[go: up one dir, main page]

RU2016146883A - The place of fastening of the rotor blades of the booster rotors and the compressor of the fifth generation aircraft engines. The booster rotor and the high-pressure compressor rotor of a fifth-generation aircraft engine, with rotor blades secured with dovetail locks in the ring grooves of these devices. The method of assembly of the mounting point of the rotor blades of the booster and compressor rotors - Google Patents

The place of fastening of the rotor blades of the booster rotors and the compressor of the fifth generation aircraft engines. The booster rotor and the high-pressure compressor rotor of a fifth-generation aircraft engine, with rotor blades secured with dovetail locks in the ring grooves of these devices. The method of assembly of the mounting point of the rotor blades of the booster and compressor rotors Download PDF

Info

Publication number
RU2016146883A
RU2016146883A RU2016146883A RU2016146883A RU2016146883A RU 2016146883 A RU2016146883 A RU 2016146883A RU 2016146883 A RU2016146883 A RU 2016146883A RU 2016146883 A RU2016146883 A RU 2016146883A RU 2016146883 A RU2016146883 A RU 2016146883A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blades
annular
locks
rotor
tape
Prior art date
Application number
RU2016146883A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2662755C2 (en
RU2016146883A3 (en
Inventor
Изольд Давидович Эскин
Александр Иванович Ермаков
Егор Алексеевич Гаршин
Original Assignee
федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" filed Critical федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва"
Priority to RU2016146883A priority Critical patent/RU2662755C2/en
Publication of RU2016146883A publication Critical patent/RU2016146883A/en
Publication of RU2016146883A3 publication Critical patent/RU2016146883A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2662755C2 publication Critical patent/RU2662755C2/en

Links

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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Claims (27)

1. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора 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 мм1. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the fifth generation aircraft engine compressor, made in the form of an annular protrusion on the outer and inner surface of the booster rotor barrel or compressor rotor barrel, 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, two recesses are made with such a width and length tangentially on board 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 profiled 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 compressor, and the angle the top of this cone is selected from the condition of creating the required interference between the locks of the blades and the elastic-hysteresis element on which they rest, and the radial cross section of the annular shaped grooves has the shape of a “dovetail” connected to the base with a horizontally arranged trapezoid with vertical bases, and the height of the trapezoid in which it is connected to the dovetail figure is equal to in mm
Figure 00000001
Figure 00000001
 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
Figure 00000002
Figure 00000002
 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+H+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 меньшего основания «ласточкиного хвоста» кольцевой профилированной канавки, и углом наклона клина - половиной угла конуса клина, равной
Figure 00000003
, на торце с меньшей толщиной каждого полукольца у его концов выполнены две полукруглых технологических выемки или три таких выемки, в этом случае одна из выемок находится в средней части полукольца, и кольцевая промежуточная проставка установлена на дно кольцевой профилированной канавки таким образом, что ее торец с полукруглыми выемками контактирует с боковой стороной выступа места крепления лопаток, в которой нет технологической канавки, на промежуточную проставку установлена жесткая, гофрированная лента-ограничитель, выполненная из двух полуколец, изготовленных из каленой или нагартованной, шлифованной ленты из жаропрочной или жаростойкой нержавеющей стали, причем параметры ленты, ее толщина, подобраны так, чтобы жесткость каждого гофра ленты в окружном направлении была такой, чтобы под действием максимально возможной нагрузки, действующей на лопатку в окружном направлении, деформация гофра в этом направлении не превышала 0,1÷0,15 мм, и стрела выгиба гофра была равна или больше ƒ=0.8, 1 мм, между лентой-ограничителем и замками рабочих лопаток с радиальным натягом δ установлен кольцевой упругогистерезисный элемент, выполненный из одной гофрированной или двух и более гофрированных лент, собранных «гофр в гофр», изготовленных из каленой или нагартованной, шлифованной ленты из жаропрочной или жаростойкой нержавеющей стали, таким образом, что вершины его гофров опираются на впадины ленты-ограничителя, причем параметры лент упругогистерезисного элемента подобраны следующим образом: ширина, измеренная в направлении продольной оси ротора, равна или меньше ширины меньшего основания «ласточкиного хвоста» кольцевой профилированной канавки, шаг гофров равен шагу гофров ленты-ограничителя и такой, что на замок лопатки опирается одна, две или более вершин гофров и стрела выгиба гофров до сборки равна ƒэ=ƒ+δ+0,1÷0,25 мм, и геометрия гофров выбрана такой, что в собранном месте максимальное значение зазора между склонами гофров упругогистерезисного элемента и ленты-ограничителя не превышала 0,2 мм, а предпочтительная величина натяга δ по вершинам гофров, на которые опирается замок лопатки, была такой, чтобы обеспечивалась надежная упругая фиксация лопатки в окружном направлении, и предпочтительно равнялась δ=0,8÷1 мм и более, и концы замков лопаток скошены таким образом, что лопатка скошенными частями замка опирается на склоны гофров и натяг по вершинам этих двух гофров δ=0, а упругогистерезисный элемент составлен из двух и более частей кольца, равнорасположенных по окружности, и между концами этих частей, и концами этих частей и обоими замками в окружном направлении концов этой части кольца и предпочтительно имеются зазоры, величина которых либо равна нулю, либо меньше половины допустимой суммарной величины относительных рабочих смещений и равна 0,2÷0,5 мм, или упругогистерезисный элемент выполнен из одной части и либо оба замка с натягом δ опираются на упругогистерезисный элемент, либо только один из замков, и между наружной поверхностью выступов бочки и платформой каждой лопатки, а также между торцами платформ соседних лопаток и ответными торцами платформ лопаток и замков имеются зазоры, величина которых ограничена величинами допустимых смещений лопатки под действием статических и динамических рабочих нагрузок, и оба замка своим дном, имеющим форму дна кольцевой канавки, упираются в ее дно, и между замками и концами полуколец промежуточной проставки и ленты-ограничителя зазоры либо равны нулю, либо меньше половины относительного максимального температурного удлинения этих деталей, и в боковой стенке с технологической канавкой выступа места крепления рабочих лопаток выполнено четыре или шесть отверстий, выходящих в канавку, из которых два расположены в районах расположения концов полуколец промежуточной проставки, а при выполнении шести отверстий еще по одному в районе средней части каждого полукольца, и в эти отверстия завернуты нажимные винты до упора в кольцевую промежуточную проставку, или эти отверстия выполнены гладкими и в них до упора в кольцевую промежуточную проставку запрессованы заглушки, причем между боковой стороной упругогистерезисного элемента и торцами заглушек или нажимных винтов имеется зазор, равный 0,1÷0,15 мм, а само место крепления рабочих лопаток собрано по способу п. 10 формулы изобретения, и все трущиеся поверхности деталей предлагаемого места крепления покрыты износостойким покрытием, а оптимальная и предельная настройки системы «фрагмент места крепления лопатки - лопатка - демпфирующее устройство» и размерные параметры упругогистерезисного элемента определяются из виртуального эксперимента.where H is the greatest height of the transverse radial section of the annular intermediate spacer, and the annular intermediate spacer is made of two diametrically oppositely arranged half rings with an outer cylindrical surface, with a transverse radial section in the form of a trapezoid - a truncated wedge, with the highest height H, width equal to or less than the width smaller base "dovetail" of the annular shaped grooves, and the angle of the wedge - half the angle of the wedge cone, equal to
Figure 00000003
, at the end with a smaller thickness of each half-ring at its ends two semicircular technological grooves or three such grooves are made, in this case one of the grooves is in the middle of the half-ring, and the annular intermediate spacer is installed on the bottom of the annular shaped groove so that its end face semicircular recesses in contact with the lateral side of the protrusion of the blades attachment point, in which there is no technological groove, a rigid, corrugated stop tape made on the intermediate spacer, made of two half rings made of red-hot or caked, sanded tape made of heat-resistant or heat-resistant stainless steel, moreover, the parameters of the tape, its thickness, are selected so that the stiffness of each corrugation of the tape in the circumferential direction is such that under the influence of the maximum possible load acting on the blade in the circumferential direction, the deformation of the corrugation in this direction did not exceed 0.1 ÷ 0.15 mm, and the arrow of deflection of the corrugation was equal to or greater than ƒ = 0.8, 1 mm, between the stopper and the locks of the working blades with a radial tightness δ mouth an annular elastic hysteresis element is made, made of one corrugated or two or more corrugated tapes assembled “corrugations into corrugations” made of red-hot or cured, sanded tape of heat-resistant or heat-resistant stainless steel, so that the tops of its corrugations rest on the hollows of the tape limiter, and the parameters of the ribbons of the elastic-hysteresis element are selected as follows: the width measured in the direction of the longitudinal axis of the rotor is equal to or less than the width of the smaller base of the "dovetail" to corrugated profiled grooves, the step of the corrugations is equal to the step of the corrugations of the limiter tape and such that one, two or more corrugation vertices rest on the padlock and the corrugation bend of the corrugations before assembly is equal to ƒ e = ƒ + δ + 0.1 ÷ 0.25 mm, and the geometry of the corrugations was chosen such that in the assembled place the maximum value of the gap between the slopes of the corrugations of the elastic hysteresis element and the limiter tape did not exceed 0.2 mm, and the preferred value of the interference fit δ along the vertices of the corrugations on which the blade lock rests was such that a reliable elastic fixation of the lo patches in the circumferential direction, and was preferably equal to δ = 0.8 ÷ 1 mm or more, and the ends of the locks of the blades are beveled so that the blade with beveled parts of the lock rests on the slopes of the corrugations and the tightness along the tops of these two corrugations δ = 0, and the elastic hysteresis element made up of two or more parts of the ring, equally spaced around the circumference, and between the ends of these parts, and the ends of these parts and both locks in the circumferential direction of the ends of this part of the ring, and preferably there are gaps which are either zero or less than half of the total value of relative working displacements and is equal to 0.2 ÷ 0.5 mm, or the elastic-hysteresis element is made of one part and either both locks with interference δ are supported by the elastic-hysteresis element, or only one of the locks, and between the outer surface of the barrel protrusions and the platform each blade, as well as between the ends of the platforms of adjacent blades and the counter ends of the platforms of the blades and locks, there are gaps, the value of which is limited by the values of permissible displacements of the blade under the action of static and dynamic workloads, and of the lock with its bottom, having the shape of the bottom of the annular groove, abuts against its bottom, and between the locks and the ends of the half-rings of the intermediate spacer and the limiter tape, the gaps are either zero or less than half of the relative maximum temperature extension of these parts, and in the side wall with the technological groove of the protrusion the mounting points of the working blades are four or six holes extending into the groove, two of which are located in the areas where the ends of the half rings of the intermediate spacer are located, and when making six holes one more in the region of the middle part of each half-ring, and the pressure screws are screwed into these holes until they stop in the annular intermediate spacer, or these holes are made smooth and stoppers are pressed into them in the annular intermediate spacer, and between the lateral side of the elastic-hysteresis element and the ends of the caps or pressure screws there is a gap equal to 0.1 ÷ 0.15 mm, and the place of attachment of the working blades is assembled according to the method of claim 10, and all the friction surfaces of the parts of the proposed attachment points They are washed with a wear-resistant coating, and the optimal and ultimate settings of the system “fragment of the blade attachment point - blade - damping device” and the dimensional parameters of the elastic-hysteresis element are determined from a virtual experiment. 2. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения по п. 1, отличающееся тем, что полукольца промежуточной проставки или проставок омеднены.2. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the fifth generation aircraft engine compressor according to claim 1, characterized in that the half rings of the intermediate spacer or spacers are copper-plated. 3. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения по любому из пп. 1, 2, 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.3. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the compressor of the fifth generation aircraft engines according to any one of paragraphs. 1, 2, 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 profiled grooves are made with protrusions, which they rest on the bottom of the annular profiled groove, and the ends of the spacers or spacers, tape of the limiter and the elastic hysteresis element with an interference fit that does not violate the elastic fixation by the corrugations of displacement in the circumferential direction of the blades, are placed under locks, between the mating ends of the parts, the protrusions and mating ends of the parts of the annular elastic There are gaps in the shear element, the value of which is either equal to zero or equal to or less than half of the allowable total relative displacement in the circumferential direction of the ends of this part of the annular elastic hysteresis element and is preferably 0.1 ÷ 0.3 mm, and between the protrusions and ends of the ribbon half-rings There are gaps in each of the half rings of the intermediate spacer, or each of the half rings of both intermediate spacers, the value of which is equal to zero or less than half the maximum relative temperature urnogo lengthening half-ring tape-limiter. 4. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения по любому из пп. 1, 2 и 3, 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, 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.4. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the compressor of the fifth generation aircraft engines according to any one of paragraphs. 1, 2 and 3, characterized in that the elastic hysteresis element of the attachment point is made of one part and 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 by an angle π and the joints of the tapes are located at the tops of the corrugations resting on the limit tape, the locks are supported by an elastic hysteresis element with an interference fit that does not break the elastic fixation with corrugations of displacement in the circumferential direction of the blades, or with an interference fit 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 δ the vertices of these corrugations abut, and the ends of the intermediate spacer or spacers and the stopper tape, made of one part, are placed under one of the locks with the same interference and the gap between the ends of these parts is zero or less than the maximum temperature extension of the limiter tape. 5. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения по любому из пп. 1, 2, 3 и 4, отличающееся тем, что место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора 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.5. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the fifth generation aircraft engine compressor according to any one of paragraphs. 1, 2, 3 and 4, characterized in that the mounting point of the rotor blades of the booster rotors and fifth-generation aircraft engine compressor, characterized in that stamped shoes made of thin steel caked or hardened brushed stainless steel sheet are fixed to the locks of the blades, without gaps covering the locks of the blades on all surfaces on which they would contact the lateral sides of the annular shaped grooves and an elastic hysteresis element, in the absence of shoes. 6. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения по любому из пп. 1, 2, 3, 4 и 5, 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.6. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the compressor of the fifth generation aircraft engines according to any one of paragraphs. 1, 2, 3, 4 and 5, characterized in that one of the plugs or pressure screws from the number of fixing half-rings of the intermediate spacer or half-rings of the intermediate spacers and is made longer than the others, and its free end enters with a gap into the reciprocal recess made at the end of the half-ring of the intermediate spacer or spacers and the half-ring of the limiter, the gap being selected so that the displacement of the blades in the circumferential direction within the gap will be permissible and will not disturb the balancing of the rotor. 7. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора 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 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 бустера или компрессора, 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 мм7. The place of fastening of the rotor blades of the booster rotors and the fifth generation aircraft engine compressor, made in the form of an annular protrusion on the outer and inner surface of the booster rotor barrel or compressor rotor barrel, 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, two recesses are made with such a width and length tangentially on board so that the blade lock can be freely accommodated in it, 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 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 cylindrical bottom, and the axis of the cylindrical surface of the bottom coincides with rodolnoy axis rotor booster or compressor and a radial cross section of the ring shaped groove has a form of "dovetail" connected at the base of the rectangle with vertical sidewalls, wherein the larger side of the rectangle, by which it is connected with a figure "dovetail" is in mm
Figure 00000004
Figure 00000004
 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
Figure 00000005
Figure 00000005
 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» b кольцевой профилированной канавки, и углом наклона клина - половиной угла конуса клина, равной
Figure 00000003
, промежуточные проставки так установлены на дно кольцевой профилированной канавки, что их поперечное радиальное сечение образует прямоугольник, и у промежуточной проставки, устанавливаемой на дно кольцевой профилированной канавки, на торце с меньшей толщиной каждого полукольца у его концов выполнены две полукруглых технологических выемки или три таких выемки, в этом случае одна из выемок находится в средней части полукольца, и кольцевая промежуточная проставка установлена на дно кольцевой профилированной канавки таким образом, что ее торец с полукруглыми выемками контактирует с боковой стороной выступа места крепления лопаток, в которой нет технологической канавки, на промежуточные проставки установлена жесткая, гофрированная лента-ограничитель, выполненная из двух полуколец, изготовленных из каленой или нагартованной, шлифованной ленты из жаропрочной или жаростойкой нержавеющей стали, причем параметры ленты, ее толщина, подобраны так, чтобы жесткость каждого гофра ленты в окружном направлении была такой, чтобы под действием максимально возможной нагрузки, действующей на лопатку в окружном направлении, деформация гофра в этом направлении не превышала 0,1÷0,15 мм, и стрела выгиба гофра была равна или больше ƒ=0.8, 1 мм, между лентой-ограничителем и замками рабочих лопаток с радиальным натягом δ установлен кольцевой упругогистерезисный элемент, выполненный из одной гофрированной или двух и более гофрированных лент, собранных «гофр в гофр», изготовленных из каленой или нагартованной, шлифованной ленты из жаропрочной или жаростойкой нержавеющей стали, таким образом, что вершины его гофров опираются на впадины ленты-ограничителя, причем параметры лент упругогистерезисного элемента подобраны следующим образом: ширина, измеренная в направлении продольной оси ротора, равна или меньше ширины меньшего основания «ласточкиного хвоста» кольцевой профилированной канавки, шаг гофров равен шагу гофров ленты-ограничителя и такой, что на замок лопатки опирается одна, две или более вершин гофров и стрела выгиба гофров до сборки равна ƒэ=ƒ+δ+0,1÷0,25 мм, и геометрия гофров выбрана такой, что в собранном месте максимальное значение зазора между склонами гофров упругогистерезисного элемента и ленты-ограничителя не превышала 0,2 мм, а предпочтительная величина натяга δ по вершинам гофров, на которые опирается замок лопатки, была такой, чтобы обеспечивалась надежная упругая фиксация лопатки в окружном направлении, и предпочтительно равнялась δ=0,8÷1 мм и более, и концы замков лопаток скошены таким образом, что лопатка скошенными частями замка опирается на склоны гофров и натяг по вершинам этих двух гофров δ=0, а упругогистерезисный элемент составлен из двух и более частей кольца, равнорасположенных по окружности, и между концами этих частей, и концами этих частей и обоими замками в окружном направлении имеются зазоры, величина которых либо равна нулю, либо меньше половины допустимой суммарной величины относительных рабочих смещений концов этой части кольца и равна 0,2÷0,5 мм, или упругогистерезисный элемент выполнен из одной части и либо оба замка с натягом δ опираются на упругогистерезисный элемент, либо только один из замков, и между наружной поверхностью выступов бочки и платформой каждой лопатки, а также между торцами платформ соседних лопаток и ответными торцами платформ лопаток и замков имеются зазоры, величина которых ограничена величинами допустимых смещений лопатки под действием статических и динамических рабочих нагрузок, и оба замка своим дном, имеющим форму дна кольцевой канавки, упираются в ее дно, и между замками и концами полуколец промежуточной проставки и ленты-ограничителя зазоры либо равны нулю, либо меньше половины относительного максимального температурного удлинения этих деталей, и в боковой стенке с технологической канавкой выступа места крепления рабочих лопаток выполнено четыре или шесть отверстий, выходящих в канавку, из которых два расположены в районах расположения концов полуколец промежуточной проставки, опирающейся на дно кольцевой профилированной канавки, а при выполнении шести отверстий еще по одному в районе средней части каждого полукольца, и в эти отверстия завернуты нажимные винты до упора в кольцевую промежуточную проставку, или эти отверстия выполнены гладкими и в них до упора в кольцевую промежуточную проставку запрессованы заглушки, причем между боковой стороной упругогистерезисного элемента и торцами заглушек или нажимных винтов имеется зазор, равный 0,1÷0,15 мм, а само место крепления рабочих лопаток собрано по способу п. 10 формулы изобретения, и все трущиеся поверхности деталей предлагаемого места крепления покрыты износостойким покрытием, а оптимальная и предельная настройки системы «фрагмент места крепления лопатки - лопатка - демпфирующее устройство» и размерные параметры упругогистерезисного элемента определяются из виртуального эксперимента.where H is the greatest height of the transverse radial section of the annular intermediate spacer, and each of the two annular intermediate spacers is made of two diametrically opposed half rings with a transverse radial section in the form of a trapezoid - a truncated wedge, with the highest height H, the width equal to or less than the width of the smaller base "Dovetail" b annular shaped grooves, and the angle of the wedge - half the angle of the wedge cone, equal to
Figure 00000003
, the intermediate spacers are so mounted on the bottom of the annular shaped grooves that their transverse radial section forms a rectangle, and at the end with the smaller thickness of each half ring, two semicircular technological recesses or three such recesses are made at the end with the smaller thickness of each half-ring , in this case, one of the recesses is located in the middle of the half-ring, and the annular intermediate spacer is installed on the bottom of the annular profiled groove in such a way that e its end with semicircular recesses contacts the lateral side of the protrusion of the blades where there is no technological groove; a rigid, corrugated stop tape is installed on the intermediate spacers, made of two half rings made of hardened or hardened, sanded tape made of heat-resistant or heat-resistant stainless steel moreover, the parameters of the tape, its thickness, are selected so that the stiffness of each corrugation of the tape in the circumferential direction is such that, under the action of the maximum possible load, yawing on the blade in the circumferential direction, the deformation of the corrugation in this direction did not exceed 0.1 ÷ 0.15 mm, and the bending arrow of the corrugation was equal to or greater than ƒ = 0.8, 1 mm, between the stopper and the locks of the working blades with a radial interference δ an annular elastic hysteresis element is installed, made of one corrugated or two or more corrugated tapes assembled “corrugations into corrugations” made of red-hot or cured, sanded tape made of heat-resistant or heat-resistant stainless steel, so that the tops of its corrugations rest on hollows of the limiter tape, and the parameters of the tapes of the elastic hysteresis element are selected as follows: the width measured in the direction of the longitudinal axis of the rotor is equal to or less than the width of the smaller base of the “dovetail" of the annular shaped grooves, the step of the corrugations is equal to the step of the corrugations of the limiter tape and such that the blade lock is supported by one, two or more peaks of the corrugations and the arrow of the corrugation of the corrugations before assembly is equal to ƒ e = ƒ + δ + 0.1 ÷ 0.25 mm, and the geometry of the corrugations is chosen such that in the assembled place the maximum value of the gap between the slopes the corrugations of the elastic hysteresis element and the limiter tape did not exceed 0.2 mm, and the preferred interference value δ along the corrugation vertices on which the blade lock rests was such that reliable elastic fixing of the blade in the circumferential direction was ensured, and was preferably equal to δ = 0.8 ÷ 1 mm or more, and the ends of the locks of the blades are beveled so that the blade with beveled parts of the lock rests on the slopes of the corrugations and the tightness along the tops of these two corrugations δ = 0, and the elastic-hysteresis element is composed of two or more parts of the ring There are gaps in the circumferential direction, and between the ends of these parts, and the ends of these parts, and both locks in the circumferential direction, the value of which is either equal to zero or less than half of the allowable total value of the relative working displacements of the ends of this part of the ring and equal to 0.2 ÷ 0, 5 mm, or the elastic-hysteresis element is made of one part and either both locks with an interference fit δ are supported by the elastic-hysteresis element or only one of the locks, and between the outer surface of the barrel protrusions and the platform of each blade, and also between the ends of the platform There are gaps in the adjacent blades and the counter ends of the blade and lock platforms, the size of which is limited by the permissible blade displacements under the influence of static and dynamic workloads, and both locks abut against its bottom, having the shape of the bottom of an annular groove, and between the locks and ends the half rings of the intermediate spacer and the limiter tape, the gaps are either zero or less than half of the relative maximum temperature elongation of these parts, and in the side wall with the technological groove of the protrusion That fastening of the working blades made four or six holes extending into the groove, two of which are located in the areas where the ends of the half rings of the intermediate spacer are located, resting on the bottom of the annular shaped groove, and when making six holes, one more in the region of the middle part of each half ring, and these holes are screwed in by the pressure screws all the way into the annular intermediate spacer, or these holes are made smooth and the stoppers are pressed into them all the way into the annular intermediate spacer, and between the shackle side of the elastic hysteresis element and the ends of the plugs or pressure screws have a gap of 0.1 ÷ 0.15 mm, and the attachment point of the blades is assembled according to the method of claim 10, and all the friction surfaces of the parts of the proposed attachment point are coated with a wear-resistant coating, and the optimal and maximum settings of the system “fragment of the attachment point of the blade - blade - damping device” and the dimensional parameters of the elastic-hysteresis element are determined from a virtual experiment. 8. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения по п. 7, отличающееся тем, что полукольца промежуточной проставки или проставок омеднены.8. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the fifth generation aircraft engine compressor according to claim 7, characterized in that the half rings of the intermediate spacer or spacers are copper-plated. 9. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения по любому из пп. 7, 8, 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.9. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the fifth generation aircraft engine compressor according to any one of paragraphs. 7, 8, 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 profiled grooves are made with protrusions, which they rest on the bottom of the annular profiled groove, and the ends of the spacers or spacers, tape of the limiter and the elastic hysteresis element with an interference fit that does not violate the elastic fixation by the corrugations of displacement in the circumferential direction of the blades, are placed under locks, between the mating ends of the parts, the protrusions and mating ends of the parts of the annular elastic There are gaps in the shear element, the value of which is either equal to zero or equal to or less than half of the allowable total relative displacement in the circumferential direction of the ends of this part of the annular elastic hysteresis element and is preferably 0.1 ÷ 0.3 mm, and between the protrusions and ends of the ribbon half-rings There are gaps in each of the half rings of the intermediate spacer, or each of the half rings of both intermediate spacers, the value of which is equal to zero or less than half the maximum relative temperature urnogo lengthening half-ring tape-limiter. 10. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения по любому из пп. 7, 8 и 9, 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, 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.10. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the compressor of the fifth generation aircraft engines according to any one of paragraphs. 7, 8 and 9, characterized in that the elastic hysteresis element of the attachment point is made of one part and 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 by an angle π and the joints of the tapes are located at the tops of the corrugations resting on the limit tape, the locks are supported by an elastic hysteresis element with an interference fit that does not break the elastic fixation with corrugations of displacement in the circumferential direction of the blades, or with an interference fit 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 δ the vertices of these corrugations abut, and the ends of the intermediate spacer or spacers and the stopper tape, made of one part, are placed under one of the locks with the same interference and the gap between the ends of these parts is zero or less than the maximum temperature extension of the limiter tape. 11. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения по любому из пп. 7, 8, 9 и 10, отличающееся тем, что место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора 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.11. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the compressor of the fifth generation aircraft engines according to any one of paragraphs. 7, 8, 9 and 10, characterized in that the mounting point of the rotor blades of the booster rotors and fifth-generation aircraft engine compressor, characterized in that stamped shoes made of thin steel caked or hardened brushed stainless steel sheet are fixed on the locks of the blades, without gaps covering the locks of the blades on all surfaces on which they would contact the lateral sides of the annular shaped grooves and an elastic hysteresis element, in the absence of shoes. 12. Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения по любому из пп. 7, 8, 9, 10 и 11, 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.12. The mounting location of the rotor blades of the booster rotors and the compressor of the fifth generation aircraft engines according to any one of paragraphs. 7, 8, 9, 10 and 11, characterized in that one of the plugs or pressure screws from the number of fixing half-rings of the intermediate spacer or half-rings of the intermediate spacers and is made longer than the others, and its free end enters with a gap into the reciprocal recess made at the end of the half-ring of the intermediate spacer or spacers and the half-ring of the limiter, the gap being selected so that the displacement of the blades in the circumferential direction within the gap will be permissible and will not disturb the balancing of the rotor. 13. Ротор бустера авиадвигателя, выполненный в виде бочки с тремя или более кольцевыми выступами на внутренней поверхности 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 бустера, выполнено по любому из пп. 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 9, 10, 11 и 12 формулы изобретения.13. The rotor of the aircraft engine booster, made in the form of a barrel with three or more annular protrusions on the inner surface of the barrel, in each annular protrusion of which there is a profiled annular groove with a transverse radial section corresponding to the dovetail-type working blade lock and working blades with their locks inserted into these grooves and made with platforms that, together with the feathers of the blades, organize channels for the flow around these blades, and the stage blades, starting from the second or third stage, the platforms rest against d to 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 fastening the working blades of the first or first and second stages of the rotor of the booster, made according to any one of paragraphs. 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 9, 10, 11 and 12 of the claims. 14. 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, 6, 7, 8, 9, 10, 11 и 12 формулы изобретения.14. The rotor of the high-pressure compressor of an aircraft engine, 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, 6, 7, 8, 9, 10, 11 and 12 of the claims. 15. Способ сборки места крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора, 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 бустера или компрессора 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.15. The method of assembly of the mounting point of the working blades of the rotors of the booster and compressor, which consists in the fact that the working 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 mounting of the blades, characterized in that the barrel of the booster or the compressor is mounted 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 two half rings of an intermediate spacer are installed diametrically opposite to each other 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 laid on it, and both of these spacers are laid with recesses to the wall of the annular profiled grooves without technological grooves, half-rings of these intermediate spacers are shifted all the way to the wall of those ological grooves, the half rings of the second intermediate spacer are mounted on the inner 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, the intermediate spacer is installed in the annular profiled groove of the half ring of the stopper, and on them parts of an elastic hysteresis element, are installed in the annular profiled groove of the blade, two locks are inserted into the recesses, using probes installed between the ends of the platforms of the blades and the ends of the locks and platforms, establish the exact position of the blades, using a device installed so that its pushers are located in the technological holes designed to extrude one half-ring of an intermediate spacer or an internal intermediate spacer from the technological groove, and fixed first, a small pressure is applied to the bracket, rigidly fixed to the piston rod of the working cylinder, and partially extruded by pushers of half-rings An intermediate spacer or an internal intermediate spacer from the technological groove so that a small interference is applied to the locks of half of the blades, fixing the exact position of these blades, but not preventing the probes from being removed, remove the probes and push the half-ring of the intermediate spacer or internal intermediate spacer with the pushers until it stops in the opposite direction the wall of the annular profiled groove, the pressure from the cylinder is released and the pushers exit the technological holes, turn in the support when the cylinder with the bracket 180 ° so that the pushers enter the technological holes designed to push 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 are pushed out of the technological holes, and plugs are pressed into the technological holes all the way into the intermediate spacer or into two intermediate spacers, or if the technological holes are threaded into them, they are screwed into the intermediate spacer or into two intermediate spacers against the stop and lock them from turning away, they move the locks to a position where they can be fixed and fix them.
RU2016146883A 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 RU2662755C2 (en)

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 true RU2016146883A (en) 2018-05-29
RU2016146883A3 RU2016146883A3 (en) 2018-05-29
RU2662755C2 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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117346635A (en) * 2023-12-06 2024-01-05 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

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
US5518369A (en) * 1994-12-15 1996-05-21 Pratt & Whitney Canada Inc. Gas turbine blade retention
FR2945074B1 (en) * 2009-04-29 2011-06-03 Snecma REINFORCED BLOW OF BREATHING BLADE
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 (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117346635A (en) * 2023-12-06 2024-01-05 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
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

Also Published As

Publication number Publication date
RU2662755C2 (en) 2018-07-30
RU2016146883A3 (en) 2018-05-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4295785A (en) Removable sealing gasket for distributor segments of a jet engine
US8226366B2 (en) Axial rotor section for a rotor of a turbine
US5031922A (en) Bidirectional finger seal
RU2438019C2 (en) Unit of turbine blade
US6761538B2 (en) Continual radial loading device for steam turbine reaction type buckets and related method
US6431827B1 (en) Bucket tip brush seals in steam turbines and methods of installation
US9739160B2 (en) Adjustable blade root spring for turbine blade fixation in turbomachinery
US20160032747A1 (en) Sealing element for sealing gap
EP1731713A2 (en) Methods and systems for assembling shrouded turbine bucket and tangential entry dovetail
JP6882819B2 (en) Turbine blade damper system with slotted pins
US6840518B2 (en) Deformable brush seal support
US10302016B2 (en) Support providing a complete connection between a turbine shaft and a degassing pipe of a turbojet
JPS63167104A (en) Device for clamping member
JPS6139484B2 (en)
US20130216387A1 (en) System and method for blade retention
JP2011102585A (en) Locking spacer assembly for circumferential entry airfoil attachment system
US20150330235A1 (en) Variable dual spring blade root support for gas turbines
RU2016146883A (en) The place of fastening of the rotor blades of the booster rotors and the compressor of the fifth generation aircraft engines. The booster rotor and the high-pressure compressor rotor of a fifth-generation aircraft engine, with rotor blades secured with dovetail locks in the ring grooves of these devices. The method of assembly of the mounting point of the rotor blades of the booster and compressor rotors
US8585369B2 (en) Device for axial retention of mobile vanes mounted on a rotor disc
GB2152184A (en) Oil scraper rings
EP2592310B1 (en) Leaf seal
US5433453A (en) Articulated snout rings having spaced teeth
RU2017122913A (en) The mounting location of the rotor blades of the booster rotor and fifth-generation aircraft engine compressor, the booster rotor and the high-pressure compressor rotor of the fifth generation aircraft engine with rotor blades secured with dovetail locks in the ring grooves of these devices, a method of assembling the mounting location of the rotor rotor rotor blades of the booster and compressor
KR20190086566A (en) A turbocharger having a sealing surface between the nozzle ring and the turbine housing
RU2016141224A (en) The compressor rotor of an aircraft gas turbine engine with spark blink and spark blink with a “classic” impeller and a pair of “classic” impeller with a fourth to sixth impeller with vibration damping devices for the blades of these blisk and impellers, a fan rotor and a booster rotor with oscillation damping device for working wide-chord fan blades, method for assembling a pair with a damping device

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