Ротор турбины газотурбинного двигателя



Ротор турбины газотурбинного двигателя
Ротор турбины газотурбинного двигателя
Ротор турбины газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2453709:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к области двигателестроения. Ротор турбины газотурбинного двигателя содержит диски первой и второй ступеней. Диски соединены между собой с помощью осевых шпилек в радиальных кольцевых ребрах. Фланец диска второй ступени выполнен Г-образным с радиальным кольцевым ребром, направленным от оси ротора. В радиальном ребре диска первой ступени между отверстиями под шпильки выполнены направленные к оси ротора выемки. В радиальном ребре диска второй ступени между отверстиями под шпильки выполнены выемки, направленные от оси ротора. Выемки диска второй ступени совмещены с выемками диска первой ступени и образуют каналы подвода охлаждающего воздуха. Число выемок равно числу шпилек. Фланец диска первой ступени включает направленный к диску второй ступени осевой кольцевой выступ, по внутренней поверхности которого установлено радиальное ребро диска второй ступени, при этом отношение диаметра окружности, на которой расположена наиболее удаленная от оси ротора верхняя точка В поверхности выемки диска первой ступени к диаметру окружности, на котором расположена наиболее удаленная от оси ротора точка Г поверхности отверстия под шпильку, составляет 1,01…1,3; а отношение диаметра окружности, на котором расположена наиболее близкая к оси ротора точка Д поверхности отверстия под шпильку к диаметру окружности, на которой расположена наименее удаленная от оси ротора наружная точка Е поверхности выемки диска второй ступени, составляет 1,01…1,4. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины. 3 ил.

 

Изобретение относится к области двигателестроения.

Известен ротор турбины газотурбинного двигателя, в котором радиальные кольцевые ребра дисков соединены между собой осевым болтовым соединением (патент США №6883303, F02C 7/20, 2003 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность, так как из-за увеличенных осевых габаритов болтов необходимо увеличивать осевое расстояние между ступицами дисков ротора турбины, что снижает их прочность.

Наиболее близким к заявляемому является ротор турбины с дисками первой и второй ступени, соединенными между собой радиальными кольцевыми ребрами с помощью осевых шпилек и гаек, причем фланец диска первой ступени выполнен Г-образным и с ребром, направленным к оси ротора (патент РФ №2369746, F01D 5/06, 2009 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в отверстиях, которые выполнены для прохода охлаждающего воздуха в упругих элементах, соединяющих радиальные ребра дисков с их ступицами и которые являются концентраторами напряжений, так как расположены в непосредственной близости от ступиц дисков.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности путем исключения концентраторов напряжений в упругих элементах фланцев дисков первой и второй ступеней, а также уменьшения концентраторов напряжений в отверстиях, выполненных в радиальных ребрах под осевые шпильки.

Сущность изобретения заключается в том, что в роторе турбины газотурбинного двигателя с дисками первой и второй ступеней, соединенными с помощью осевых шпилек в радиальных кольцевых ребрах и с фланцем диска первой ступени, согласно изобретению фланец диска второй ступени выполнен Г-образным с радиальным кольцевым ребром, направленным от оси ротора, в радиальном ребре диска первой ступени между отверстиями под шпильки выполнены направленные к оси ротора выемки, в радиальном ребре диска второй ступени между отверстиями под шпильки выполнены выемки, направленные от оси ротора и совмещенные с выемками диска первой ступени с образованием каналов подвода охлаждающего воздуха, причем число выемок равно числу шпилек, а фланец диска первой ступени включает направленный к диску второй ступени осевой кольцевой выступ, по внутренней поверхности которого установлено радиальное ребро диска второй ступени, при этом

где D - диаметр окружности, на которой расположена наиболее удаленная от оси ротора верхняя точка В поверхности выемки диска первой ступени;

d - диаметр окружности, на котором расположена наиболее удаленная от оси ротора точка Г поверхности отверстия под шпильку;

d1 - диаметр окружности, на котором расположена наиболее близкая к оси ротора точка Д поверхности отверстия под шпильку;

D1 - диаметр окружности, на которой расположена наименее удаленная от оси ротора наружная точка Е поверхности выемки диска второй ступени.

Выполнение фланца диска второй ступени также Г-образным, с радиальным кольцевым ребром, направленным от оси ротора, позволяет выполнить каналы подвода охлаждающего воздуха только в радиальных кольцевых фланцах, т.е. на максимальном удалении от ступиц дисков, что способствует снижению концентрации напряжений и повышению циклической долговечности дисков.

Выполнение в радиальном ребре диска первой ступени между отверстиями под шпильки направленных к оси ротора выемок позволяет существенно снизить уровень напряжений растяжения в отверстиях под шпильки с одновременным образованием канала подвода охлаждающего воздуха, также снижается вес конструкции.

Выполнение в радиальном ребре диска второй ступени между отверстиями под шпильки выемок, совмещенных с выемками диска первой ступени, с образованием каналов подвода охлаждающего воздуха и с числом выемок, равным числу шпилек, позволяет снизить гидравлические потери охлаждающего воздуха за счет увеличенной проходной площади каналов подвода воздуха при одновременном снижении уровня напряжений в отверстиях под шпильки, что повышает циклическую долговечность диска второй ступени.

Выполнение фланца диска первой ступени с направленным к диску второй ступени осевым кольцевым выступом, по внутренней поверхности которого устанавливается радиальное ребро диска второй ступени, позволяет обеспечить взаимную фиксацию дисков в радиальном направлении, что повышает надежность конструкции.

При отверстия под шпильки могут попасть в зону повышенных напряжений растяжения, которые распространяются от ступицы диска первой ступени по Г-образному фланцу на радиальное ребро и которые отсекаются выемками между отверстий под шпильки. В случае, если , излишне ослабляется выемками радиальное кольцевое ребро диска первой ступени.

При возможно попадание отверстий под шпильки в зону повышенных напряжений растяжения, распространяющихся от ступицы диска второй ступени по Г-образному фланцу на радиальный фланец и которые отсекаются выемками в радиальном ребре диска второй ступени, а при излишне ослабляется выемками радиальное ребро диска второй ступени.

Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.

На фиг.1 показан продольный разрез ротора турбины, на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1, на фиг.3 представлено сечение Б-Б на фиг.2.

Ротор турбины 1 газотурбинного двигателя состоит из диска первой ступени 2 и диска второй ступени 3, соединенных между собой фланцевым соединением 4 с помощью резьбовой шпильки 5, а также передней 6 и задней 7 гаек, стягивающих между собой кольцевое радиальное направленное к оси 8 ротора 1 ребро 9 Г-образного фланца 10 диска первой ступени 2 и радиальное кольцевое направленное от оси 8 ротора 1 ребро 11 Г-образного фланца 12 диска второй ступени 3.

В радиальном ребре 9 диска первой ступени 2 между отверстиями 13 под шпильки 5 выполнены направленные к оси 8 ротора 1 выемки 14, а в радиальном ребре 11 диска второй ступени 3 между отверстиями 15 под шпильки 5 выполнены направленные от оси 8 выемки 16, совмещенные с выемками 14 в диске первой ступени 2 с образованием каналов 17 подвода охлаждающего воздуха 18 на рабочие лопатки второй ступени (не показано). Для снижения гидравлического сопротивления потока воздуха 18 число каналов 17 выполнено равным числу шпилек 5, т.е. максимально большим.

Радиальное ребро 9 Г-образного фланца 10 соединено со ступицей 19 диска первой ступени 2 кольцевой упругой перемычкой 20, а радиальное ребро 11 Г-образного фланца 12 соединено со ступицей 21 диска второй ступени 3 кольцевой перемычкой 22, что позволяет передавать крутящий момент с диска второй ступени 3 на диск первой ступени 2.

Фланец 10 диска первой ступени 2 выполнен с направленным к диску второй ступени 3 осевым кольцевым выступом 23, по внутренней поверхности 24 которого устанавливается радиальное ребро 11 Г-образного фланца 12 диска второй ступени 3.

Выемки 14 в ребре 9 выполнены с внешней поверхностью 25, которая расположена на большем диаметре D от оси 8 ротора 1 по отношению к наиболее удаленной от оси ротора поверхности 26 отверстий 13 под шпильки 5 (точка Г), а выемки 16 в ребре 11 диска второй ступени 3 выполнены с внутренней поверхностью 27, расположенной ближе к оси 8 ротора 1 (точка Е), чем наиболее близкая к оси 8 поверхность 28 отверстий 15 под шпильки 5 (точка Д).

Работает данное устройство следующим образом.

При работе ротора турбины 1 в ступице 19 диска первой ступени 2 и в ступице 21 диска второй ступени 3 под действием центробежных сил возникают значительные напряжения растяжения, которые могли бы по перемычкам 20 и 22 распространиться до отверстий 13 и 15, которые являются концентраторами напряжений и с которых могло бы начаться образование трещин сначала в радиальных ребрах 9 и 11, а затем, по мере развития дефекта - и в ступицах 19 и 21. Однако этого не происходит, так как выемки 14 в радиальном ребре 9 диска первой ступени 2, выполненные по внешней своей поверхности 25 на большем диаметре D по отношению к наиболее удаленной от оси ротора поверхности 26 отверстий 13 (точка Г), отсекают распространяющуюся по перемычке 20 зону повышенных напряжений от отверстий 13, повышая таким образом циклическую долговечность диска первой ступени 2.

Выемки 16 в ребре 11 диска второй ступени 3, выполненные с внутренней поверхностью 27, расположенной на меньшем диаметре D1 по отношению к наиболее близкой к оси 8 ротора 1 поверхности 28 отверстий 15 под шпильки 5 (точка Д), также отсекают распространяющуюся по перемычке 22 от ступицы 21 зону повышенных напряжений от отверстий 15, что повышает циклическую долговечность диска второй ступени 3.

Ротор турбины газотурбинного двигателя с дисками первой и второй ступеней, соединенными с помощью осевых шпилек в радиальных кольцевых ребрах и с фланцем диска первой ступени, отличающийся тем, что фланец диска второй ступени выполнен Г-образным с радиальным кольцевым ребром, направленным от оси ротора, в радиальном ребре диска первой ступени между отверстиями под шпильки выполнены направленные к оси ротора выемки, в радиальном ребре диска второй ступени между отверстиями под шпильки выполнены выемки, направленные от оси ротора и совмещенные с выемками диска первой ступени с образованием каналов подвода охлаждающего воздуха, причем число выемок равно числу шпилек, а фланец диска первой ступени включает направленный к диску второй ступени осевой кольцевой выступ, по внутренней поверхности которого установлено радиальное ребро диска второй ступени, при этом , ,
где D - диаметр окружности, на которой расположена наиболее удаленная от оси ротора верхняя точка В поверхности выемки диска первой ступени;
d - диаметр окружности, на котором расположена наиболее удаленная от оси ротора точка Г поверхности отверстия под шпильку;
d1 - диаметр окружности, на котором расположена наиболее близкая к оси ротора точка Д поверхности отверстия под шпильку;
D1 - диаметр окружности, на которой расположена наименее удаленная от оси ротора наружная точка Е поверхности выемки диска второй ступени.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газовой турбине, содержащей, по меньшей мере, один ротор, который имеет расположенные в нескольких плоскостях на окружности роторных дисков рабочие лопатки, при этом стяжной болт проходит вдоль выемок в роторных дисках и удерживает роторные диски вместе в виде одного блока, и при этом ротор дополнительно имеет, по меньшей мере, один кольцеобразно окружающий стяжной болт канал, при этом, по меньшей мере, в одном канале предусмотрена, по меньшей мере, одна выполненная кольцеобразно распорка для фиксации положения стяжного болта относительно средней оси ротора, и распорка имеет выемки, которые расположены в радиальном направлении относительно стяжного болта или, соответственно, относительно его средней оси и проходят коаксиально.

Изобретение относится к ротору в соответствии с ограничительной частью пункта 1 формулы. .

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к модульному элементу турбины для таких двигателей. .

Ротор // 2377416
Изобретение относится к энергомашиностроению и может быть использовано при разработке и производстве высокооборотных роторов газотурбинных двигателей, содержащих осевой компрессор и приводящую его газовую турбину средней или большой мощности.

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано при проектировании и изготовлении составных валов барабанной конструкции для паровых турбин.

Изобретение относится к конструкциям роторов турбин авиационных газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к устройству для соединения кольцевых фланцев и, в частности, для скрепления деталей ротора и статора турбомашины. .

Изобретение относится к области теплоэнергетики и может быть использовано при проектировании и изготовлении теплофикационных турбин. .

Изобретение относится к ротору для лопаточной машины с осевым потоком, содержащему несколько расположенных стопкой роторных дисков, которые сжаты друг с другом в осевом направлении с помощью, по меньшей мере, одного стяжного болта и имеют каждый наружный диаметр

Изобретение относится к роторам компрессора газотурбинных турбовентиляторных двигателей

Изобретение относится к турбовентиляторным двигателям авиационного применения

Сегментированный ротор турбины содержит множество рядов лопаток турбины и множество сегментов ротора. Сегменты ротора включают первый сегмент ротора, соединенный со вторым сегментом ротора в шве. Шов содержит различные материалы от каждого из первого и второго сегментов ротора. Каждый из первого и второго сегментов ротора содержит материал, выбранный из группы, состоящей из суперсплава, мартенситной нержавеющей стали, низколегированной стали и титанового сплава. Первый сегмент ротора из множества сегментов ротора сегментированного ротора турбины содержит кольцевой сегмент ротора, имеющий ось, по существу параллельную центральной оси ротора. Кольцевой сегмент ротора образует полость, расположенную в его центре, и имеет внешнюю поверхность, поддерживающую более одного ряда из множества рядов лопаток турбины. Участок перегородки имеет первый конец и второй конец. Первый конец расположен вблизи центральной оси ротора. Фланцевый участок выполнен за одно целое со вторым концом участка перегородки. Фланцевый участок расположен параллельно центральной оси, тем самым образуя полость, расположенную между участком перегородки и фланцевым участком. Кольцевой сегмент ротора не имеет участка перегородки, проходящего радиально внутрь, тем самым образуя концентричную оболочку. Также объектом изобретения является турбина, содержащая внешнюю раму и сегментированный ротор турбины, описанный выше, расположенный внутри внешней рамы. Изобретение позволяет уменьшить массу сегментированного ротора. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к способу изготовления вала для турбины и/или генератора посредством сварного соединения и к валу, изготовленному упомянутым способом. Осуществляют удаление по меньшей мере с одной стороны основной ограничивающей круговой поверхности соответственно одной центральной части соответствующего элемента (5) вала относительно оси вращения (2) для получения соответственно одной открытой полости (11) по меньшей мере в одном цилиндре (3) в пределах оставшегося трубообразного ребра (13). Размещают два элемента (5) вала вдоль оси вращения (2) коаксиально друг другу с образованием полого пространства (15). Получают первый трубчатый кольцевой шов (17) посредством электродуговой сварки в узкий зазор. В одном из двух элементов (5) вала выполняют сквозное отверстие (18) снаружи в полое пространство (15). Осуществляют оценку качества первого трубчатого кольцевого шва (17) изнутри полого пространства (15) во время и/или после сварки посредством введенного через сквозное отверстие (18) в полое пространство (15) воспринимающего устройства (19) или источника (19а) излучения. Таким образом, можно непосредственно регулировать процесс сварки. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 2 ил.

Радиальный кольцевой фланец содержит на внутренней или внешней периферии чередование выступов, имеющих отверстия для стягивающих крепежных болтов, и впадин, а также средства предотвращения неверного углового соединения, препятствующие прохождению болтов во впадину. Средства предотвращения неверного углового соединения образованы дном, по меньшей мере, одной впадины внутренней или, соответственно, внешней периферии, радиус которой относительно оси турбомашины меньше или, соответственно, больше радиуса круга, внешне или, соответственно, внутренне касательного к отверстиям для прохода болтов в выступах. Другое изобретение группы относится к соединению элементов газотурбинного двигателя, содержащему указанный выше кольцевой фланец, скрепленный при помощи болтов с кольцевыми зажимами. Болты размещены в отверстиях зажимов и в отверстиях выступов фланца, а дно меньшего или, соответственно, большего радиуса размещено между двумя выступами фланца и между двумя выступами, по меньшей мере, одного из зажимов. Еще одно изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанное выше соединение. Изобретение позволяет исключить риск неверного монтажа кольцевого фланца. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения. Многоступенчатая газовая силовая турбина включает диски ротора, соединенные между собой фланцами с осевыми штифтами. С внутренней стороны от ступиц дисков установлен стяжной вал, на входном по потоку газа хвостовике которого радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осевом направлениях первый по потоку диск ротора турбины. Радиальное ребро расположено в междисковой полости между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом. Изобретение позволяет снизить габариты многоступенчатой газовой силовой турбины, а также повысить ее надежность. 2 ил.

Радиальный кольцевой фланец элемента ротора или статора турбины газотурбинного двигателя содержит на внутренней периферийной части или на наружной периферийной части, соответственно, чередующиеся выпуклые части и части с углублениями, содержащие донные зоны. Выпуклые части содержат отверстия для болтов крепления. Донная зона части с углублением, предотвращающей неправильное соединение, на внутренней периферийной части или на наружной периферийной части, соответственно, располагается радиально внутри или снаружи, соответственно, по отношению к окружности, центрированной на оси фланца и касательной снаружи или изнутри, соответственно, к отверстиям выпуклых частей. Обе части с углублениями, располагающиеся по одну и по другую стороны от части с углублением, предотвращающей неправильное соединение, имеют донную зону вогнутой формы, располагающуюся радиально снаружи или изнутри, соответственно, по отношению к по существу плоским донным зонам других частей с углублениями. Другие изобретения группы относятся к турбине низкого давления, содержащей указанный выше кольцевой фланец, а также газотурбинному двигателю, включающему такую турбину. Группа изобретений позволяет повысить надежность кольцевого фланца за счет снижения вероятности образования трещин в зонах концентрации напряжений. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх