Ротор двухступенчатой турбины
Ротор двухступенчатой турбины содержит два промежуточных диска, размещенных между рабочими дисками и имеющих полотна и ободы с опорной и консольными частями. Отношение длины опорной части обода промежуточного диска между полотном диска и торцом соседнего рабочего диска к длине консольной части обода промежуточного диска 1,4 - 2,5. Изобретение приводит к повышению надежности ротора за счет исключения поломки промежуточных дисков из-за несимметричности нагрузки. 2 ил.
Изобретение относится к области турбостроения, а точнее к турбинам газотурбинных двигателей.
Известен ротор двухступенчатой турбины газотурбинного двигателя, содержащий вал, диски первой и второй ступеней с охлаждаемыми рабочими лопатками, а также промежуточный диск между рабочими дисками первой и второй ступеней, установленный опорными поверхностями обода на соответствующие опорные поверхности ободов дисков первой и второй ступеней [1]. Такая конструкция отличается простотой, однако, при высоких температурах газа, протекающего над ободом промежуточного диска, и высоких окружных скоростях обода высока вероятность выпучивания обода и его полома. Известен также ротор двухступенчатой турбины, включающий два промежуточных диска, размещенных между рабочими дисками. Однако из-за несимметричности нагрузки высока вероятность поломки полотна промежуточного диска, что приводит к снижению надежности ротора турбины [2]. Техническая задача, решаемая изобретение, заключатся в повышении надежности ротора за счет исключения поломки промежуточных дисков из-за несимметричности нагрузки. Данная задача решается за счет того, что в роторе двухступенчатой турбины, включающем два промежуточных диска, размещенных между рабочими дисками и имеющих полотна и ободы с опорной и консольными частями, согласно изобретению отношение длины опорной части обода промежуточного диска между полотном диска и торцем соседнего рабочего диска (L) к длине консольной части обода промежуточного диска (l) составляет 1,4-2,5. При высоких температурах и больших окружных скоростях обод промежуточного диска не может нести нагрузку от собственных центробежных сил и стремится разорваться. Поэтому нагрузка от центробежных сил обода воспринимается в основном полотном и ступицей промежуточного диска, а часть центробежной нагрузки от опорной части, примыкающей к рабочему диску, воспринимается ободом этого диска. Во избежание появления изгибных напряжений на полотне промежуточного диска нагрузка на полотно должна быть симметричной с учетом неравномерностей толщины обода по его длине и его температуры. Такая симметричность нагрузки достигается в том случае, когда отношение длины опорной части обода промежуточного диска между полотном диска и торцем соседнего рабочего диска (l) составляет 1,4-2,5. При отношении L/l < 1,4 или > 2,5 возникают изгибные напряжения в полотнах 9,10 промежуточных дисков 5 и 6. Изобретение иллюстрируется следующими фигурами. На фиг. 1 показан продольный разрез ротора турбины с двумя промежуточными дисками. На фиг. 2 представлен элемент l на фиг. 1 в увеличенном виде. Ротор двухступенчатой турбины 1 состоит из вала 2, на котором установлены рабочие диски первой ступени 3 и второй ступени 4, между которыми размещены передний 5 и задний 6 промежуточные диски, каждый из которых состоит из обода 7 и 8, полотна 9 и 10, а также ступиц 11 и 12 соответственно. Рабочие диски 3 и 4 включают в себя ободы 13 и 14, по цилиндрическим поверхностям 15 и 16 которых с помощью осевых цилиндрических выступов 17 и 18 промежуточные диски 5 и 6 установлены на рабочих дисках 3 и 4. Ободы 13 и 14 рабочих дисков 3 и 4 "охватывают" кольцевые осевые выступы 17 и 18 промежуточных дисков 5 и 6. Ободы 7 и 8 состоят из консольных 21, 22 и опорных 23, 24 частей. На ободах 13 и 14 рабочих дисков 3 и 4 установлены охлаждаемые рабочие лопатки первой и второй ступеней 19 и 20 соответственно. Устройство работает следующим образом. При работе турбины из-за высокого уровня температур и центробежных сил кольцевые ободы 7 и 8, омываемые по периферии высокотемпературной газовоздушной смесью, удерживаются полотнами 9 и 10 со ступицами 11 и 12, а также ободами 13 и 14 рабочих дисков 3, 4, которые имеют более низкую рабочую температуру, т.к. прикрыты охлаждаемыми рабочими лопатками 19 и 20. Части 23 и 24 ободов промежуточных дисков 5 и 6, примыкающие к ободам 13 и 14 рабочих дисков 3 и 4, являются опорными, т.к. удерживаются с помощью ободов 13 и 14 через кольцевые осевые выступы 17 и 18 с одной стороны и полотном 9 или 10 промежуточных дисков 5 и 6 - с другой стороны. Нагрузки между ними распределены равномерно и симметрично, поэтому полотна 9 и 10 не испытывают при работе изгибных напряжений, что исключает поломку промежуточных дисков 5 и 6 и повышает надежность ротора. Источники информации: 1. Шварц В.А. Конструкции газотурбинных установок, М., Машиностроение, 1970, с. 225. 2. Патент РФ N 1130008, F 01 D 5/18, F 02 C 7/12, 1982 г.Формула изобретения
Ротор двухступенчатый турбины, включающий два промежуточных диска, размещенных между рабочими дисками и имеющих полотна и ободы с опорной и консольной частями, отличающийся тем, что отношение длины опорной части обода промежуточного диска между полотном диска и торцом соседнего рабочего диска к длине консольной части обода промежуточного диска 1,4 - 2,5.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2
Похожие патенты:
Ротор турбины газотурбинного двигателя // 2162947
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а точнее - к ротору турбины ГТД
Двухступенчатая газовая турбина // 2147689
Изобретение относится к области турбостроения, а именно к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей
Ротор газотурбинного двигателя // 2146765
Изобретение относится к трубостроению, а более конкретно - к турбинам газотурбинных двигателей (ГТД)
Ротор турбины // 2146764
Ротор компрессора // 2141035
Изобретение относится к области авиационного и наземного двигателестроения, а именно роторов компрессора турбореактивного двигателя
Ротор многоступенчатой турбины // 2130124
Изобретение относится к высокооборотным, высокотемпературным газовым турбинам, применяемым в энергетических установках и современных авиационных ГТД
Крепление диска турбомашины к валу // 2042832
Изобретение относится к энергетическому машиностроению, в частности к авиационным газотурбинным двигателям (ГТД)
Сварной барабанный ротор турбомашины // 2033525
Изобретение относится к трубостроению, может быть использовано в конструкциях роторов паровых и газовых турбин, трубокомпрессоров и позволяет повысить надежность ротора путем преобразования растягивающих осевых напряжений от центробежных сил в корне сварных швов в сжимающие
Одновальная газотурбинная установка // 2180043
Изобретение относится к производству газотурбинных двигателей авиационного и наземного назначений
Ротор турбомашины // 2209985
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к роторам турбомашин
Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано в конструкциях турбин авиационных двигателей и газотурбинных установок наземного применения
Ротор турбины газотурбинного двигателя // 2213228
Изобретение относится к области турбомашин, конкретно к конструктивным элементам роторов турбин газотурбинных двигателей, выполняющих кроме своих основных функций, таких как привод ротора компрессора, расширение и закрутку газового потока в газодинамическом тракте, также и другие ответственные функции, обеспечивающие надежную работу газотурбинных двигателей
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения
Ротор многоступенчатой турбины // 2230195
Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах авиационных двигателей и газотурбинных установках наземного применения
Составной полый вал газотурбинного двигателя // 2260149
Изобретение относится к составным валам с разъемными соединениями
Ротор паровой турбины // 2282038
Изобретение относится к устройству ротора, преимущественно с вильчатым соединением венцов с рабочими лопатками отсеков высокого давления и среднего давления паровой турбины, в частности к мощной влажнопаровой турбине атомной электрической станции
Проточная часть паровой турбины // 2296224
Изобретение относится к области энергетического машиностроения, а именно к цилиндрам низкого давления для конденсационных паровых турбин