Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель



Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2481481:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей. Устройство подачи вентилирующего воздуха в ротор турбины газотурбинного двигателя содержит первый и второй диски турбины и кольцо на выходе второго диска, образующие вместе моноблочный барабан. Второй диск турбины содержит ячейки, выполненные путем механической обработки в ободе для установки лопаток турбины. Лопатки стопорятся в осевом направлении сегментами осевого стопорения. Сегменты содержат основание, установленное в пазу, выполненном в барабане. В кольце на выходе обода выполняют, по меньшей мере, одно отверстие, соединяющее внутреннее пространство барабана с, по меньшей мере, частью упомянутых ячеек. В сегментах выполнен проход между отверстием и ячейками второго диска. Изобретение позволяет осуществить вентиляцию креплений и осевое стопорение лопаток. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей. Оно касается вентиляции лопаток турбины низкого давления в двухконтурном газотурбинном двигателе.

Как известно, например, из US 2656147, в газотурбинных двигателях воздух, отбираемый из компрессора высокого давления ВД, используют для охлаждения деталей, расположенных в более горячей окружающей среде. Речь идет о лопатках турбины ВД, отверстиях дисков и т.д.

Турбина низкого давления НД является частью вентилируемых зон: в частности, поступающий воздух охлаждает крепления лопаток, циркулируя между хвостовиком лопатки, ее креплением и ободом диска.

На фиг.1 показана турбинная секция двухконтурного газотурбинного двигателя. Эта секция содержит ступень 2 турбины ВД и набор турбин НД на выходе направляющего соплового аппарата 4, расположенного между ступенью 2 и первой ступенью турбины НД. В данном случае конструкция турбины НД содержит четыре диска, закрепленные болтами и образующие модуль. Каждый диск содержит кольцо по обе стороны от своей плоскости. Кольца двух смежных дисков соединены между собой при помощи болтового крепления. Между отдельными ступенями установлены спрямляющие решетки 5.

На фиг.2 показан вариант крепления лопаток на дисках 3 турбины НД, известный из US 6416282. На периферии обода дисков путем механической обработки выполнены ячейки 31, в которые скольжением вводят лопатки 6, которые стопорятся в осевом направлении сегментом 8 осевого стопорения. Сегменты имеют дугообразную форму и опираются на сторону обода диска между крючком 61 и стороной 62 хвостовиков лопаток, с которой соединен крючок. Они препятствуют любому осевому перемещению лопаток. Сегменты содержат зубчатые кромки и заходят скольжением в периферический паз 32. Сначала сегмент смещают в угловом направлении для обеспечения введения хвостовика лопатки в соответствующую ячейку, затем сегмент перемещают в угловом направлении таким образом, чтобы вершины зубчатой части зашли между стороной хвостовика лопатки и крючком каждой лопатки. Поскольку сегмент стопорится в пазу, то и вся конструкция стопорится в осевом направлении.

Кроме того, на фиг.3 и 4, иллюстрирующих две разные конструкции из предшествующего уровня техники, показана циркуляция вентилирующего воздуха, содержащая воздушный поток, показанный стрелкой F, поступающий из направляющего аппарата DBP1 на входе первой ступени турбины НД, который для каждой ступени направляется между кольцом VI диска и уплотнительным кольцом VE, огибает сегменты 8 осевого стопорения и доходит до креплений лопаток турбины.

С учетом требований уменьшения массы и упрощения конструкции двигателя диски группируют по двое или больше для получения барабанов в виде единой детали. Элементы соединяют сваркой, и они образуют блок. Как показано на фиг.5, барабан состоит из двух дисков 11 и 12, соединенных кольцом 13, на котором выполнены уплотнительные элементы 13Е. Кольцо 14 выполнено заодно с выходным диском 12 и содержит отверстия 14А для прохождения средств крепления, в данном случае не показанных на фигуре болтов, предназначенных для соединения с другой группой или смежным диском. При такой конструкции кольца для уплотнительных элементов не нужны, поскольку они встроены в барабан. Кроме того, диски имеют такую же конструкцию, что и в известных технических решениях, поэтому монтаж лопаток второй ступени группы, показанной на этой фигуре, остается таким же. Для диска 12 это значит, что лопатки 6 вставляют в ячейки, выполненные на ободе 12J, и они стопорятся в осевом направлении стопорными сегментами 8, заходящими скольжением одновременно в радиальный паз 12R, перпендикулярный к оси ротора 12, и между задней стороной 62 хвостовика лопатки и ее соответствующим крючком 61.

