Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя

 

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя содержит ротор с промежуточным элементов между дисками ротора. Промежуточный элемент выполнен из двух закрепленных на валу ротора с помощью фланца промежуточных дисков. Промежуточные диски установлены с упругой деформацией полотен в направлении, противоположном потоку газа в проточной части турбины, и выполненных с гибкими полотнами, ступицы которых соприкасаются по торцам. Изобретение повышает надежность и технологичность конструкции турбины. 2 ил.

Изобретение относится к производству газотурбинных двигателей авиационного и наземного назначений.

Известна турбина газотурбинного двигателя, междисковая полость в которой разделена с помощью диафрагмы, закрепленной на сопловом аппарате [1]. Недостатком такой турбины является низкая надежность из-за возможности попадания горячих газов в междисковую полость и перегрева дисков.

Известна также высокотемпературная турбина, междисковая полость которой перекрыта с помощью промежуточного диска [2].

Однако такая конструкция является неразборной, т.к. промежуточный и основные диски зафиксированы между собой в осевом направлении с помощью радиальных штифтов, которые при разборке необходимо высверливать. Кроме того, известная конструкция недостаточно надежна, т.к. из-за разных темпов нагрева основные и промежуточный диски могут перемещаться друг относительно друга в радиальном направлении, что вызовет смещение штифтов и выпадение их в проточную часть двигателя.

Наиболее близкой к предложенному изобретению является высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, содержащая ротор с промежуточным элементом между дисками ротора, при этом промежуточный элемент выполнен из двух закрепленных на валу ротора с помощью фланца промежуточных дисков, выполненных с гибкими полотнами, ступицы которых соприкасаются по торцам [3].

Недостатком известной турбины является недостаточно высокая надежность и технологичность.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности и технологичности конструкции турбины за счет упругой деформации полотен промежуточных дисков в направлении, противоположном течению газа в проточной части турбины.

Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной турбине газотурбинного двигателя, содержащей ротор с промежуточным элементом между дисками ротора, согласно изобретению промежуточный элемент выполнен из двух закрепленных на валу ротора с помощью фланца промежуточных дисков, установленных с упругой деформацией полотен в направлении, противоположном потоку газа в проточной части турбины, и выполненных с гибкими полотнами, ступицы которых соприкасаются по торцам.

Выполнение промежуточных элементов в виде двух промежуточных дисков, закрепленных на валу ротора, установленных с упругой деформацией полотен, упрощает процесс разборки турбины, тем самым повышая технологичность конструкции.

Гибкие полотна дисков, ступицы которых соприкасаются по торцам, существенно повышают надежность конструкции за счет их упругой деформации в направлении, противоположном потоку газа в проточной части турбины, причем упругая деформация осуществляется с помощью фланца, воздействующего на ступицу промежуточного диска.

На фиг.1 представлен продольный разрез турбины заявляемой конструкции.

На фиг. 2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, где штриховыми линиями представлено положение полотен и ступиц промежуточных дисков в свободном состоянии, основными линиями - положение полотен и ступиц с торцовым натягом после постановки фланца.

Высокотемпературная турбина 1 состоит из статора 2 и ротора 3, который в свою очередь состоит из вала 4, на котором установлены диски I и II ступеней 5 и 6 с рабочими лопатками I и II ступеней 7 и 8 соответственно. Междисковая полость А перекрыта от попадания в нее газа 9, протекающего в проточной части 10 турбины 1 с помощью переднего 11 и заднего 12 промежуточных дисков, состоящих из ободов 13 и 14, полотен 15, 16 и ступиц 17, 18 соответственно. Из-за промежуточной ступени компрессора (не показана) в полость А подается охлаждающий воздух 19. Газ 9 поступает в полость 20 за рабочей лопаткой I ступени 7, далее - в лабиринтную полость 21 лабиринта 22, образованного гребешками 23 на ободах 13 и 14 и сотовым уплотнителем 24 на сопловой лопатке II ступени 25, за которой расположена газовая полость 26.

В полотнах 15, 16 промежуточных дисков 11 и 12, а также в ободе 14 промежуточного диска 12 выполнены отверстия 27, 28 и 29 соответственно. Для охлаждения обода 13 переднего промежуточного диска 11 в отверстия 30 через кольцевую полость 31 подается из компрессора охлаждающий воздух высокого давления 32. Передний промежуточный диск 11 передним торцем 33 обода 13 соприкасается с торцем 34 обода 35 диска I-й ступени 5. А ободы 13 и 14 промежуточных дисков 11 и 12 соприкасаются между собой торцами 36 и 37. Задний промежуточный диск 12 соприкасается задним торцем 38 с торцем 39 обода 40 диска 6 с небольшим зазором.

Фланец 41 закреплен болтами 42 к валу ротора 3. Для осуществления торцового натяга по обоим промежуточным дискам 11 и 12 их ступицы 17 и 18 соприкасаются по торцам 43 и 44. Фланец 45 служат для фиксации промежуточного диска 11 в окружном направлении.

При работе двигателя на промежуточном режиме (например, сброс газа) ободы 13, 14 промежуточных дисков 11 и 12 остывают быстрее, чем ободы 35, 40 основных дисков 5 и 6 соответственно. В этом случае возможно подтекание газа в воздушную полость А, в которую поступает воздух 19 из промежуточной ступени компрессора, т. к. давление воздуха 19 в полости А ниже, чем давление газа в полостях 20 и 21. В этом случае с помощью фланца 41 и болтов 42 за счет гибкости полотен 15, 16 промежуточных дисков 11, 12 обеспечивается соприкасание ободов 35 и 13 основного диска 5 и промежуточного диска 11 по торцам 33, 34 и ободов 13, 14 промежуточных дисков 11, 12 по торцам 36, 37, что исключает попадание газов в полость А и перегрев рабочей лопатки II ступени 8, а также исключает "паразитные" утечки воздуха 32, идущего на охлаждение рабочей лопатки I ступени 7.

При этом возможно появление небольшого зазора по торцам 38, 39 между ободом 14 второго промежуточного диска 12 и ободом 40 основного диска 6, что не приводит к попаданию газа в рабочую лопатку II ступени 8, т.к. давление газа в полости 26 за сопловым аппаратом II cтупени ниже, чем давление воздуха 19 в полости А.

Источники информации 1. В.А. Шварц. Конструкции газотурбинных установок, Машиностроение, Москва, 1970, стр. 239, рис.167.

2. В.А. Шварц. Конструкции газотурбинных установок, Машиностроение, Москва, 1970, стр. 256, рис.184.

3. RU 2042832, МПК 7 F 01 D 5/06, 1995.

Формула изобретения

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, содержащая ротор с промежуточным элементом между дисками ротора, отличающаяся тем, что промежуточный элемент выполнен из двух закрепленных на валу ротора с помощью фланца промежуточных дисков, установленных с упругой деформацией полотен в направлении, противоположном потоку газа в проточной части турбины, и выполненных с гибкими полотнами, ступицы которых соприкасаются по торцам.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

QZ4A - Регистрация изменений (дополнений) лицензионного договора на использование изобретения

Лицензиар(ы): Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"

Вид лицензии*: НИЛ

Лицензиат(ы): Открытое акционерное общество "Пермский моторный завод"

Характер внесенных изменений (дополнений):Из предмета договора №РД0004722 исключены патенты на изобретения №№ 2187023, 2193678, 2198311, 2199680, 2204723, 2211337, 2220285, 2225945, 2227232, 2230195. Изменены порядок оплаты и размер вознаграждения.

Дата и номер государственной регистрации договора, в который внесены изменения: 06.12.2005 № РД0004722

Извещение опубликовано: 27.08.2010        БИ: 24/2010

* ИЛ - исключительная лицензия НИЛ - неисключительная лицензия