RU2228460C2

RU2228460C2 - Compressor rotor of gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2228460C2
Application number: RU2001125380/06A
Authority: RU
Inventors: А.И. Тункин; В.А. Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2001-09-14
Filing date: 2001-09-14
Publication date: 2004-05-10

Abstract

FIELD: mechanical engineering. SUBSTANCE: invention relates to rotors of compressors of gas-turbine engines of ground and aircraft application. Proposed rotor of compressor consists of shaft with disks fitted on shaft by means of splines and interconnected through hubs by means of front and rear nuts. Novelty is that minimum one of disks is provided with ring axial projections made integral with disk hubs. Ring axial projections are provided with splines on outer ends, and ratio of distance between outer ends of ring axial projections of said disk to thickness of wall of ring axial projection is L/H= 30-80. EFFECT: improved reliability of gas-turbine engine owing to provision of axial interference in rotor disk hubs. 3 dwg

Description

Изобретение относится к роторам компрессоров газотурбинных двигателей наземного и авиационного применения.The invention relates to rotors of compressors for gas turbine engines of land and aviation applications.

Известен ротор компрессора газотурбинного двигателя, в котором диски последних ступеней соединены между собой с помощью сварки [1].Known compressor rotor of a gas turbine engine, in which the disks of the last stages are interconnected by welding [1].

Недостатком известной конструкции является ее плохая ремонтопригодность в случае повреждения одного из приваренных между собой дисков.A disadvantage of the known design is its poor maintainability in the event of damage to one of the discs welded together.

Наиболее близким к заявляемому является ротор компрессора дисковой конструкции, в котором диски установлены на валу с помощью шлиц, стянуты между собой по ступицам передней и задней гайками, а между ободами дисков установлены рабочие кольца [2].Closest to the claimed is the rotor of the compressor of the disk design, in which the disks are mounted on the shaft with the help of slots, pulled together by the hubs of the front and rear nuts, and working rings are installed between the rims of the disks [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является отсутствие в роторе упругих в осевом направлении элементов, из-за чего возможно появление осевых зазоров между ступицами дисков, в частности на переходных режимах работы двигателя, несмотря на затяжку гаек, особенно при большом количестве дисков. Все это приводит к снижению надежности конструкции. Для повышения экономичности компрессоры современных газотурбинных двигателей выполнены с высокой степенью сжатия и поэтому с большим количеством ступеней. В связи с этим при работе двигателя, при нагреве ротора стальной вал компрессора расширяется в осевом направлении в большей степени, чем титановые диски, и затяжка гаек ослабляется. Кроме того, при работе двигателя на переходных режимах, например при запуске, вал компрессора прогревается быстрее, чем закрытые в междисковых полостях ступицы дисков, при этом осевая затяжка гаек ослабляется еще в большей степени, что может привести к раззазориванию ротора компрессора в осевом направлении, появлению наклепа по ступицам дисков и их поломке.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is the absence of axially elastic elements in the rotor, which may cause axial gaps between the hubs of the disks, in particular during transient engine operation, despite tightening the nuts, especially with a large number of disks. All this leads to a decrease in the reliability of the design. To increase efficiency, the compressors of modern gas turbine engines are made with a high degree of compression and therefore with a large number of stages. In this regard, during engine operation, when the rotor is heated, the steel shaft of the compressor expands in the axial direction to a greater extent than titanium disks, and the tightening of the nuts is weakened. In addition, when the engine is operating in transient conditions, for example, at start-up, the compressor shaft warms up faster than the hubs of the disks closed in the interdisc cavities, while the axial tightening of the nuts is weakened even more, which can cause the compressor rotor to open up in the axial direction, hardening on the hubs of the discs and their breakage.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности ГТД путем обеспечения осевого натяга по ступицам дисков ротора.The technical problem to which the claimed invention is directed is to increase the reliability of a gas turbine engine by providing axial interference on the hubs of the rotor disks.

Сущность технического решения заключается в том, что в роторе компрессора газотурбинного двигателя, состоящем из вала с установленными на нем с помощью шлиц дисками, соединенными между собой по ступицам с помощью передней и задней гаек, согласно изобретению минимум один из дисков выполнен с кольцевыми осевыми выступами за одно целое со ступицами дисков, при этом кольцевые осевые выступы выполнены со шлицами на внешних концах, а отношение расстояния между внешними концами кольцевых осевых выступов данного диска к толщине стенки кольцевого осевого выступа L/H=30...80.The essence of the technical solution lies in the fact that in the rotor of the compressor of a gas turbine engine, consisting of a shaft with disks installed on it by means of slots, interconnected by hubs with the front and rear nuts, according to the invention, at least one of the disks is made with axial axial protrusions behind integral with the hubs of the disks, while the annular axial protrusions are made with slots at the outer ends, and the ratio of the distance between the outer ends of the annular axial protrusions of this disk to the wall thickness is annular th axial protrusion L / H = 30 ... 80.

Выполнение минимум одного из дисков с кольцевыми осевыми выступами за одно целое со ступицами дисков позволяет повысить надежность ротора путем обеспечения осевого натяга по ступицам дисков на всех режимах работы ротора компрессора, за счет упругой деформации кольцевых осевых выступов происходит парирование различной температурной деформации, что позволяет исключить появление зазоров между ступицами дисков и, соответственно, наклеп и поломку дисков.Performing at least one of the disks with axial axial protrusions in one piece with the hubs of the disks can increase the reliability of the rotor by providing axial interference on the hubs of the disks in all modes of operation of the compressor rotor, due to the elastic deformation of the annular axial protrusions, various temperature deformations are parried, which eliminates the appearance of the gaps between the hubs of the discs and, accordingly, the riveting and breakage of the discs.

Выполнение шлиц на внешних концах осевых выступов также повышает надежность конструкции, так как шлицы, являющиеся концентраторами напряжений, размещены в зоне минимальных напряжений на максимальном удалении от напряженной ступицы.The execution of the slots at the outer ends of the axial protrusions also increases the reliability of the design, since the slots, which are stress concentrators, are located in the zone of minimum stresses at a maximum distance from the stressed hub.

При L/H<30 упругость кольцевого осевого выступа уменьшается, и он уже не может парировать разницу температурных деформаций дисков и вала.At L / H <30, the elasticity of the annular axial protrusion decreases, and it can no longer fend off the difference in temperature deformations of the disks and the shaft.

При L/H>80 уменьшается прочность осевых кольцевых выступов и они могут пластически сдеформироваться при затяжке гаек.At L / H> 80, the strength of the axial annular projections decreases and they can plastically deform when the nuts are tightened.

На фиг.1 изображен продольный разрез ротора компрессора газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a longitudinal section of the rotor of the compressor of a gas turbine engine.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.

На фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 3 - element II in figure 1 in an enlarged view.

Ротор 1 компрессора газотурбинного двигателя состоит из шлицевого вала 2, на котором с помощью шлиц 3 установлены диски 4 с рабочими лопатками 5. Между ободами 6 дисков 4 установлены рабочие кольца 7, фиксирующие рабочие лопатки 5 в осевом направлении и закрывающие междисковые полости 8. Часть дисков 9 ротора 1 выполнены с кольцевыми осевыми выступами 10 и 11, на внешних концах 12 и 13 которых выполнены шлицы 3. Кольцевые выступы 10 и 11 дисков 9 выполнены за одно целое со ступицами 14 и упругодеформирующимися в осевом направлении при затяжке ротора с помощью передней и задней гаек 15 и 16.The rotor 1 of the compressor of a gas turbine engine consists of a spline shaft 2, on which, with the help of the slot 3, disks 4 with working blades 5 are mounted. Between the rims 6 of the disks 4 there are working rings 7 that fix the working blades 5 in the axial direction and cover the interdisc cavities 8. Part of the disks 9 of the rotor 1 are made with axial axial protrusions 10 and 11, on the outer ends 12 and 13 of which slots are made 3. The annular protrusions 10 and 11 of the disks 9 are made integrally with the hubs 14 and are elastically deformed in the axial direction when tightening the rotor with front and rear nuts 15 and 16.

Работает устройство следующим образом. При работе двигателя, особенно на переходных режимах, за счет различной температурной деформации вала 2 и дисков 4 и 9 может уменьшиться осевая затяжка передней и задней гаек 15 и 16, что может привести к наклепыванию и поломкам дисков 4 и 9. Однако за счет упругой деформации кольцевых осевых выступов 10 и 11 происходит парирование различной температурной деформации, что позволяет исключить появление зазоров между ступицами дисков и, соответственно, наклеп и поломку дисков. Длина L кольцевых выступов и толщина Н их стенки выбирается оптимальной, исходя из усилий затяжки гаек 15 и 16 и разницы температурных деформаций вала и дисков, и определяется опытным путем. В роторе 1 может быть установлен как один диск-компенсатор с осевыми кольцевыми выступами 10 и 11, так и несколько, в зависимости от осевой длины ротора 1 и разницы температурных деформаций дисков и вала. Размещение шлиц 3 на внешних концах 12 и 13 выступов 10 и 11 также повышает надежность конструкции, так как шлицы, являющиеся концентраторами напряжений, в данном случае размещены в зоне минимальных напряжений на максимальном удалении от напряженной ступицы 14.The device operates as follows. When the engine is operating, especially in transient conditions, the axial tightening of the front and rear nuts 15 and 16 may decrease due to different temperature deformations of the shaft 2 and discs 4 and 9, which can lead to riveting and breakage of discs 4 and 9. However, due to elastic deformation of the axial axial protrusions 10 and 11, a parry of various temperature deformation occurs, which eliminates the appearance of gaps between the hubs of the disks and, accordingly, the riveting and breakage of the disks. The length L of the annular protrusions and the thickness H of their wall is selected optimal, based on the tightening forces of the nuts 15 and 16 and the difference in temperature deformations of the shaft and discs, and is determined empirically. In the rotor 1 can be installed as one compensating disk with axial annular protrusions 10 and 11, or several, depending on the axial length of the rotor 1 and the difference in temperature deformation of the disks and shaft. The placement of the slots 3 at the outer ends 12 and 13 of the protrusions 10 and 11 also increases the reliability of the design, since the slots, which are stress concentrators, in this case are located in the zone of minimum stresses at a maximum distance from the stressed hub 14.

Источники информацииSources of information

1. С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. М.: Машиностроение, стр. 95, рис. 3.33.1. S.A. Loaches. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. M.: Mechanical Engineering, p. 95, Fig. 3.33.

2. С.А. Вьюнов, стр. 89, рис. 3.27 - прототип.2. S.A. Vyunov, p. 89, fig. 3.27 is a prototype.

Claims

The compressor rotor of a gas turbine engine, consisting of a shaft with disks mounted on it using slots, interconnected by hubs with front and rear nuts, characterized in that at least one of the disks is made with axial axial protrusions in one piece with the disk hubs, with this annular axial protrusions are made with slots at the outer ends, and the ratio of the distance between the outer ends of the annular axial protrusions of the disk to the wall thickness of the annular axial protrusion L / H = 30-80.