Ротор турбины газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2470170:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Ротор турбины газотурбинного двигателя содержит диск и установленный на нем дефлектор. Дефлектор зафиксирован относительно диска осевыми болтами. Болтовое соединение размещено в радиальных фланцах диска и дефлектора, соединенных цилиндрическими упругими элементами со ступицами диска и дефлектора соответственно. Дефлектор внешней цилиндрической поверхностью ступицы установлен на обращенном к дефлектору осевом кольцевом ребре полотна диска. Соединение «гайка-болт» размещено в замкнутой воздушной полости с внутренней стороны от упругого элемента диска. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины газотурбинного двигателя за счет исключения концентраторов напряжений на ступице дефлектора диска и на диске, а также обеспечивает их надежную взаимную фиксацию. 1 ил.

 

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

Известен ротор турбины газотурбинного двигателя, в котором дефлектор диска зафиксирован на ступице диска радиальными штифтами (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М., Машиностроение, 1981, стр.222, рис.4.63).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность, так как отверстия под радиальные штифты являются концентраторами напряжений как для дефлектора, так и для ступицы диска.

Наиболее близким к заявляемому является ротор турбины газотурбинного двигателя, в котором на диске установлен дефлектор диска, зафиксированный относительно диска с помощью осевых болтов, проходящих через ступицу дефлектора (Патент РФ №2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за ослабления ступицы дефлектора отверстиями под осевые болты.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности ротора турбины газотурбинного двигателя за счет исключения концентраторов напряжений на ступице дефлектора диска и на диске, а также их надежной взаимной фиксации.

Сущность изобретения заключается в том, что в роторе турбины газотурбинного двигателя с диском и установленным на нем дефлектором, зафиксированным относительно диска осевыми болтами, согласно изобретению болтовое соединение размещено в радиальных фланцах диска и дефлектора, соединенных цилиндрическими упругими элементами со ступицами диска и дефлектора соответственно, причем дефлектор внешней цилиндрической поверхностью ступицы установлен на обращенном к дефлектору осевом кольцевом ребре полотна диска, а соединение «гайка-болт» размещено в замкнутой воздушной полости с внутренней стороны от упругого элемента диска.

Размещение болтового соединения в радиальных фланцах диска и дефлектора, соединенных цилиндрическими упругими элементами со ступицами диска и дефлектора соответственно, позволяет выполнить ступицы диска и дефлектора без концентраторов напряжений. При этом за счет упругих элементов допускается взаимное радиальное перемещение ступиц диска и дефлектора, в том числе на переходных режимах работы газотурбинного двигателя.

Установка дефлектора внешней цилиндрической поверхностью ступицы на обращенном к дефлектору осевом кольцевом ребре полотна диска позволяет разгрузить ступицу дефлектора за счет передачи части нагрузки от действующей на дефлектор центробежной силы через кольцевое ребро на полотно и далее - на ступицу диска, что повышает надежность ротора турбины газотурбинного двигателя.

Размещение соединения «гайка-болт» в замкнутой воздушной полости с внутренней стороны от упругого элемента диска исключает попадание гайки в случае ее обрыва в проточную часть ротора турбины, а также уменьшает возникающий при этом дисбаланс ротора турбины, так как гайка под действием центробежных сил сможет переместиться в радиальном направлении только до внутренней поверхности упругого элемента диска.

На фигуре показан продольный разрез ротора турбины газотурбинного двигателя.

Ротор турбины газотурбинного двигателя 1 состоит из диска 2, на котором установлен дефлектор 3, зафиксированный на диске 2 осевым болтовым соединением 4, размещенным в радиальном фланце 5 диска 2 и в радиальном фланце 6 дефлектора 3, причем фланец 5 соединен цилиндрическим упругим элементом 7 со ступицей 8 диска 2, а фланец 6 соединен цилиндрическим упругим элементом 9 со ступицей 10 дефлектора 3.

Болтовое соединение 4 состоит из осевого болта 11 и гайки 12, которые размещены в кольцевой замкнутой воздушной полости 13 с внутренней стороны от упругого элемента 7 диска 2.

Дефлектор 3 внешней цилиндрической поверхностью 14 ступицы 10 установлен на обращенном к дефлектору 3 осевом кольцевом ребре 15 полотна диска 2, что повышает надежность дефлектора 3.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе ротора турбины газотурбинного двигателя 1 на максимальном режиме ступица 10 дефлектора 3, расположенная на большем по сравнению со ступицей 8 диска 2 диаметре, испытывает повышенные напряжения, что могло бы привести к поломке дефлектора 3. Однако этого не происходит, так как на максимальном режиме работы ступица 10 дефлектора 3 под действием нагрузки от центробежных сил упруго деформируется в радиальном направлении и через цилиндрическую поверхность 14 ступицы 10 передает часть нагрузки через ребро 15 на полотно 16 и ступицу 8 диска 2, что повышает надежность конструкции.

Ротор турбины газотурбинного двигателя с диском и установленным на нем дефлектором, зафиксированным относительно диска осевыми болтами, отличающийся тем, что болтовое соединение размещено в радиальных фланцах диска и дефлектора, соединенных цилиндрическими упругими элементами со ступицами диска и дефлектора соответственно, причем дефлектор внешней цилиндрической поверхностью ступицы установлен на обращенном к дефлектору осевом кольцевом ребре полотна диска, а соединение «гайка-болт» размещено в замкнутой воздушной полости с внутренней стороны от упругого элемента диска.



 

Похожие патенты:

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

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

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины и корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров. Упомянутое средство содержит кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса. Промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем. Кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах. Система охлаждения турбины и корпуса содержит клапан, основной трубопровод, соединенный с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Система охлаждения турбины с первой секцией и второй секцией содержит первую линию для отведения первого потока из первой секции, имеющий первую температуру, вторую линию для отведения второго потока из первой секции, имеющий вторую температуру ниже первой температуры; и объединенную линию для направления объединенного потока, содержащего первый поток и второй поток во вторую секцию. Объединенный поток образуется, когда второй поток превышает заданную температуру. Способ охлаждения секции турбины с промежуточным давлением с помощью потока утечки из секции турбины с высоким давлением содержит этапы, на которых: направляют поток утечки от секции турбины с высоким давлением. Далее комбинируют поток утечки с потоком промежуточного подогрева из секции турбины с высоким давлением для сформирования комбинированного потока; и направляют комбинированный поток в секцию турбины с промежуточным давлением, причем объединенный поток образуется, когда второй поток превышает заданную температуру. Изобретение направлено на повышение эффективности системы охлаждения турбины. 2 н. и 7 з.п ф-лы, 2 ил.

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом, ротор и статор турбины. Сопловой аппарат выполнен с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит корпус турбины, кольцевую вставку над рабочим колесом турбины и систему регулирования радиального зазора. Корпус турбины выполнен из двух частей: передней и задней, кольцевая вставка установлена между ними. Статор выполнен охлаждаемым воздухом второго контура. Система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора. Привод регулятора расхода и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 4 з.п. ф-лы, 15 ил.

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпуса. Средство регулирования радиальных зазоров содержит кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса. Промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем. Кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах. Системы охлаждения турбины содержат общий клапан. Система охлаждения корпуса содержит коллектор и отверстия во внешнем корпусе. Система охлаждения турбины содержит основной трубопровод, соединенный с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели сотового уплотнения. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах и более быстрое увеличение мощности без гистерезиса на форсажном режиме. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины. Полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода, с выходом из компрессора. Одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода, с промежуточной ступенью компрессора. Система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 з.п. ф-лы, 16 ил.

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпусы, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпусов. Средство регулирования радиальных зазоров содержит кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпусы. Промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем, при этом кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах. Система охлаждения турбины содержит регулятор расхода, основной трубопровод, соединенный через основной регулятор расхода с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. Система охлаждения корпусов содержит также регулятор расхода, коллектор и отверстия во внешнем корпусе. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система снижения шума газотурбинного двигателя содержит глушитель выхлопа, расположенный вблизи выхлопного канала, проход для охлаждающего воздуха и средство создания потока охлаждающего воздуха в проходе. Глушитель выхлопа содержит множество дефлекторов, сообщающихся с выхлопным каналом. Проход для охлаждающего воздуха находится в тепловом контакте с глушителем выхлопа и расположен между его наружной поверхностью и наружной обшивкой. Глушитель выхлопа заполняет кольцевое пространство между выхлопным каналом и наружной обшивкой за исключением прохода. При этом в одном варианте проход содержит отверстие в плоскости торца выхлопного канала, а средство для создания потока охлаждающего воздуха в проходе для отвода тепла выполнено с возможностью всасывания охлаждающего воздуха через указанное отверстие. В другом варианте в плоскости отверстия в выхлопном канале расположено выпускное отверстие, а средство для создания потока охлаждающего воздуха выполнено с возможностью подачи под давлением охлаждающего воздуха в проход и из выпускного отверстия в окружающую среду. При охлаждении глушителя выхлопа устанавливают вокруг выхлопного канала глушитель выхлопа, содержащий множество дефлекторов, сообщающихся с выхлопным каналом. Пропускают охлаждающий воздух через проход для охлаждающего воздуха для отвода тепла от глушителя выхлопа. При этом в первом варианте охлаждающий воздух всасывают в проход из отверстия, смежного с открытым кормовым концом выхлопного канала и выпускают охлаждающий воздух в передний конец выхлопного канала. В другом варианте воздух пропускают из переднего конца прохода в выпускное отверстие в открытом кормовом конце выхлопного канала. Изобретения позволяют повысить эффективность подавления шума газотурбинного двигателя без увеличения массы изолирующего материала. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх