) ротора паровой турбины. Вкладыш (10) содержит корпус (12), имеющий продольную ось (14) и противоположно расположенные первый и второй концы (16, 18).

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях осевых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей и энергетических установок.

Настоящее изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях многоступенчатых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей, энергетических установках паро- и гидротурбинах.

Радиальный кольцевой фланец элемента ротора или статора турбины газотурбинного двигателя содержит на внутренней периферийной части или на наружной периферийной части, соответственно, чередующиеся выпуклые части и части с углублениями, содержащие донные зоны.

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения. Многоступенчатая газовая силовая турбина включает диски ротора, соединенные между собой фланцами с осевыми штифтами.

Радиальный кольцевой фланец содержит на внутренней или внешней периферии чередование выступов, имеющих отверстия для стягивающих крепежных болтов, и впадин, а также средства предотвращения неверного углового соединения, препятствующие прохождению болтов во впадину.

Изобретение относится к способу изготовления вала для турбины и/или генератора посредством сварного соединения и к валу, изготовленному упомянутым способом. Осуществляют удаление по меньшей мере с одной стороны основной ограничивающей круговой поверхности соответственно одной центральной части соответствующего элемента (5) вала относительно оси вращения (2) для получения соответственно одной открытой полости (11) по меньшей мере в одном цилиндре (3) в пределах оставшегося трубообразного ребра (13).

Сегментированный ротор турбины содержит множество рядов лопаток турбины и множество сегментов ротора. Сегменты ротора включают первый сегмент ротора, соединенный со вторым сегментом ротора в шве.

Изобретение относится к турбовентиляторным двигателям авиационного применения. .

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В роторе (1) высокотемпературной турбомашины между первым (7) и вторым (8) и предпоследним (9) и последним (10) по потоку газа (11) уплотнительными гребешками в ободе (6) промежуточного диска 5 выполнены радиальные каналы (13) и (14), соединяющие воздушную междисковую полость (4) с газовой полостью (12) турбины. Радиальные стенки (15) и (16) каналов (13) и (14) выполнены плоскими, а соединяющие их стенки (17) и (18) выполнены цилиндрическими. Отношение длины L канала в окружном направлении к радиусу R цилиндрической стенки канала находится в пределах 2...6. Путем исключения загрязнения внутренней поверхности промежуточного диска и снижения концентрации напряжений в ободе диска повышается надежность ротора высокотемпературной турбомашины. 2 ил.

Изобретение относится к турбинам двухконтурных газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя включает турбины высокого и низкого давлений с опорами ротора турбин. Внутри ротора турбины низкого давления расположена воздушная полость повышенного давления, соединенная на входе с воздушной полостью первого соплового аппарата турбины низкого давления, а на выходе через заднее лабиринтное уплотнение - с проточной частью турбины низкого давления. Воздушная полость повышенного давления ограничена с внутренней стороны - первым и вторым лабиринтными уплотнениями. Уплотнения отделяют воздушную полость повышенного давления от воздушной полости пониженного давления. Воздушная полость пониженного давления разделена на переднюю и заднюю полости. Передняя полость расположена между опорой турбины высокого давления и конусным фланцем вала турбины низкого давления. Задняя полость расположена между конусным фланцем вала турбины низкого давления и опорой турбины низкого давления. Первое и второе лабиринтные уплотнения расположены друг относительно друга таким образом, чтобы отношение минимального диаметра по уплотнительным гребешкам первого лабиринтного уплотнения к минимальному диаметру по уплотнительным гребешкам второго лабиринтного уплотнения составляло 1,2…2,0. Изобретение позволяет повысить надежность и КПД турбины. 3 ил.

Прямозубое цилиндрическое зацепление между роторами движущихся деталей турбомашины содержит два зубчатых венца. Каждый зубчатый венец расположен на конце движущейся детали и находится в зацеплении с другим зубчатым венцом, оставляя свободным проход для воздуха между горловинами охватывающих частей и концами охватываемых частей зубьев. Зубчатый венец, по меньшей мере, одной движущейся детали продолжен в радиальном направлении относительно другого зубчатого венца для формирования внешнего или внутреннего расширения зубчатого венца напротив элемента, охватываемого движущейся деталью или охватывающего движущуюся деталь, установленную на другом зубчатом венце. Для защиты прохождения воздуха в соединении между роторами движущихся деталей один конец соединения продолжают в радиальном направлении относительно другого конца для формирования внешнего или внутреннего расширения. Расширение образуют напротив элемента, охватываемого движущейся деталью или охватывающего движущуюся деталь, установленную на другом конце соединения. Другое изобретение группы относится к роторной линии турбомашины, содержащей множество указанных выше прямозубых цилиндрических зацеплений между роторами деталей компрессоров и турбин. Группа изобретений позволяет исключить перекрытие прохода для воздуха, расположенного в соединении между роторами турбомашины. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения и, в частности, может быть реализовано в конструкции роторов осевых компрессоров и турбин. Ротор газотурбинного двигателя содержит диски рабочего колеса, сопряженные поверхностями внутреннего и внешнего кольцевых посадочных элементов, а также втулки с установленными в них штифтами. Во внутреннем и внешнем кольцевых посадочных элементах выполнены цилиндрические отверстия. Втулки размещены в отверстиях внешнего кольцевого посадочного элемента и имеют расширенный участок со стороны его внутренней поверхности. Во втулках выполнено отверстие под штифт, диаметр которого равен диаметру цилиндрического отверстия во внутреннем кольцевом посадочном элементе. Штифт зафиксирован от перемещения в радиальном направлении при помощи деформации наружной поверхности втулки. Изобретение позволяет повысить надежность соединения секций ротора компрессора или турбины, а также снизить габариты соединения кольцевых посадочных элементов. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель включает вентилятор и компрессор низкого давления, рабочие колеса которых установлены на общем валу с помощью осевых болтов с гайками. На осевые болты между гайкой и фланцем крепления рабочего колеса вентилятора к валу установлены балансировочные удлинительные втулки, во внутренней полости которых расположен участок перехода от резьбовой части хвостовика болта к цилиндрической. Головки болтов зафиксированы вокруг своей оси фланцем лабиринта, а в осевом направлении - кольцом, установленным на валу вентилятора с помощью промежуточных втулок. Отношение наружного диаметра балансировочной втулки к диаметру цилиндрической части хвостовика болта составляет 1,2…3, отношение диаметра цилиндрической части хвостовика болта к длине балансировочной втулки 1,0…3, а отношение длины промежуточной втулки к длине головки болта 1…1,2. Изобретение позволяет повысить надежность газотурбинного двигателя за счет исключения дисбаланса ротора вентилятора и повышения прочности затяжки и осевой фиксации болтов крепления рабочих колес вентилятора и компрессора низкого давления к валу вентилятора. 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных ТРД. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков. Каждый диск включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное массивной ступицей. Толщина полотном диска не менее чем в три раза меньше осевой ширины ступицы. Опертый на полотно обод снабжен системой наклонных пазов для установки хвостовиков рабочих лопаток. Пазы равномерно разнесены по периметру диска. Продольная ось каждого паза диска третьей ступени образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α установки хвостовика лопатки. Ободы первых трех дисков образуют относительно средней плоскости полотна две неравноплечие полки, которыми непосредственно или через проставки диски объединены в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора. Вал собран из неразъемных монтажных секций. Полотно диска первой ступени и полотно диска третьей ступени снабжены кольцевыми элементами, неразъемно соединенными с ответными диафрагмами цапф передней и задней опоры. Образующая кольцевого элемента диска третьей ступени наклонена к оси вала под углом β. В заявленном узле диски соединены через кольцевые проставки. Проставки снабжены Г-образным в консольным отгибом, образующим фланец с системой отверстий для пропуска элементов разъемного соединения с соответствующим диском, радиально разнесенных по периметру фланца. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса вала ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к рабочим колесам компрессоров низкого давления авиационных ТРД. Рабочее колесо первой ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя содержит диск со ступицей, центральным отверстием, полотно и обод, а также выпукло-вогнутых в поперечном сечении лопатки. Каждая лопатка включает перо и хвостовик. Обод ассиметрично соединен с полотном диска с образованием двух разноплечих наклонных в направлении вектора потока фронтальной и тыльной конических полок. Суммарная равноплечая часть ширины полок снабжена пазами, в которые заведены хвостовики лопаток. Тыльная полка обода дополнена выступающим за габарит пера лопатки кольцевым уширением, превышающим ширину фронтальной полки. Продольная ось каждого из пазов образует с осью рабочего колеса в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α0 установки хвостовика в диапазоне значений α0=(17÷27)°. Пазы равномерно разнесены по периметру диска. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п.=(124,0÷186,8) [град/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса первой ступени КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием. Обод симметрично соединен с полотном диска с образованием равноплечих кольцевых полок. Полотно диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени. Обод диска выполнен с возрастающим в сторону потока рабочего тела в осевом сечении КНД радиусом и с углом образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора. Обод диска снабжен системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика лопатки. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с заявленной угловой частотой и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса последней ступени КНД без увеличения материалоемкости диска. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных ТРД. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков. Каждый диск включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное массивной ступицей, снабженной центральным отверстием, ступенчато радиально нарастающим от первого к четвертому диску. Толщина полотна диска не менее чем в три раза меньше осевой ширины ступицы. Опертый на полотно обод снабжен системой наклонных относительно оси вала пазов для установки хвостовиков рабочих лопаток. Пазы равномерно разнесены по периметру диска. Продольная ось паза диска первой ступени образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол установки хвостовика лопатки α=(19÷25)°. Ободы первых трех дисков образуют относительно средней плоскости полотна две неравноплечие полки, которыми непосредственно или через цилиндрические проставки диски объединены в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора. Вал собран из неразъемных монтажных секций. Полотно диска первой ступени с фронтальной стороны и полотно диска третьей ступени с тыльной стороны снабжены коническими кольцевыми элементами, неразъемно соединенными с ответными коническими диафрагмами цапф передней и задней опоры. Образующая конического элемента диска первой ступени наклонена к оси вала под углом β. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса вала ротора КНД без увеличения материалоемкости. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к рабочим колесам компрессоров низкого давления авиационных ТРД. Рабочее колесо четвертой ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя содержит диск со ступицей, центральным отверстием, полотно и обод, а также рабочие лопатки, выполненные выпукло-вогнутыми в поперечном сечении. Каждая лопатка включает перо и хвостовик. Обод симметрично соединен с полотном диска с образованием двух равноплечих в направлении вектора потока фронтальной и тыльной конических полок. Обод снабжен пазами, в которые заведены хвостовики лопаток. Полотно диска снабжено системой равноудаленных от оси ротора отверстий. Продольная ось каждого из пазов образует с осью рабочего колеса в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α0 установки хвостовика в диапазоне значений α0=(20÷32)°. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п.=(151,7÷274,0) [град/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса четвертой ступени КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх