RU2642976C1 - Rotor working wheel of high-pressure compressor of gas turbine engine - Google Patents

Rotor working wheel of high-pressure compressor of gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2642976C1
RU2642976C1 RU2017112770A RU2017112770A RU2642976C1 RU 2642976 C1 RU2642976 C1 RU 2642976C1 RU 2017112770 A RU2017112770 A RU 2017112770A RU 2017112770 A RU2017112770 A RU 2017112770A RU 2642976 C1 RU2642976 C1 RU 2642976C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
annular groove
groove
blades
gas turbine
turbine engine
Prior art date
Application number
RU2017112770A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Николаевич Донцов
Николай Владимирович Кикоть
Андрей Валерьевич Узбеков
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
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 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2017112770A priority Critical patent/RU2642976C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2642976C1 publication Critical patent/RU2642976C1/en

Links

Images

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
    • F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
    • F01D5/303—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses in a circumferential slot
    • F01D5/3038—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses in a circumferential slot the slot having inwardly directed abutment faces on both sides
    • 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
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/34—Blade mountings

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: machine engineering.
SUBSTANCE: rotor wheel of the high-pressure compressor of the gas turbine engine comprises a disc with annular groove and blades. A gap is formed between the opposite edges of the groove. At least one mounting groove is made in the opposite edges of the disc annular groove. The roots of the blades are mounted in the disc annular groove along the circumference, the blade root lateral surfaces contact the walls of the annular groove. The inserts with locks are installed in the annular groove. At least one control blade is mounted in the mounting groove between two adjacent inserts, which contact side surfaces of the root are directed towards said inserts and installed in grooves made in adjacent ends of the latter. Between adjacent end faces of inserts and blade roots, there are gaps that equal or larger in width than the distance at which the side contact surface of the counter blade root enters the groove in the insert end.
EFFECT: simplified of mounting, dismounting of any blade in the rotor wheel of the high-pressure compressor rotor of the gas turbine engine.
7 dwg

Description

Изобретение относится к области турбо-машиностроения, в частности, может быть использовано в конструкции рабочих колес осевых компрессоров газотурбинных двигателей. The invention relates to the field of turbo-mechanical engineering, in particular, can be used in the design of the impellers of axial compressors of gas turbine engines.

Известно рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя содержащее диск с кольцевым пазом, между противолежащими кромками которого образован зазор, при этом в противолежащих кромках кольцевого паза диска выполнен по меньшей мере один установочный паз, лопатки, хвостовики которых установлены в кольцевом пазу диска по окружности, причем боковые поверхности хвостовиков лопаток контактируют со стенками кольцевого паза, вкладыши с фиксаторами, установленные в кольцевом пазу (см. рис 3.6. на стр. 122, Технология эксплуатации, диагностики и ремонта газотурбинных двигателей: Учеб. пособие. / Ю.С. Елисеев, В.В. Крымов, К.А. Малиновский, В.Г. Попов. - М.: Высш. шк.; 2002. - 355 с.; ил.).It is known that the impeller of the rotor of a high-pressure compressor of a gas turbine engine contains a disk with an annular groove, a gap is formed between the opposite edges of the gap, while at least one mounting groove is made in the opposite edges of the annular groove of the disk, the blades whose shanks are installed in a circular groove of the disk around the circumference, moreover, the lateral surfaces of the shanks of the blades are in contact with the walls of the annular groove, liners with clamps installed in the annular groove (see Fig. 3.6. on page 122, Technology e operation, diagnostics and repair of gas turbine engines: Textbook./ Yu.S. Eliseev, V.V. Krymov, K.A. Malinovsky, V.G. Popov. - M .: Higher school; 2002. - 355 s .; ill.).

Данное рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя выбрано в качестве прототипа.This impeller of the rotor of a high pressure compressor of a gas turbine engine is selected as a prototype.

Основным недостатком существующего технического решения является сложность сборки и разборки рабочего колеса. Для того чтобы заменить хотя бы одну лопатку, например после ее повреждения, необходимы вывинтить стопорные элементы и сдвинуть все лопатки по окружности кольцевой канавки на

Figure 00000001
ширины полки и вынуть через заводное отверстие. При этом надо соблюдать порядковую нумерацию, маркировку на лопатках, вкладышах и балансировочных грузах. Для сборки операция проделывается в обратном порядке. Это достаточно трудоемко и нетехнологично.The main disadvantage of the existing technical solution is the complexity of the assembly and disassembly of the impeller. In order to replace at least one blade, for example, after its damage, it is necessary to unscrew the locking elements and move all the blades around the circumference of the annular groove by
Figure 00000001
the width of the shelf and pull out through the crown. In this case, it is necessary to observe serial numbering, marking on the blades, liners and balancing weights. For assembly, the operation is performed in the reverse order. It is rather laborious and non-technological.

Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения является упрощение монтажа/демонтажа любой из лопаток в рабочем колесе ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя.The technical result achieved by using the present invention is to simplify mounting / dismounting of any of the blades in the impeller of the rotor of a high pressure compressor of a gas turbine engine.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном рабочем колесе ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя, содержащем диск с кольцевым пазом, между противолежащими кромками которого образован зазор, при этом в противолежащих кромках кольцевого паза диска выполнен по меньшей мере один установочный паз, лопатки, хвостовики которых установлены в кольцевом пазу диска по окружности, причем боковые поверхности хвостовиков лопаток контактируют со стенками кольцевого паза, вкладыши с фиксаторами, установленные в кольцевом пазу, согласно настоящему изобретению, содержит по меньшей мере одну контровочную лопатку, установленную в установочном пазу между двумя близлежащими вкладышами, контактные боковые поверхности хвостовика которой направлены в стороны упомянутых вкладышей и установлены в пазах, выполненных в близлежащих торцах последних, причем между близлежащими торцами вкладышей и хвостовиков лопаток образованы зазоры, равные или большие по ширине чем расстояние, на которое боковая контактная поверхность хвостовика контровочной лопатки входит в паз в торце вкладыша.The specified technical result is achieved in that in the known impeller of the rotor of a high-pressure compressor of a gas turbine engine containing a disk with an annular groove, a gap is formed between the opposite edges of the gap, while at least one mounting groove, vanes, shanks are made in the opposite edges of the annular groove of the disk which are installed in an annular groove of the disk around the circumference, with the side surfaces of the shanks of the blades in contact with the walls of the annular groove, liners with clamps, The flanges in the annular groove according to the present invention comprise at least one locking blade installed in the installation groove between two adjacent bushings, the contact side surfaces of the shank of which are directed to the sides of the said bushings and are installed in grooves made at the adjacent ends of the latter, between adjacent ones the ends of the inserts and shanks of the blades formed gaps equal to or greater in width than the distance by which the lateral contact surface of the shank opatki fits into a slot in the end of the liner.

Такое конструктивное решение позволяет заменить любую лопатку в связи с ее повреждением посредством изъятия фиксаторов, фиксирующих вкладыши, охватывающие контровочную лопатку, ближайшую к поврежденной, которая вынимается после смещения вкладышей. В связи с этим становится возможным замена лопатки путем вынимания ее через установочный паз. Таким образом, не надо полностью вынимать все лопатки, смещая их на

Figure 00000002
шага по окружности ротора. Это упрощает монтаж/демонтаж любой из лопаток ротора и повышает технологичность и ремонтопригодность всего газотурбинного двигателя в целом.This design solution allows you to replace any blade in connection with its damage by removing the clips securing the liners, covering the locking blade, closest to the damaged, which is removed after the liners are displaced. In this regard, it becomes possible to replace the blade by removing it through the installation groove. Thus, it is not necessary to completely remove all the blades, displacing them by
Figure 00000002
pitch around the circumference of the rotor. This simplifies the installation / dismantling of any of the rotor blades and increases the manufacturability and maintainability of the entire gas turbine engine as a whole.

На фигуре 1 представлен фрагмент ротора с лопатками рабочего колеса, вид сверху.The figure 1 presents a fragment of the rotor with the blades of the impeller, top view.

На фигуре 2 представлено сечение А-А.The figure 2 presents a section aa.

На фигуре 3 представлено сечение Б-Б.The figure 3 presents a section bB.

На фигуре 4 представлено сечение В-В.The figure 4 presents a section bb.

На фигуре 5 представлен фрагмент ротора с лопатками рабочего колеса без контровочной лопатки и со смещенными вкладышами, вид сверху.The figure 5 presents a fragment of the rotor with the blades of the impeller without a locking blade and with offset liners, top view.

На фигуре 6 представлено сечение Г-Г.The figure 6 presents the cross section GG.

На фигуре 7 представлен фрагмент ротора, со снятой контровочной лопаткой, общий вид.The figure 7 presents a fragment of the rotor, with the removed locking blade, General view.

Рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя содержит диск 1 с кольцевым пазом 2, между противолежащими кромками которого образован зазор, при этом в противолежащих кромках кольцевого паза 2 диска 1 выполнен по меньшей мере один установочный паз 3, лопатки 4, хвостовики 5 которых установлены в кольцевом пазу 2 диска 1 по окружности, причем боковые поверхности 6 хвостовиков 5 лопаток 4 контактируют со стенками кольцевого паза 2.The impeller of the rotor of a high-pressure compressor of a gas turbine engine contains a disk 1 with an annular groove 2, a gap is formed between the opposite edges of the gap, while at least one installation groove 3 is made in the opposite edges of the annular groove 2 of the disk 1, the blades 4 of which are fitted with shanks 5 an annular groove 2 of the disk 1 around the circumference, and the side surfaces 6 of the shanks 5 of the blades 4 are in contact with the walls of the annular groove 2.

При этом рабочее колесо содержит по меньшей мере одну контровочную лопатку 7, установленную в установочном пазу 3 (то есть количество контровочных лопаток 7 соответствует количеству установочных пазов 3), с обеих сторон которой в кольцевом пазу 2 установлено по вкладышу 8, зафиксированному в окружном направлении радиальным фиксатором 9.In this case, the impeller contains at least one locking blade 7 installed in the mounting groove 3 (i.e., the number of locking blades 7 corresponds to the number of mounting grooves 3), on both sides of which in the annular groove 2 is installed an insert 8 fixed in the circumferential direction by a radial latch 9.

Контактные боковые поверхности хвостовика 10 контровочной лопатки 7 направлены в стороны упомянутых вкладышей 8 (то есть хвостовик 10 контровочной лопатки 7 выполнен повернутым на 90° относительно хвостовиков 5 лопаток 4) и заведены в пазы 11, выполненные в близлежащих торцах упомянутых вкладышей 8, для фиксации контровочной лопатки 7 в радиальном направлении.The contact side surfaces of the shank 10 of the locking blade 7 are directed to the sides of the mentioned liners 8 (that is, the shank 10 of the locking blade 7 is rotated 90 ° relative to the shanks 5 of the blades 4) and inserted into the grooves 11 made in the adjacent ends of the said liners 8 to fix the locking blades 7 in the radial direction.

Между близлежащими торцами вкладышей 8 и хвостовиков 5 лопаток 4 образованы зазоры 12, равные или большие по ширине чем расстояние на которое боковая контактная поверхность хвостовика 8 контровочной лопатки 7 входит в паз 11 в торце вкладыша 8. Это необходимо для возможности смещения в упомянутых зазорах 12 освобожденных от фиксаторов 9 вкладышей 8, расположенных в кольцевом пазу 2 с обеих сторон от контровочной лопатки 7, в противолежащие от нее стороны с целью последующего свободного смещения контровочной лопатки 7 в радиальном направлении в установочном пазу 3.Between the adjacent ends of the liners 8 and the shank 5 of the blades 4, gaps 12 are formed, equal or greater in width than the distance by which the lateral contact surface of the shank 8 of the locking blade 7 enters the groove 11 in the end of the liner 8. This is necessary for the 12 released in the said gaps 12 to be displaced from the clamps 9 of the inserts 8 located in the annular groove 2 on both sides of the locking blade 7, on the opposite sides of it with the aim of the subsequent free displacement of the locking blade 7 in the radial direction in tanovochnom groove 3.

Для замены поврежденной лопатки 4 необходимо вынуть ближайшую к ней контровочную лопатку 7. Для этого следует вывернуть фиксаторы 9 из вкладышей 8, удерживающих контровочную лопатку 7, которые следует смесить от нее в сторону соседних лопаток 4. Затем, вынуть контровочную лопатку 7. Далее извлечь через установочный паз 3 вкладыши 8 и лопатки 4 до требующей замены. Сборка осуществляется в обратном порядке. Таким образом, для замены лопатки не требуется полностью разбирать рабочее колесо, что повышает технологичность и ремонтопригодность газотурбинного двигателя в целом.To replace a damaged blade 4, it is necessary to remove the locking blade 7 nearest to it. To do this, release the locks 9 from the inserts 8 holding the locking blade 7, which should be mixed from it towards adjacent blades 4. Then, remove the locking blade 7. Next, remove through installation groove 3 liners 8 and blades 4 to require replacement. Assembly is carried out in reverse order. Thus, to replace the blades, it is not necessary to completely disassemble the impeller, which increases the manufacturability and maintainability of the gas turbine engine as a whole.

Количество контровочных лопаток 7, а, следовательно, установочных пазов 3 зависит от размера рабочего колеса.The number of locking blades 7, and, therefore, the mounting grooves 3 depends on the size of the impeller.

Claims (1)

Рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя, содержащее диск с кольцевым пазом, между противолежащими кромками которого образован зазор, при этом в противолежащих кромках кольцевого паза диска выполнен по меньшей мере один установочный паз, лопатки, хвостовики которых установлены в кольцевом пазу диска по окружности, причем боковые поверхности хвостовиков лопаток контактируют со стенками кольцевого паза, вкладыши с фиксаторами, установленные в кольцевом пазу, отличающееся тем, что содержит по меньшей мере одну контровочную лопатку, установленную в установочном пазу между двумя близлежащими вкладышами, контактные боковые поверхности хвостовика которой направлены в стороны упомянутых вкладышей и установлены в пазах, выполненных в близлежащих торцах последних, причем между близлежащими торцами вкладышей и хвостовиков лопаток образованы зазоры, равные или большие по ширине, чем расстояние, на которое боковая контактная поверхность хвостовика контровочной лопатки входит в паз в торце вкладыша.The impeller of the rotor of a high-pressure compressor of a gas turbine engine containing a disk with an annular groove between which the opposite edges of the gap is formed, while at least one mounting groove is made in the opposite edges of the annular groove of the disk, the blades, the shanks of which are installed in a circular groove of the disk around the circumference, moreover, the lateral surfaces of the shanks of the blades are in contact with the walls of the annular groove, liners with clamps installed in the annular groove, characterized in that it contains at least at least one locking blade installed in the installation groove between two adjacent liners, the contact side surfaces of the shank of which are directed to the sides of the said liners and installed in grooves made in the adjacent ends of the latter, with gaps equal to or greater in size between the adjacent ends of the liners and shanks of the blades width than the distance by which the lateral contact surface of the shank of the locking blade enters the groove in the end of the liner.
RU2017112770A 2017-04-13 2017-04-13 Rotor working wheel of high-pressure compressor of gas turbine engine RU2642976C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017112770A RU2642976C1 (en) 2017-04-13 2017-04-13 Rotor working wheel of high-pressure compressor of gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017112770A RU2642976C1 (en) 2017-04-13 2017-04-13 Rotor working wheel of high-pressure compressor of gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2642976C1 true RU2642976C1 (en) 2018-01-29

Family

ID=61173358

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017112770A RU2642976C1 (en) 2017-04-13 2017-04-13 Rotor working wheel of high-pressure compressor of gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2642976C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2741685C1 (en) * 2020-06-05 2021-01-28 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Gas turbine engine compressor rotor impeller

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3042368A (en) * 1960-06-29 1962-07-03 Worthington Corp Removable lock for blade wheel assembly
US3053504A (en) * 1960-01-18 1962-09-11 Rolls Royce Method of assembling a bladed member
US4462756A (en) * 1981-12-30 1984-07-31 Rolls Royce Limited Rotor for fluid flow machine
RU2013119488A (en) * 2012-04-30 2014-11-10 Дженерал Электрик Компани TURBINE UNIT (OPTIONS)
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

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3053504A (en) * 1960-01-18 1962-09-11 Rolls Royce Method of assembling a bladed member
US3042368A (en) * 1960-06-29 1962-07-03 Worthington Corp Removable lock for blade wheel assembly
US4462756A (en) * 1981-12-30 1984-07-31 Rolls Royce Limited Rotor for fluid flow machine
RU2013119488A (en) * 2012-04-30 2014-11-10 Дженерал Электрик Компани TURBINE UNIT (OPTIONS)
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 (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2741685C1 (en) * 2020-06-05 2021-01-28 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Gas turbine engine compressor rotor impeller

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10815784B2 (en) Turbine engine turbine rotor with ventilation by counterbore
RU2673361C1 (en) Device for guiding adjustable stator blades of turbine engine and method of assembling said device
RU2494264C2 (en) Guide apparatus divided into sectors for turbomachine, low-pressure turbine and turbomachine
US9151167B2 (en) Turbine assembly
US2980396A (en) Stator construction for turbine engines
US9803485B2 (en) Turbine segmented cover plate retention method
US9512732B2 (en) Locking spacer assembly inserted between rotor blades
US10006467B2 (en) Assembly for a fluid flow machine
JP2010270751A (en) Balanced rotor for turbine engine
US10267166B2 (en) Turbomachine rotor assembly and method
US9416670B2 (en) Locking spacer assembly
CN103244200A (en) Seal assembly for turbine coolant passageways
RU2694603C2 (en) Method of performing work on rotor and associated profile element
RU2642976C1 (en) Rotor working wheel of high-pressure compressor of gas turbine engine
US20170218778A1 (en) Rotor for turbine engine comprising blades with added platforms
US9162329B2 (en) Method for removing an inner casing from a machine
RU2743065C2 (en) Radial locking element for sealing of steam turbine rotor, corresponding unit and steam turbine
US20170146026A1 (en) Stator vane support system within a gas turbine engine
CN112189097B (en) Improved turbine fan disk
RU2634507C1 (en) Rotor working wheel of high-pressure compressor of gas turbine engine
RU2682217C1 (en) Gas turbine engine working wheel of rotor
RU2741685C1 (en) Gas turbine engine compressor rotor impeller
US20180355724A1 (en) A radial turbine impeller and a method for manufacturing the same
RU2273769C1 (en) Guide-vane assembly of axial-flow compressor
CN113795651B (en) Tool for removing fan tray from module