Ротор высокотемпературной турбины



Ротор высокотемпературной турбины
Ротор высокотемпературной турбины

 


Владельцы патента RU 2449145:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор высокотемпературной турбины состоит из диска турбины, соединенного с валом при помощи фланцевого соединения. Вал состоит из радиальных, соединенных резьбовым соединением фланцев диска и вала, а также из кольцевой упругой перемычки между ступицей диска и его фланцем. Перемычка выполнена конической и направлена от ступицы к оси ротора. Во фланце диска со стороны фланца вала выполнены С-образные пазы, соединяющие воздушные полости с внутренней и с внешней стороны от перемычки. Отношение диаметра внутренней поверхности перемычки в месте ее стыковки со ступицей диска к диаметру внешней поверхности перемычки в месте ее стыковки с фланцем диска составляет 0,9…1,5. Изобретение позволяет повысить надежность ротора высокотемпературной турбины путем снижения напряжений во фланцевом соединении диска с валом турбины. 2 ил.

 

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен ротор высокотемпературной турбины, в котором диск турбины установлен на валу с помощью шлицевого соединения (патент RU №2386831).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность, так как шлицевое соединение выполняется с малыми радиусами в шлицах, что приводит к повышенной концентрации напряжений.

Наиболее близким к заявляемому является ротор высокотемпературной турбины, в котором диск турбины установлен на валу с помощью фланцевого соединения (патент RU №2261350).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за наличия радиальных отверстий в кольцевой цилиндрической упругой перемычке, соединяющей кольцевой радиальный фланец диска с его ступицей. Повышенные напряжения растяжения, возникающие в ступице диска под действием центробежных сил, распространяются и по цилиндрической перемычке, что приводит к концентрации напряжений вокруг радиальных отверстий, предназначенных для прохода охлаждающего воздуха, и к снижению запасов прочности.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности ротора высокотемпературной турбины путем снижения напряжений во фланцевом соединении диска с валом турбины.

Сущность технического решения заключается в том, что в роторе высокотемпературной турбины с фланцевым соединением диска турбины с валом, состоящим из радиальных, соединенных резьбовым соединением фланцев диска и вала, а также из кольцевой упругой перемычки между ступицей диска и его фланцем, согласно изобретению перемычка выполнена конической и направлена от ступицы к оси ротора, а во фланце диска со стороны фланца вала выполнены С-образные пазы, соединяющие воздушные полости с внутренней и с внешней стороны от перемычки, при этом отношение D/D1=0,9…1,5, где:

D - диаметр внутренней поверхности перемычки в месте ее стыковки со ступицей диска;

D1 - диаметр внешней поверхности перемычки в месте ее стыковки с фланцем диска.

Диск ротора турбины крепится на валу фланцевым соединением с помощью резьбовых шпилек с передней и задней гайками. Осевые отверстия во фланце диска под шпильки являются концентраторами напряжений, и выполнение перемычки между ступицей и фланцем диска конической и направленной от ступицы к оси ротора позволяет отсечь возникающие в ступице диска при работе ротора турбины напряжения от фланца диска, что повышает циклическую долговечность фланца диска.

Выполнение во фланце диска со стороны фланца вала С-образных пазов, соединяющих воздушные полости с внутренней и с внешней стороны от перемычки, позволяет организовать охлаждение ступицы диска без выполнения отверстий в перемычках, что повышает циклическую долговечность перемычек диска и надежность ротора в целом.

При D/D1<0,9 - возможно поступление повышенных напряжений со ступицы диска на фланец, что приводит к снижению его надежности.

При D/D1>1,5 - увеличиваются осевые габариты соединения диска с валом.

На фиг.1 изображен продольный разрез ротора высокотемпературной турбины.

На фиг.2 - сечение А-А на фиг.1.

Ротор высокотемпературной турбины 1 состоит из диска 2, зафиксированного фланцевым соединением 3 на валу 4. Фланцевое соединение 3 состоит из радиального кольцевого фланца 5 диска 2, зафиксированного с помощью осевой резьбовой шпильки 6, а также передней 7 и задней 8 гаек на радиальном кольцевом фланце 9 вала 4. Фланец 5 диска 2 соединен со ступицей 10 упругой конической перемычкой 11, направленной от ступицы 10 к оси 12 ротора 1. Перемычка 11 выполнена с внутренней 13 и с внешней 14 поверхностями, которые выполнены по образующей конуса. Радиальный фланец 5 диска 2 зафиксирован на фланце 9 вала 4 в радиальном направлении внешним 15 и внутренним 16 кольцевыми осевыми ребрами, и для организации охлаждения ступицы 10 и полотна 17 диска 2 фланец 5 со стороны фланца 9 вала 4 выполнен с С-образными пазами 18, число которых равно числу резьбовых шпилек 6 и с помощью которых воздушная полость 19 с внутренней стороны от упругой перемычки 11 соединена с воздушной полостью 20 с внешней стороны от перемычки 11.

Работает устройство следующим образом.

При работе ротора высокотемпературной турбины 1 перемычка 11, выполненная конической и поэтому имеющая повышенную радиальную жесткость, повышает радиальную жесткость ротора 1 в целом, что повышает его надежность. Охлаждающий воздух 21, протекающий по С-образным пазам, охлаждает фланцевое соединение 3 диска 2 с валом 4, что также повышает надежность ротора 1.

Ротор высокотемпературной турбины с фланцевым соединением диска турбины с валом, состоящим из радиальных, соединенных резьбовым соединением фланцев диска и вала, а также из кольцевой упругой перемычки между ступицей диска и его фланцем, отличающийся тем, что перемычка выполнена конической и направлена от ступицы к оси ротора, а во фланце диска со стороны фланца вала выполнены С-образные пазы, соединяющие воздушные полости с внутренней и с внешней стороны от перемычки, при этом отношение D/D1=0,9…1,5,
где D - диаметр внутренней поверхности перемычки в месте ее стыковки со ступицей диска;
D1 - диаметр внешней поверхности перемычки в месте ее стыковки с фланцем диска.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к турбовинтовентиляторным двигателям авиационного применения. .

Изобретение относится к системе охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к охлаждению междисковой полости турбины воздухом, отбираемым из компрессора. .

Изобретение относится к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к конструкциям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения

Изобретение относится к области двигателестроения, преимущественно к системам подачи охлаждающего воздуха к подшипниковым опорам газотурбинного двигателя

Изобретение относится к системе охлаждения в газотурбинном двигателе, таком, например, как авиационный турбореактивный двигатель, и, в частности, к системе охлаждения створок реактивного сопла и, более конкретно, к заслонке с клапаном, являющейся частью этой системы охлаждения

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения
Наверх