GAS TURBINE ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR IMPELLER (VERSIONS)

FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to engine building. Gas turbine engine low-pressure compressor (GTE LPC) rotor shaft fourth stage impeller includes disc, including hub with central hole, web and rim, as well as blades each having tail and wing with profile formed by concave pre...

Ausführliche Beschreibung

Gespeichert in:

Bibliographische Detailangaben
Hauptverfasser:	Erichev Dmitrij JUrevich, Marchukov Evgenij JUvenalevich, Skarjakina Regina JUrevna, Poljakov Konstantin Sergeevich, Kondrashov Igor Aleksandrovich, Kuznetsov Igor Sergeevich, Simonov Sergej Anatolevich
Format:	Patent
Sprache:	eng ; rus
Schlagworte:	BLASTING CHEMICAL OR PHYSICAL PROCESSES, e.g. CATALYSIS OR COLLOIDCHEMISTRY ENGINE PLANTS IN GENERAL HEATING LIGHTING MACHINES OR ENGINES IN GENERAL MECHANICAL ENGINEERING NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES NON-POSITIVE DISPLACEMENT PUMPS PERFORMING OPERATIONS PHYSICAL OR CHEMICAL PROCESSES OR APPARATUS IN GENERAL POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS STEAM ENGINES THEIR RELEVANT APPARATUS TRANSPORTING WEAPONS
Online-Zugang:	Volltext bestellen
Tags:	Tag hinzufügen Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!

Beschreibung
Zusammenfassung:	FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to engine building. Gas turbine engine low-pressure compressor (GTE LPC) rotor shaft fourth stage impeller includes disc, including hub with central hole, web and rim, as well as blades each having tail and wing with profile formed by concave pressure side and convex back. Disc rim is connected to web to make circular flanges. Disc rim is equipped with set of blades fixation grooves uniformly distributed along disc perimeter. Each slot longitudinal axis with rotor shaft axis in projection on arbitrary axial plane makes, normal to blade root radial axis, angle of α blade root installation defined in range of values α=(20.1÷29.6)°. Blade has variable on height of feather an angle γ of installation of feather profile relative to front line of profile grid of blade rim, decreasing with radial distance from rotor axis with gradient G=(217.0÷311.9) [deg/m]. Besides, blade root is made with thickness variable along blade width and height. Maximum thickness of blade root profile is greatest in root section and decreasing on height to peripheral end with gradient G=(1.82÷2.62)·10[m/m].EFFECT: invention allows to increase efficiency and increase gas-dynamic stability (GDS) margin at all operation modes of compressor while increasing LPC rotor impeller service life without increase of material consumption.17 cl, 6 dwg Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо четвертой ступени вала ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (КНД ГТД) содержит диск, включающий ступицу с центральным отверстием, полотно и обод, а также лопатки, имеющие каждая хвостовик и перо с профилем, образованным вогнутым корытом и выпуклой спинкой. Обод диска соединен с полотном с образованием кольцевых полок. Обод диска снабжен равномерно разнесенных по периметру диска 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=(20,1÷29,6)°. Лопатка выполнена с переменным по высоте пера углом γ установки профиля пера относительно фронтальной линии решетки профилей лопаточного венца, убывающим с радиальным удалением от оси ротора с градиентом G=(217,0÷311,9) [град/м]. Кроме того, перо лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной. Максимальная толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в к