[go: up one dir, main page]

SU274300A1 - STEP OF TURBO - Google Patents

STEP OF TURBO

Info

Publication number
SU274300A1
SU274300A1 SU1238088A SU1238088A SU274300A1 SU 274300 A1 SU274300 A1 SU 274300A1 SU 1238088 A SU1238088 A SU 1238088A SU 1238088 A SU1238088 A SU 1238088A SU 274300 A1 SU274300 A1 SU 274300A1
Authority
SU
USSR - Soviet Union
Prior art keywords
blade
crown
fiberglass
blades
profile
Prior art date
Application number
SU1238088A
Other languages
Russian (ru)
Original Assignee
М. А. Могилевский , В. А. Гельфер
хнич скд
Publication of SU274300A1 publication Critical patent/SU274300A1/en

Links

Description

Известны ступени турбомашины, например, осевых компрессоров, содержащие лопаточные венцы направл ющего аппарата и рабочего колеса, выполненные из стеклопластика.Steps of a turbomachine are known, for example, axial compressors containing blade vanes of the guide vane and the impeller made of fiberglass.

Предлагаема  ступень отличаетс  от известных тем, что лопаточные венцы выполнены в виде сопр женных по вертикальным стенкам , составл ющим профиль лопатки, замкнутых рамок, верхние и нижние стенки которых образуют кольцевые бандажи.The proposed step differs from the known ones in that the blade rims are made in the form of conjugated along the vertical walls constituting the blade profile of the closed frames, the upper and lower walls of which form annular bands.

Такое выполнение ступени турбомашины позволит увеличить жесткость лопаточных зенцов.Such an implementation of the stage of the turbomachine will allow to increase the rigidity of blade blades.

На фиг. 1 схематически изображена рамка лопаточного венца; на фиг. 2-лопаточный венец рабочего колеса; на фиг. 3 - лопаточный венец направл ющего аппарата.FIG. 1 schematically shows the frame of the blade of the crown; in fig. 2-blade crown of the impeller; in fig. 3 - blade crown guide apparatus.

Рамку лопаточного венца осевого компрессора изготовл ют путем намотки непрерывного Стекловолокна, стекловницы, предварительно пропитанных св зующим материалом.The frame of the blade of the axial compressor is made by winding continuous Fiberglass, glass fiber, pre-impregnated with a binder material.

Вертикальные стенки / и 2 рамки, в осевом сечении представл ющие ПОЛОВИНУ профил  лопатки, ограничены с внешней стороны средней линией профил  3.Vertical walls / and 2 frames, in axial section representing the HALF profile of the blade, are bounded on the outside by the middle line of the profile 3.

стенки рамки образуют соответственно часть верхнего и нижнего бандал ей.the walls of the frame form, respectively, a part of the upper and lower gangstock to it.

Лопаточный венец ступени (см. фиг. 2) собран из объемных элементов-рамок 8 и металлического кольца 9. При сборке вертикальные стенки рамок соедин ютс , образу  полный профиль лопатки, а верхние и нижние стенки образуют кольцевые бандал и. Дл  креплени  лопаточного венца к ротору компрессора вThe blade stage crown (see Fig. 2) is assembled from three-dimensional volume elements 8 and a metal ring 9. When assembled, the vertical walls of the frames are joined to form the full profile of the blade, and the upper and lower walls form an annular bandage and. To mount the blade crown to the compressor rotor in

приспособление дл  прессовани  закладывают металлическое кольцо 9, нмеюшее на внешней поверхности звездочку. ВЫСТУПЫ 10 звездочки попадают во впадину нижнего бандажа лопаточного венца и служат дл  передачи Kpvт щего момента.the pressing device lays the metal ring 9, which is sprocketing on the outer surface of the sprocket. STANDS 10 asterisks fall into the hollow of the lower band of the shoulder of the crown and serve to transmit the Kpv torque.

На внутренней поверхности металлическогоOn the inner surface of the metal

кольца выполнены щлицы // дл  соединени rings are made slits // for connection

с ротором. Число ВЫСТУПОВ звездочки равноwith rotor. The number of STARS asterisk is

ЧИСЛУ лопаток и может быть как четным, такThe number of blades and can be both even

и нечетным.and odd.

Дл  оформлени  проточной части и закреплени  венца в осевом направлении устанавливают вкладыщи 12 с пенонластовым заполнителем . На выступающие плечики 13 вкладышей 12 наматывают бандажи /4.Верхний бандаж может быть усилен дополнительной намоткой . средственна  установка диска ротора в приспособление дл  опрессовки и сборки лопаточного венца. Дл  увеличени  прочности и жесткости лопаточного венца направл ющего аппарата, выполненного аналогично (см. фиг. 3), верхний бандаж может быть усилен намоткой стекловолокна или стеклоленты 15, внутренний бандаж может быть усилен дополнительным кольцом 16, выполненным из стеклопластика с металлической армировкой.To design the flow-through part and fix the crown in the axial direction, insert liners 12 with a foam core are installed. On the protruding hangers 13 liners 12 are wound with bandages /4. The upper bandage can be reinforced with additional winding. Medial installation of the rotor disk in the device for crimping and assembling the blade ring. To increase the strength and rigidity of the blade rim of the guide apparatus, made similarly (see Fig. 3), the upper bandage can be reinforced by winding fiberglass or fiberglass 15, the inner bandage can be strengthened with an additional ring 16 made of fiberglass with metal reinforcement.

7575

«Риг-З Предмет изобретени  Ступень турбомашины, например, осевого компрессора, содержаща  лопаточные венцы направл ющего аппарата и рабочего колеса, изготовленные из стеклопластика, отличающа с  тем, что, с целью увеличени  жесткости , лопаточные венцы выполнены в виде сопр женных по вертикальным стенкам, составл ющим профиль лопатки, замкнутых рамок, верхние и нижние стенки которых образуют кольцевые бандажи.Rig-3 Subject of the Invention A turbomachine stage, for example, an axial compressor, contains blades of the guide vane and impellers made of fiberglass, characterized in that, in order to increase rigidity, the blades of the blades are made in the form of conjugated vertical walls the profile of the blade, closed frames, the upper and lower walls of which form annular bandages.

SU1238088A STEP OF TURBO SU274300A1 (en)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
SU274300A1 true SU274300A1 (en)

Family

ID=

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4098559A (en) * 1976-07-26 1978-07-04 United Technologies Corporation Paired blade assembly
RU2334900C1 (en) * 2007-03-05 2008-09-27 Искандер Гайфиевич Зайнулин Impeller machine axial compressor stage impeller
RU2556945C2 (en) * 2010-03-12 2015-07-20 Текспейс Аеро С.А. Stage of axial compressor of turbine machine with drum rotor
RU2719193C2 (en) * 2014-07-04 2020-04-17 Нуово Пиньоне СРЛ Turbo machine turbine manufacturing by tubular components assembly

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4098559A (en) * 1976-07-26 1978-07-04 United Technologies Corporation Paired blade assembly
RU2334900C1 (en) * 2007-03-05 2008-09-27 Искандер Гайфиевич Зайнулин Impeller machine axial compressor stage impeller
RU2556945C2 (en) * 2010-03-12 2015-07-20 Текспейс Аеро С.А. Stage of axial compressor of turbine machine with drum rotor
RU2719193C2 (en) * 2014-07-04 2020-04-17 Нуово Пиньоне СРЛ Turbo machine turbine manufacturing by tubular components assembly
US10697465B2 (en) 2014-07-04 2020-06-30 Nuovo Pignone Srl Manufacturing of a turbomachine impeller by assembling a plurality of tubular components

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3501090A (en) Composite bladed rotors
KR101245422B1 (en) Compressor
EP1247944B1 (en) Gas turbine frame
US8172525B2 (en) Centrifugal compressor
US9097124B2 (en) Gas turbine engine stator vane assembly with inner shroud
EP2977558A1 (en) An annular support, a casing, and vane assembly
RU2561794C2 (en) Stator of compressor of axial turbine machine and compressor of axial turbine machine
US2641191A (en) Guide means on impeller for centrifugal pumps or blowers
EP2737179B1 (en) Centrifugal impeller and turbomachine
RU2396436C2 (en) Gas turbine engine and its intermediate assembly
US6497550B2 (en) Gas turbine engine blade containment assembly
GB785466A (en) Shroud ring construction for turbines and compressors
CA2934159C (en) Axial turbomachine compressor casing
SU274300A1 (en) STEP OF TURBO
US3642379A (en) Rotary gas-handling machine and rotor therefor free of vibration waves in operation
US10156243B2 (en) Composite splitter lip for axial turbomachine compressor
EP2151546A2 (en) A method of assembling a multi-stage turbine or compressor
JP7591871B2 (en) Impeller for centrifugal compressor, and centrifugal compressor
US20110274540A1 (en) Turbomachine casing
CN109695480A (en) Turbogenerator comprising aligning component
GB2541114A (en) An aviation turbine engine fan assembly including a fitted platform
RU144432U1 (en) DISC SECOND STAGE OF THE TORBOJET ENGINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ROTOR
US20170363104A1 (en) Composite rotatable assembly for an axial-flow compressor
US2404609A (en) Centrifugal compressor
RU5063148A (en) STATOR AXIAL COMPRESSOR GAS TURBINE ENGINE