Конструкция ротора турбины



Конструкция ротора турбины
Конструкция ротора турбины
Конструкция ротора турбины

 


Владельцы патента RU 2465464:

СНЕКМА (FR)

Конструкция ротора турбины содержит диск, по внешней окружности которого расположены выемки, лопатки, закрепленные в выемках, прокладку, размещенную между основанием лопатки и диском, и пластинки. Каждая прокладка содержит две боковины и основание, соединяющее боковины между собой. Каждая боковина располагается между опорной поверхностью основания лопатки и соответствующей опорной поверхностью диска. Каждая боковина изготовлена из первого материала, обладающего первым модулем Юнга с величиной Е при произвольной температуре, находящейся в диапазоне рабочей температуры прокладки. Пластинки плотно прилегают к опорным поверхностям диска и/или к опорным поверхностям основания лопатки и изготовлены из второго материала, обладающего вторым модулем Юнга с величиной от Е/20 до Е/5 при данной температуре. Другое изобретение группы относится к турбине, содержащей указанную выше конструкцию ротора. Изобретения позволяют повысить долговечность ножек лопаток и диска за счет снижения износа их опорных поверхностей. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение относится к такому типу конструкции ротора турбины, который содержит: диск ротора, по внешней окружности которого расположены выемки; лопатки, хвостовики которых закреплены в упомянутых выемках; прокладку, размещаемую между основанием лопатки и диском, при этом каждая прокладка содержит две боковины и основание, соединяющее эти боковины между собой, а каждая боковина располагается между опорной поверхностью основания лопатки и соответствующей опорной поверхностью диска.

Изобретение предназначено для всех типов турбин - наземных или авиационных, в том числе: турбореактивных и турбовинтовых двигателей, наземных газотурбинных установок и т.д. В частности, в двухконтурном турбореактивном двигателе с двойным потоком воздуха изобретение относится относиться к нагнетательному вентилятору (или «вентилятору»), компрессору низкого давления (или «бустер-компрессору»), компрессору высокого давления, турбине высокого давления или турбине низкого давления турбореактивного двигателя.

В настоящей заявке осевое направление соответствует направлению оси вращения А ротора турбины, а радиальное направление представляет собой направление, перпендикулярное оси А. Кроме того, прилагательные «внутренний» и «внешний», помимо того, что они имеют противоположные по смыслу значения, используются и в отношении радиального направления, при этом внутренняя часть (а именно радиально внутренняя) элемента располагается к оси А ближе, чем внешняя (а именно радиально внешняя) часть этого же элемента.

В конструкции ротора (т.е. конструкции, жестко соединенной с ротором) вышеупомянутого типа лопатки (регулируемые лопатки) крепятся на диске ротора посредством систем захватов, при этом речь может идти о прямом или изогнутом штыревом соединении, соединении с натягом или елочном захвате. Такие системы захватов представляют собой устройства, в которых основание лопатки являются частями, вставляемыми в охватывающие части системы и удерживаемыми там радиально, при этом охватывающие части выполнены по внешней окружности диска и обычно называются «выемками».

При начале вращения ротора лопатки подвергаются в основном воздействию центробежной силы, а также осевых аэродинамических сил, при этом основание лопатки под воздействием центробежных сил оказываются вплотную прижатыми к частям диска, которые являются окантовкой внешнего отверстия выемок. Поверхности ножек лопатки и диска, упирающиеся друг в друга, обычно называются «опорными поверхностями». На эти опорные поверхности оказывается давление, возникающее в результате упомянутого усилия, сказываемого на данные опорные поверхности. Можно считать, по первой приблизительной оценке, что данное давление зависит от квадрата скорости вращения ротора.

Понятно, что изменение скорости вращения ротора во время рабочего цикла турбины - от остановки до работы на полную мощность, с промежуточными режимами (торможение, руление, полет на крейсерской скорости, снижение, в случае авиационного двигателя), приводит к изменению давления на уровне опорных поверхностей, определение которым было дано ранее. Эти изменения давления, приводящие к упругим деформациям находящихся в контакте конструктивных элементов, вызывают перемещение ножек лопатки относительно диска. Эти относительные перемещения, называемые также (в зависимости от их характера) скольжением или размыканием, приводят, в случае их повторения, к разрушению опорных поверхностей лопаток или диска. Также может быть признано, что износу данных опорных поверхностей способствуют динамические движения лопаток при заданном режиме вращения (ответная реакция лопаток на чередующиеся нагрузки, установившегося или переходного характера). Кроме того, этот износ негативно влияет на срок эксплуатации турбины.

Применяют так называемые решения «анти-износ», т.е. задерживающие появление повреждений на соприкасающихся поверхностях, к таким решениям можно отнести решения, основанные на размещении третьего тела, называемого прокладкой, между основанием лопатки и диском. Такая прокладка позволяет, в частности, продублировать контактные поверхности (осуществляется переход от одной контактной поверхности лопатка/диск к двум контактным поверхностям лопатка/прокладка и прокладка/диск) и сократить относительные перемещения между контактирующими деталями, уменьшив, таким образом, износ, возникающий в процессе.

Описание известного примера использования прокладки вышеупомянутого типа приведено в документе FR 2890684. Данная прокладка полностью изготовлена из металла, при этом речь идет о сложенном соответствующим образом листе металла.

Задачей настоящего изобретения является предложить более эффективное, чем вышеуказанная прокладка, решение «анти-износа», т.е. обеспечивать наилучшим образом защиту опорных поверхностей лопаток и диска.

Данная задача решается посредством конструкции ротора турбины, содержащей диск ротора, по внешней окружности которого расположены выемки; лопатки, которые посредством своих ножек крепятся в выемках; прокладку, размещаемую между основанием лопатки и диском, при этом каждая прокладка содержит две боковины и основание, соединяющее эти боковины между собой, а каждая боковина располагается между опорной поверхностью основания лопатки и соответствующей опорной поверхностью диска, при этом каждая боковина изготовлена из первого материала, обладающего первым модулем Юнга величиной Е при произвольной температуре эксплуатации, находящейся в диапазоне рабочих температур прокладки, при этом данная конструкция ротора содержит пластинки, плотно прилегающие к опорным поверхностям диска и (или) к опорным поверхностям основания лопатки, при этом данные пластинки выполнены из второго материала, обладающего вторым модулем Юнга с величиной от Е/20 до Е/5 при данной температуре эксплуатации.

Следует отметить, что модуль Юнга материала меняется в зависимости от температуры данного материала, и, соответственно, величина Е зависит от температуры.

Под температурой эксплуатации следует понимать температуру, которая воздействует на прокладку при нормальных условиях эксплуатации при работающей турбине. В соответствии с настоящим изобретением, соотношение между указанными первым и вторым модулями Юнга, как это было определено выше, должно контролироваться для всех показателей температуры рабочего температурного диапазона прокладки.

Например, если прокладка входит в состав нагнетательного вентилятора или компрессора низкого давления авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя с двойным потоком воздуха, то он эксплуатируется в режиме рабочих температур от 20 до 150ºС. Если она входит в состав компрессора высокого давления авиационного двухроторного турбореактивного двигателя с истечением первичного и вторичного воздуха, то ее температура эксплуатации составляет от 150ºС до 500ºС. Если прокладка входит в состав турбины высокого давления авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя с двойным потоком воздуха, то ее температура эксплуатации изменяется от 400ºС до 700ºС.

Настоящее изобретение относится к указанным пластинкам, изготовленным из материала, характеристики (изотропные и анизотропные) эластичности которого выше аналогичных характеристик (изотропных и анизотропных) конструктивного материала прокладки в диапазоне желаемых рабочих температур.

Согласно одному варианту осуществления изобретения, указанный первый материал представлен сплавом металла или композитным материалом на органической основе, в то время как указанный второй материал не является металлом. Например, и не исчерпывающим образом, второй материал может быть каучуком, силиконом, полиимидом, стеклом или эпоксидной смолой.

Настоящее изобретение позволяет:

- равномерно распределить давление контакта посредством размещения пластинок, благодаря эластичности второго материала;

- ограничить взаимные перемещения конструктивных элементов, вызванные воздействием центробежной силы во время изменения скорости вращения, путем «статического» сдвига указанных пластинок;

- смягчить возможные динамические перемещения лопатки путем «динамического» сдвига данных пластинок.

Такие действия могут, в частности, воспрепятствовать (или ограничить) износу на уровне опорных поверхностей и увеличить тем самым срок эксплуатации ножек лопатки и дисков.

Эффективность таких действий повышается в случае, если второй материал обладает вязкоэластичными свойствами в диапазоне температур эксплуатации прокладки, в частности, что касается ослабления возможных динамических перемещений лопатки.

Предпочтительно основание каждой прокладки располагается либо под основанием лопатки, либо по внешней окружности диска между двумя соседними выемками.

Технической задачей предлагаемого изобретения также является турбина с такой конструкцией ротора.

Суть изобретения и его преимущества станут более понятны после изучения приводимого ниже детального описания со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежа, на которых:

- фиг.1 изображает частично (схематичный вид в разборе) конструкцию ротора турбины, содержащую диск ротора, пример прокладки согласно изобретению и основание лопатки;

- фиг.2 - частичный вид радиального разреза, выполненного в плоскости II-II, конструкции ротора, представленной на фиг.1, после ее сборки;

- фиг.3 - частичный вид в разрезе, выполненном аналогично представленному на фиг.2, изображающий другой вариант конструкции ротора согласно изобретению.

На фиг.1 и 2 изображен диск ротора 2 с расположенными по его окружности многочисленными желобками или выемками 4, которые представляют собой место посадки, предназначенное для установки основания 16 лопатки 14, при этом данное основание 16 окружено прокладкой 20. Основание 16 лопатки и диск нагнетательного вентилятора 2 изготовлены, например, из титанового сплава.

Следует отметить, что существуют приспособления (не показаны), содержащие дополнительно прокладку, располагаемую между основанием 16 лопатки и дном выемки 4.

При начале вращения диска 2 лопатки 14 подвергаются воздействию центробежной силы, при этом опорные поверхности 16А ножек 16 лопаток прижимаются вплотную к опорным поверхностям 22А диска 2. Как показано в примере, опорные поверхности 16А представляют собой боковые стороны ножек 16 лопатки, в то время как опорные поверхности 22А являются нижними поверхностями частей диска, имеющими форму губок 22, которые окантовывают внешнее отверстие выемок 4.

Прокладка 20 содержит две боковины 20А, предназначенные для размещения против опорных поверхностей 16А основания 16 лопатки, а располагаемое под основанием 16 лопатки основание 20В (в данном случае в виде металлического листа) будет соединять эти боковины между собой. Каждая боковина 22А изготовлена из первого материала, обладающего первым модулем Юнга с величиной Е при произвольной температуре, находящейся в температурном диапазоне эксплуатации прокладки. Прокладка 20 является быстро изнашиваемой деталью, и ее основным предназначением является ограничение износа основания 16 лопатки и диска нагнетательного вентилятора 2. Прокладка 20 должна обладать определенной упругостью для обеспечения механической устойчивости выполнения функции предотвращения износа. В связи с этим величина Е, предпочтительно, будет больше или равна 110000 МПа для металлической прокладки (например, 210000 МПа для прокладки, выполненной из сверхсплава на базе никеля, известного под коммерческим наименованием «Inconel»), и больше или равна 70000 МПа для прокладки, при изготовлении которой использовался композитный материал на органической основе.

В соответствии с изобретением, в конструкции ротора имеются пластинки 40, плотно прилегающие к опорным поверхностям 22А диска, при этом данные пластинки 40 изготовлены из второго материала, обладающего вторым модулем Юнга с величиной от Е/20 до Е/5 при данной температуре.

Согласно второму примеру осуществления изобретения (не показан), пластинки крепятся на опорных поверхностях 16А основания лопатки или также на опорных поверхностях 22А диска и на опорных поверхностях 16А основания лопатки.

Безусловно, выбор материалов осуществляется в зависимости от температуры, при которой эксплуатируется прокладка.

Если конструкция ротора входит в состав нагнетательного вентилятора или компрессора низкого давления авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя с двойным потоком воздуха, то он эксплуатируется в режиме рабочих температур от 20 до 150ºС. В этом случае, например, в качестве первого материала можно выбрать сверхсплав на базе никеля (Ni) с содержанием более 15% веса железа (Fe) и хрома (Cr), в частности, сверхсплав, продаваемый под наименованием «Inconel 718», а в качестве второго материала - каучук (натуральный или синтетический). И в этом случае в качестве первого материала может быть выбран композитный материал на базе эпоксидной смолы с усилительными волокнами, например, углепластиковыми, а в качестве второго материала - только эпоксидная смола (различие в модуле Юнга между вторым и первым материалами связано с отсутствием волокон).

Если конструкция входит в состав компрессора высокого давления авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя с двойным потоком воздуха, то она эксплуатируется в режиме рабочих температур от 150ºС до 500ºС. В этом случае, например, в качестве первого материала можно выбрать сверхсплав на базе никеля (Ni) с содержанием более 15% веса железа (Fe) и хрома (Cr), как, в частности, сверхсплав, продаваемый под наименованием «Inconel 718», а в качестве второго материала - силикон или полиимид.

Если конструкция входит в состав турбины высокого давления авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя с двойным потоком воздуха, то она эксплуатируется в режиме температур от 400ºС до 700ºС. В этом случае, например, в качестве первого материала может быть выбран сверхсплав на базе никеля (Ni) с содержанием более 15% веса железа (Fe) и хрома (Cr), как, в частности, сверхсплав, продаваемый под наименованием «Inconel 718», а в качестве второго материала - стекло, которое в данном диапазоне рабочих температур имеет вязкоэластичное состояние.

В целом следует отметить, что крепление пластинок 40 на опорных поверхностях 22А диска может быть обеспечено различными способами, в том числе путем:

- естественной адгезии;

- в процессе полимеризации пластинки (во время ее вулканизации, если она изготовлена из каучука);

- приклеивания;

- или сочетанием нескольких вышеуказанных способов.

Безусловно, такое крепление должно быть достаточным для того, чтобы помешать отделению пластинок 40 от опорных поверхностей 22А в процессе эксплуатации.

На фиг.3 представлен вид в разрезе, выполненном аналогично представленному на фиг.2, который частично изображает другой вариант конструкции ротора 120 согласно изобретению. Показанные на фиг.3 элементы или части элементов, аналогичные изображенным на фиг.2, обозначены такими же цифрами, но которые увеличены на 100.

Пример, изображенный на фиг.3, отличается от примера, представленного на фиг.2, тем, что основание 120В прокладки 220 располагается по внешнему периметру диска 202 ротора, между двумя смежными выемками 204, в то время как каждая боковина 120А прокладки размещается в выемке 204 и располагается между опорной поверхностью 216А основания 216 лопатки и соответствующей опорной поверхностью 222А диска 202. Положение пластинок 140 остается прежним.

1. Конструкция ротора турбины содержит: диск (2) ротора, по внешней окружности которого расположены выемки (4); лопатки (14), которые посредством своих ножек (16) крепятся в данных выемках (4); прокладку (20), размещаемую между основанием (16) лопатки и диском (2), при этом каждая прокладка (20) содержит две боковины (20А) и основание (20В), соединяющее эти боковины между собой, а каждая боковина (20A) располагается между опорной поверхностью (16А) основания (16) лопатки и соответствующей опорной поверхностью (22А) диска (2), при этом каждая боковина (20А) изготовлена из первого материала, обладающего первым модулем Юнга с величиной Е при произвольной температуре, находящейся в диапазоне рабочей температуры прокладки (20), при этом данная конструкция ротора отличается тем, что она содержит пластинки (40), плотно прилегающие к опорным поверхностям (22А) диска и/или к опорным поверхностям (16А) основания лопатки, при этом эти пластинки (40) изготовлены из второго материала, обладающего вторым модулем Юнга с величиной от Е/20 до Е/5 при данной температуре эксплуатации.

2. Конструкция ротора по п.1, в которой данный первый материал представлен сплавами металла или композитным материалом с органической основой, в то время как второй материал не относится к металлам.

3. Конструкция ротора по п.1, в которой данный второй материал обладает вязкоэластичными свойствами в температурном диапазоне эксплуатации прокладки.

4. Конструкция ротора по п.1, в которой данное основание (20В) каждой прокладки (20) располагается под основанием (16) лопатки.

5. Конструкция ротора по п.1, в которой основание (120В) каждой прокладки (120) располагается по внешней окружности диска (102) между двумя соседними выемками (104).

6. Турбина, содержащая конструкцию ротора по любому из пп.1-5.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к сварке трением и может быть использовано в различных отраслях машиностроения, например при производстве или ремонте моноблоков турбомашин из титановых сплавов.

Изобретение относится к ротору турбинной установки, в частности к проблеме крепления лопаток, а именно вентилятора, на диске ротора. .

Изобретение относится к турбомашинам для газотурбинных двигателей, а более точно касается роторного узла для газотурбинного двигателя, оборудованного системой лопаток.

Изобретение относится к узлам лопатки турбины, в частности для газовых турбин. .

Изобретение относится к изготовлению моноблочного диска, снабженного системой лопаток и предназначенного, в частности, для ротора газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к устройству для осевой фиксации рабочих лопаток в роторе, содержащему буртик вала с выполненными на наружной периферии буртика вала удерживающими пазами, проходящими в осевом направлении ротора, в каждом из которых своим соответствующим удерживающему пазу хвостовиком расположена рабочая лопатка, расположенный на торцевой боковой поверхности буртика вала в зоне удерживающих пазов выступ, в котором выполнен открытый радиально наружу огибающий паз, и выполненные в каждой рабочей лопатке открытые радиально внутрь предохранительные пазы, каждый из которых расположен радиально напротив огибающего паза, причем для осевой фиксации рабочих лопаток в огибающие и предохранительные пазы вставлены листовые уплотнительные элементы, образующие в окружном направлении торцевое уплотнительное кольцо, причем для фиксации уплотнительных элементов от смещения в окружном направлении, по меньшей мере, один из них имеет средство.

Изобретение относится к системе для осевой фиксации рабочих лопаток в роторе, содержащей буртик, на наружной окружности которого предусмотрены проходящие в осевом направлении ротора удерживающие рабочие лопатки пазы, в которых расположены рабочие лопатки соответствующими удерживающим рабочие лопасти пазам хвостовиками лопаток, расположенный в находящейся с торцевой стороны поверхности буртика в зоне удерживающих пазов выступ, в котором предусмотрена радиально открытая наружу окружная канавка, при этом для осевой фиксации рабочих лопаток предусмотрены входящие в окружную канавку выполненные из стального листа уплотнительные элементы, которые в окружном направлении образуют на торцевой стороне уплотнительное кольцо, при этом для фиксации уплотнительных элементов относительно сдвига в окружном направлении, по меньшей мере, один из уплотнительных элементов содержит закрепленную на нем полосу из листовой стали.

Изобретение относится к роторной лопатке и к роторному диску для газотурбинного двигателя

Изобретение относится к поворотной лопасти и ротору паровой турбины и, в частности, к креплению лопасти паровой турбины к ротору, позволяющему свести к минимуму местные и средние напряжения

Изобретение относится к устройству для аксиального удержания лопаток, установленных на роторном диске газотурбинного двигателя

Изобретение относится к компрессору, в частности вентилятору турбореактивного двигателя, содержащему ступицу (36) и множество лопаток, каждая из которых жестко закреплена своим основанием (16) на ступице

Изобретение относится к области турбомашиностроения, в частности, применимо в области компрессоростроения и может быть использовано в рабочих колесах осевых компрессоров газотурбинных двигателей

Изобретение относится к области двигателестроения, точнее к осевым турбинам и компрессорам газотурбинных двигателей, а конкретно к способу изготовления биметаллических блисков с охлаждаемыми лопатками, в том числе высокотемпературных газотурбинных двигателей большого ресурса
Наверх