Результат интеллектуальной деятельности: РОТОР КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к машиностроению, а именно к конструкции ротора компрессора авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

Наиболее близким аналогом к заявляемому изобретению является ротор компрессора авиационного газотурбинного двигателя Д-30 («Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30», Издательство «Машиностроение», Москва, 1971, стр. 27, приложение рис. 154), который принят за прототип.

В известной конструкции ротора место под штифт фиксации кольца для дисков последних ступеней, имеющих максимальное количество лопаток, имеет наименьшую ширину межпазовых выступов: ширина межпазовых выступов на ободе диска в самом узком месте составляет 1,1 ширины углубления. Размещение углубления под штифт окружной фиксации кольца на узком межпазовом выступе диска приводит к взаимному влиянию двух концентраторов напряжений и резкому падению циклической долговечности в данной зоне. Известная конструкция не обеспечивает достаточную надежность и снижает работоспособность диска, узла компрессора и ГТД в целом.

Технической проблемой при использовании прототипа является низкая надежность работы ротора в составе двигателя, на преодоление которой направлено заявляемое изобретение.

Техническая проблема решается тем, что в роторе компрессора газотурбинного двигателя, включающем диски, передние и задние торцы дисков, промежуточные кольца со штифтами фиксации, согласно изобретению, как минимум на одном из дисков на заднем торце его обода содержится углубление, имеющее длину в окружном направлении L1, составляющую 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от

углубления до закругления радиусом R1 в основании паза в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3…0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина углубления Г равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации, а высота углубления В составляет 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации.

В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, как минимум на одном из дисков на заднем торце его обода содержится углубление, имеющее длину в окружном направлении L1, составляющую 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от углубления до закругления радиусом R1 в основании паза в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3…0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина углубления Г равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации, а высота углубления В составляет 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации, что позволяет разгрузить критическую зону диска, увеличить его циклическую долговечность, следовательно, повысить надежность работы ротора компрессора в составе газотурбинного двигателя.

Внедрение предлагаемого углубления на заднем торце обода дисков последних ступеней ротора высокого давления (КВД) при ремонте или при изготовлении дисков, как показали исследования, позволяет увеличить минимальное значение циклической долговечности примерно в 50 раз.

На Фиг. 1 представлен фрагмент ротора компрессора ГТД.

На Фиг 2 представлен вид А заднего торца диска с выполненным углублением.

На Фиг 3 представлено углубление диска в сечении Б-Б.

В проточной части 1 ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя содержатся лопатки 2, установленные в диске 3 рабочего колеса (без позиции), промежуточное кольцо 4, с передним 6 и задним 7 торцами диска 3. По ободу диск 3 рабочего колеса взаимодействует с промежуточными кольцами 4. На ободе диска 3 последних ступеней размещено максимальное количество рабочих лопаток

2 (хвостовики лопаток типа «ласточкин хвост») и ширина межпазовых выступов 9 на ободе этих дисков наименьшая. Для исключения проворачивания в окружном направлении промежуточного кольца 4 предусмотрен штифт фиксации 5. Углубление 8 под штифт фиксации 5 расположено на двух межпазовых выступах 9 со стороны заднего торца 7 обода диска 3 и позволяет снизить уровень интенсивности размаха деформаций и увеличить циклическую долговечность диска. Углубление 8 имеет длину в окружном направлении L1 равную 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от углубления 8 до закругления радиусом R1 в основании паза 10 в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3...0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина Г углубления 8 равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации; высота В углубления 8 равна 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации, межпазовый выступ 9 диска 3 L3. В целом, процесс сжатия в многоступенчатом компрессоре газотурбинного двигателя состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия в отдельных его ступенях. Осевой компрессор имеет несколько рядов лопаток, насаженных на один общий вращающийся барабан или на ряд соединенных между собой дисков, которые образуют ротор компрессора. Обычно компрессор высокого давления авиадвигателя может содержать до 15 ступеней.

Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет разгрузить критическую зону диска, увеличить его циклическую долговечность, следовательно, повысить надежность работы ротора компрессора в составе газотурбинного двигателя.