Ротор турбомашины, выполненный из разнородных материалов

Авторы патента:

F01D5/06 - роторы для более чем одной осевой ступени, например барабанного или многодискового типа; их конструктивные элементы

Владельцы патента RU 2575257:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" (RU)

Изобретение относится к области турбо-машиностроения и, в частности, может быть реализовано в конструкции роторов многоступенчатых компрессоров и турбин. Ротор турбомашины содержит первую и вторую секции рабочих колес, выполненных из несвариваемых между собой материалов, образующих неразъемное соединение через промежуточный элемент. Промежуточный элемент обладает участками со свариваемостью, соответствующими первому и второму рабочим колесам, и приварен одним концом к первому рабочему колесу, а другим концом - ко второму рабочему колесу. Промежуточный элемент выполнен из двух фланцев, каждый из которых изготовлен из материала, обладающего свариваемостью с материалом прилегающего первого или второго рабочих колес. Фланцы промежуточного элемента соединены неразъемным соединением. Изобретение позволяет получать неразъемное соединение элементов ротора, выполненных из разнородных несвариваемых материалов, без снижения прочности соединения относительно прочности материалов, применяемых в секциях ротора. 3 ил.

Изобретение относится к области турбо-машиностроения и, в частности, может быть реализовано в конструкции роторов многоступенчатых компрессоров и турбин.

Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения является известный ротор турбомашины, содержащий первую и вторую секции рабочих колес, выполненных из несвариваемых между собой материалов, образующих неразъемное соединение через промежуточный элемент. Промежуточный элемент, включающий участки со свариваемостью, соответствующие первому и второму рабочим колесам, приварен одним концом к первому рабочему колесу, а другим концом - ко второму рабочему колесу. Промежуточный элемент является единым двухсплавным и имеет первую область, содержащую материал, однородный с первым материалом, и вторую область, содержащую материал, однородный со вторым материалом, отличный от материала первой области. Промежуточный элемент имеет также сформованную переходную область между первой и второй областью, причем по меньшей мере участок упомянутой области включает комбинацию первого и второго материала /RU 2480316 С2, В23К 31/02, 27.04.2013, - прототип/.

Недостатком прототипа является низкая прочность сварного соединения из-за различных физико-химических свойств соединяемых материалов.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение массы компрессора или турбины, повышение надежности узла.

Технический результат - получение неразъемного соединения элементов ротора, выполненных из разнородных несвариваемых материалов, без снижения прочности соединения относительно прочности материалов, применяемых в секциях ротора, а также упрощение изготовления промежуточного элемента.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в роторе турбомашины, содержащем первое и второе рабочие колеса, выполненные из несвариваемых между собой материалов, образующих неразъемное соединение через промежуточный элемент, включающий участки со свариваемостью, соответствующие первому и второму рабочим колесам, приваренный одним концом к первому рабочему колесу, а другим концом - ко второму рабочему колесу, согласно предложению промежуточный элемент выполнен из двух фланцев, каждый из которых изготовлен из материала, обладающего свариваемостью с материалом прилегающего первого или второго рабочих колес, при этом фланцы промежуточного элемента соединены неразъемным соединением.

Предлагаемое изобретение может быть реализовано для соединения рабочих колес, дисков, секций, состоящих из нескольких дисков, в любых известных конструктивных схемах роторов турбомашин.

Поскольку разные участки ротора подвержены воздействию различных температур при работе турбомашины, выполнение элементов конструкции из различных материалов позволяет получить наиболее высокие удельные характеристики узла. Физико-химические свойства большинства разнородных материалов не позволяют получить качественное неразъемное немеханическое (сварное, паяное, клеевое) соединение, являющееся оптимальным видом соединения секций ротора с точки зрения надежности и массы. Под термином «разнородные материалы» подразумеваются сплавы с различным химическим составом. Применение разъемного механического соединения сопряжено с уменьшением надежности, технологичности сборки и увеличением массы узла.

Предлагаемая конструкция промежуточного элемента позволяет выполнить качественное неразъемное немеханическое соединение элементов ротора с промежуточным элементом. В свою очередь части промежуточного элемента соединяются неразъемным механическим соединением, обеспечивающим требуемые прочностные характеристики в сочетании с минимальной массой, габаритами, простотой изготовления и максимальной надежностью.

Соединяемые элементы ротора могут быть выполнены из следующих сочетаний первого и второго материалов: титан-алюминий; сталь-титан; титан-жаропрочные сплавы на различных основах; металл-различные композиты. Выбор материалов частей промежуточного элемента должен обеспечивать выполнение качественного сварного соединения с соответствующими элементами ротора. Для соединения элементов ротора с частями промежуточного элемента допускается выполнение любого известного типа сварки роторов, обеспечивающего соединение требуемого качества, такого как диффузионная, лучевая, сварка трением. Неразъемное механическое соединение частей промежуточного элемента может представлять собой заклепочное соединение, штифтовое, сварные соединительные элементы, сварка-пайка и т.д.

Конструкция промежуточного элемента должна обеспечивать минимальную массу и габариты, высокую технологичность изготовления, требуемые прочностные характеристики, а также сохранение прочностных характеристик на требуемом уровне в течение всего срока службы изделия. Оптимальная конструкция промежуточного элемента представляется в виде двух кольцевых фланцев с поверхностями для сварки с элементами ротора. Количество неразъемных механических соединений на фланец промежуточного элемента должно составлять минимум два, максимум - исходя из требуемых условий прочности.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется фигурами 1-3.

Фиг. 1 - общий вид ротора;

Фиг. 2 - общий вид промежуточного соединительного элемента;

Фиг. 3 - вариант выполнения промежуточного соединительного элемента.

1 - ротор турбомашины;

2, 3 - первый и второй элементы ротора;

4 - промежуточный элемент;

5, 6 - фланцы;

7 - сварные швы;

8 - заклепка;

9 - втулка;

10 - кольцевой посадочный поясок;

11 - проточки на торцах фланцев;

12 - отверстие во фланцах;

13 - торцевая упорная поверхность втулки;

14 - шайба.

Ротор 1 турбомашины состоит из первого и второго элементов 2, 3, в качестве которых служат рабочие колеса или секции, состоящие из нескольких рабочих колес, выполненные из разнородных материалов, например титанового и никелевого сплавов. Рабочие колеса 2, 3 соединены промежуточным элементом 4, состоящим из двух фланцев 5, 6. Фланец 5 приварен к первому элементу (рабочему колесу) 2, фланец 6 приварен ко второму элементу (рабочему колесу) 3, образуя сварные швы 7. Фланцы 5, 6 выполнены из материалов, обеспечивающих возможность получения сварного соединения с соответствующими рабочими колесами 2, 3 ротора 1, например титанового и никелевого сплавов соответственно. Фланцы 5, 6 соединены между собой неразъемным механическим соединением, например силовыми заклепками 8 или втулками 9.

Сборку элементов ротора 1 в соответствии с предлагаемым изобретением осуществляют следующим образом в три этапа.

На первом этапе собирают промежуточный соединительный элемент 4, выполненный в виде двух фланцев 5, 6, соединенных неразъемным механическим соединением по двум вариантам.

По первому варианту фланцы 5, 6, состоящие из разнородных несвариваемых между собой материалов, например из титанового сплава и жаропрочного сплава на никелевой основе, центрируют по кольцевому посадочному пояску 10 и опрессовывают. Для создания необходимого монтажного натяга на торцевых поверхностях фланцев 5, 6 можно выполнять проточки 11. Во фланцах 5, 6 совместно выполняют отверстия 12. В отверстия 12 устанавливают предварительно разогретые до состояния сверхпластичности силовые заклепки 8, установленные в кондуктор, позволяющий установить все заклепки 8 одновременно по всем отверстиям 12 фланцев 5, 6. Затем торцевые поверхности заклепок 8 деформируют, чем достигают неразъемное соединение элементов ротора 2, 3.

По второму варианту в отверстия 12 фланцев 5, 6 вместо заклепок 8 устанавливают втулки 9 с торцевыми упорными поверхностями 13 с одной стороны. С другой стороны на цилиндрические части втулок 9 устанавливают шайбы 14 с упором в ответную поверхность фланца 6. Шайбы 14 обваривают по периметру стыков с втулками 9 и получают неразъемное соединение элементов ротора 2, 3.

На втором этапе собранный промежуточный элемент 4 последовательно соединяют при помощи сварки со смежными элементами ротора 2, 3.

На третьем этапе собранный ротор 1 устанавливают в турбомашину с выполнением требуемых регулировок.

Применение предлагаемого изобретения позволяет снизить стоимость жизненного цикла изделия за счет повышения уровня его удельных параметров и надежности вследствие усовершенствования конструкции.

Ротор турбомашины, содержащий первую и вторую секции рабочих колес, выполненных из несвариваемых между собой материалов, образующих неразъемное соединение через промежуточный элемент, обладающий участками со свариваемостью, соответствующими первому и второму рабочим колесам, приваренный одним концом к первому рабочему колесу, а другим концом - ко второму рабочему колесу, отличающийся тем, что промежуточный элемент выполнен из двух фланцев, каждый из которых изготовлен из материала, обладающего свариваемостью с материалом прилегающего первого или второго рабочих колес, при этом фланцы промежуточного элемента соединены неразъемным соединением.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Вал ротора КНД ТРД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию.

Секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты) // 2573417

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Секция вала ротора с лопатками компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего корпус с проточной частью, выполнена в качестве второй секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Вал ротора КНД ТРД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию.

Секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты) // 2573408

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Секция вала ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего корпус с проточной частью, выполнена в качестве первой секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей (КНД ТРД). Вал ротора КНД ТРД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию.

Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2572744

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Двухконтурный газотурбинный двигатель включает в себя валы (5) и (12) вентилятора (2) и турбины низкого давления (11), соединенные с помощью эвольвентных шлиц (13).

Способ изготовления ротора турбины из никелевого жаропрочного сплава // 2571673

Изобретение относится к области изготовления ротора турбины газотурбинного двигателя, состоящего из двух и более деталей, изготовленных преимущественно из никелевого жаропрочного сплава с применением электронно-лучевой сварки.

Вал ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, узел соединения дисков вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, проставка узла соединения дисков вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя // 2565141

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков.

Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя // 2565140

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием.

Барабан компрессора осевой турбомашины с двойным средством для фиксации лопаток // 2576354

Изобретение относится к осевой турбомашине и к барабану ротора компрессора низкого давления осевой турбомашины. Барабан содержит стенку, в целом вращательно-симметричную относительно оси ротора и имеющую в целом изогнутый профиль. Стенка предназначена для установки на нее несколько рядов лопаток. Первый ряд лопаток образован кольцевой полкой, выполненной цельно со стенкой на вершине ее профиля относительно оси. Второй ряд лопаток непосредственно ниже по потоку от первого и третьего ряда лопаток непосредственно выше по потоку от первого ряда образован одним или несколькими пазами для фиксации лопаток, выполненными на стенке. Первый ряд лопаток и барабан образуют цельную сборку, исключающую некоторые колебания. Закрепление лопаток является смешанным. Ротор может быть установлен в корпусе с кольцеобразными статорами. Обеспечивается снижение колебаний в роторе осевой турбомашины. 2 н.п. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ изготовления барабана турбомашины // 2585597

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении барабана турбомашины, который содержит по меньшей мере два роторных диска (46, 48) для рабочих лопаток. Способ включает соосное позиционирование обоих дисков (46, 48) на расстоянии друг от друга и с заданным угловым положением один относительно другого. Между двумя дисками (46, 48) помещают соединительную стенку (50) и приводят ее во вращение вокруг своей оси. При этом диски (46, 48) смещают в осевом направлении к соединительной стенке (50), чтобы привести их в соприкосновение с торцами стенки (50) и осуществляют инерционную сварку трением дисков (46, 48) с соединительной стенкой (50). Использование изобретения позволяет повысить точность изготовления барабана турбомашины. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Барабан ротора турбомашины // 2596894

Изобретение относится к роторам турбомашин, используемых в авиации. Барабан ротора турбомашины выполнен в форме полого цилиндрического тела вращения вокруг продольной оси с одним и более венцами, со средствами для крепления хвостовиков лопаток, расположенных через равные промежутки по наружной поверхности, при этом барабан выполнен из металломатричного композита с перекрестной укладкой армирующих волокон, а средства для крепления хвостовиков лопаток выполнены в виде корневых элементов под сварку по форме профиля лопатки, при этом на внутренней поверхности барабана из композита выполнены наплывы, фланцы или цапфы с закладными элементами под сварку, причем наплывы расположены под корневыми элементами. Металломатричный композит сформирован сплавлением одной части намотанных, по меньшей мере, под одним углом и другой части из «свалянных» волокон из SiC, заключенных в матрицу из титанового сплава. Изобретение обеспечивает снижение массы, повышение надежности, прочности ободной части барабана, а также повышение технологичности изготовления. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Барабан ротора турбомашины // 2596895

Изобретение относится к роторам турбомашин, используемых в авиации. Барабан ротора турбомашины, содержащий корпус в форме полого цилиндрического тела вращения вокруг продольной оси и выполненный в нем один и более венец со средствами для крепления хвостовиков лопаток, расположенных по наружной поверхности через равные промежутки в поперечном направлении, при этом корпус содержит металломатричный композит с перекрестной укладкой армирующих волокон, средства для крепления хвостовиков лопатки выполнены в виде корневого элемента под сварку по форме профиля лопатки, а металломатричный композит сформирован по всей наружной поверхности тела вращения слоем толщиной, не превышающей высоту корневого элемента. Металломатричный композит сформирован из одной части намотанных, по меньшей мере, под одним углом и другой части из «свалянных» волокон из SiC, заключенных в матрицу из титанового сплава с их последующим сплавлением. Изобретение обеспечивает снижение массы, повышение надежности, прочности ободной части барабана, а также технологичности изготовления. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Валопровод турбоагрегата с соединительными муфтами, совмещенными с подшипниковыми опорами скольжения, и опорный или опорно-упорный подшипник такого валопровода // 2597182

Изобретение относится к области энергомашиностроения и теплоэнергетики и может быть использовано при разработке паротурбинных энергоустановок. Валопровод турбоагрегата содержит скрепленные между собой соединительными муфтами и установленные на подшипниковых опорах роторы многоцилиндровой паровой турбины и электрогенератора. Каждая из указанных соединительных муфт объединена с общей для двух стыкуемых ею роторов подшипниковой опорой, причем одно из указанных объединений выполнено в виде опорно-упорного подшипника, а все остальные - в виде опорного подшипника. При этом опорно-упорный подшипник содержит в качестве опорного и упорного элементов вала внешние соответственно цилиндрические и одну из торцевых поверхностей ответных полумуфт соединительной муфты двух стыкуемых смежных роторов, а опорный подшипник скольжения содержит в качестве опорного элемента вала внешние цилиндрические поверхности ответных полумуфт соединительной муфты двух стыкуемых смежных роторов. Изобретение обеспечивает уменьшение длины и металлоемкости валопровода, увеличение жесткости роторов, повышение эффективности и надежности работы соединительной муфты в качестве элемента вала опорного и опорно-упорного подшипников скольжения. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.

Диск второй ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты) // 2603215

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск второй ступени ротора компрессора низкого давления ТРД диск выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием, обод с пазами для заведения хвостовиков лопаток рабочего колеса и полотно, снабженное наклонными полками. Полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу с градиентом Gу.т. уменьшения толщины в указанном направлении, равным Gу.т.=(0,05÷0,07) [м/м]. Средний радиус диска от оси вала ротора до внешней поверхности обода в условной плоскости симметрии полотна составляет (0,46÷0,65) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя. Угол наклона образующей внешней поверхности обода диска к оси вала ротора составляет φ=(10÷15)°. Градиент радиального расширения обода Gоб определен в диапазоне Gоб=(0,18÷0,26) [м/м]. Пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска с угловой частотой Yп=(5,4÷7,7) [ед/рад]. Продольная ось паза образует с осью вала ротора в проекции на плоскость, параллельную оси вала ротора, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(17÷25)°. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса второй ступени КНД без увеличения материалоемкости диска. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил.

Диск первой ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты) // 2603217

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск выполнен в виде моноэлемента, включающего обод, ступицу с центральным отверстием и полотно с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу. Ступица выполнена как одно целое с цапфой передней опоры вала ротора, односторонне развитой ко входу в КНД. Средний радиус диска от оси ротора до внешней поверхности обода в условной плоскости симметрии полотна составляет (0,37÷0,49) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя. Угол наклона образующей внешней поверхности обода диска к оси вала ротора составляет φ=(17÷25)°. Градиент радиального расширения обода Gоб определен в диапазоне Gоб=(0,28÷0,38) [м/м]. Пазы для заведения хвостовиков лопаток равномерно разнесены по периметру обода диска с угловой частотой Yп=(4,6÷6,2) [ед/рад]. Продольная ось подошвы паза образует с осью вала ротора угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(16÷22)°. Боковые грани паза выполнены встречно наклонными одна к другой с образованием углов β между боковой гранью и подошвой паза, равным β=(63÷78)° и сопряжены с подошвой через скругления радиусом r, равным (0,33÷0,38) ширины устья паза. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса первой ступени КНД без увеличения материалоемкости диска. 4 н. и 19 з.п. ф-лы, 5 ил.

Диск второй ступени ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты) // 2603218

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Диск второй ступени ротора компрессора низкого давления ГТД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием. Обод асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок. 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, идентичным осевому углу относительно той же оси образующей внутреннего контура проточной части. Радиус диска Rд от оси до внешней поверхности обода в средней плоскости полотна составляет (0,54÷0,77) от радиуса Rп.ч. периферийного контура проточной части в указанной плоскости. 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 α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(19÷27)°. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(6,0÷8,2) [ед./рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Достигается повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,1% при повышении ресурса диска в 2 раза. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Диск третьей ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты) // 2603219

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск третьей ступени выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу с центральным отверстием и снабженную кольцевым коническим силовым элементом с углом наклона образующей и радиусом выходной контактной кромки, равными ответным параметрам упомянутой конической диафрагмы цапфы задней опоры вала. Диск включает обод, наделенный пазами для заведения хвостовиков лопаток рабочего колеса, и полотно. Полотно снабжено в верхней части кольцевыми полками с гребнями лабиринтного уплотнения. Полотно диска выполнено с переменным по высоте сечением, конически сужающимся от ступицы к ободу. Ступица выполнена с осевой шириной, превышающей толщину прикорневой части полотна в (3,5÷5,0) раза. Средний радиус диска от оси вала ротора до внешней поверхности обода в условной плоскости симметрии полотна составляет (0,51÷0,73) от радиуса периферийного контура проточной части двигателя. Угол наклона образующей внешней поверхности обода диска к оси вала ротора составляет φ=(5÷7)°. Пазы разнесены по периметру обода диска с угловой частотой Yп=(7,3÷10,4) [ед/рад]. Продольная ось подошвы паза образует с осью вала ротора в проекции на плоскость, параллельную оси вала ротора, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений α=(18÷26)°. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска без увеличения материалоемкости. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя // 2603220

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления ГТД 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 φ=(1,8÷3,4)° 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 продольной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне значений (20,1÷29,2)°. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с угловой частотой Yп=(5,8÷7,9) [ед/рад] и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Достигается повышение КПД и расширение диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,1% при повышении ресурса диска в 2 раза. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.