В решении этого типа встает проблема доставки вентилирующего воздуха до креплений лопаток. Воздух отбирается из внутреннего пространства барабана и должен дойти до уровня второго диска 12 на барабане. Для первого диска проблемы нет. Решение, которое состояло бы в выполнении на уровне ячейки в ободе 12J диска 12 отверстия, пропускающего воздух до креплений, что показано позицией Р, невозможно осуществить в силу концентрации напряжений, которые возникли бы из-за наличия отверстий.

Заявитель поставил перед собой задачу найти решение, которое в случае барабана дисков позволило бы осуществлять вентиляцию креплений и осевое стопорение лопаток.

Согласно изобретению, эта задача решается при помощи устройства подачи вентилирующего воздуха в ротор турбины газотурбинного двигателя, содержащий первый и второй диски турбины и кольцо на выходе второго диска, образующие вместе моноблочный барабан, при этом второй диск турбины содержит ячейки для установки лопаток турбины, и лопатки стопорятся в осевом направлении сегментами осевого стопорения. Устройство отличается тем, что в упомянутом кольце выполняют, по меньшей мере, одно отверстие, соединяющее внутреннее пространство барабана с, по меньшей мере, частью ячеек при помощи прохода через сегменты между отверстием и ячейками второго диска.

Этот проход можно выполнять разными способами. Проход, по существу, выполнен путем механической обработки сегментов.

В предложенном изобретении сегменты содержат основание, установленное в пазу, выполненном в барабане.

Согласно первому варианту выполнения, сегменты осевого стопорения содержат кольцевой канал в основании, открытый в радиальном направлении в сторону упомянутого отверстия и в осевом направлении в сторону упомянутых ячеек обода.

Согласно другому варианту выполнения, сегменты содержат радиальные выемки, выполненные, в частности, путем механической обработки в основании. Другие отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания вариантов выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - вид в осевом разрезе части газотурбинного двигателя;

Фиг.2 - монтаж лопаток на диске;

Фиг.3 - монтаж турбины НД из предшествующего уровня техники с циркуляцией воздуха для вентиляции хвостовиков лопаток;

Фиг.4 - другой монтаж турбины НД из предшествующего уровня техники с циркуляцией воздуха для вентиляции хвостовиков лопаток;

Фиг.5 - вид моноблочного барабана турбины;

Фиг.6 - вид моноблочного барабана турбины, включающего решение в соответствии с настоящим изобретением;

Фиг.7 - детальный вид крепления хвостовика лопатки, показанного на фиг.6;

Фиг.8 - вид части сегмента осевого стопорения в решении в соответствии с настоящим изобретением;

Фиг.9 - вид части варианта стопорного сегмента в решении в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг.6 в осевом разрезе показана часть турбины НД, включающая решение в соответствии с настоящим изобретением. Моноблочный барабан 10 содержит диски 11 и 12, соединенные кольцом 13, и заднее кольцо 14. Элементы являются моноблочными в том смысле, что они выполнены либо путем механической обработки для образования барабана в виде единой детали, либо соединены сваркой. Обод 12J диска 12 содержит осевые ячейки, в которые в осевом направлении вводят скольжением хвостовики 6Р лопаток 6. Для осевого стопорения лопатки содержат крючок 6В на выходе задней поперечной стороны 6А хвостовиков 6Р.

Воздух должен циркулировать между внутренним объемом барабана 10 и дном ячеек в пространстве, образованном вместе с хвостовиками лопаток для обеспечения их вентиляции. Согласно изобретению, в стенке на выходе обода 12J диска в заднем кольце 14 выполняют отверстие 12Р. Это отверстие является радиальным и соединяет внутренний объем барабана и дно паза 12R'. Этот паз открыт в радиальном направлении. Он выполнен между ободом 12J и поперечным фланцем, параллельным ободу 12J.

В этот паз 12R' заходят сегменты 18 осевого стопорения. Эти дугообразные сегменты расположены радиально вдоль задней стороны обода и закрывают задние стороны 6а хвостовиков 6Р лопаток. Сегменты вводят скольжением между задней стороной 6А хвостовиков 6Р и их соответствующим задним крючком. Таким образом, они препятствуют любому осевому перемещению хвостовиков лопаток. Основание 18В сегментов является толстым и занимает паз 12R' по ширине.

Согласно первому варианту выполнения, путем механической обработки в толще основания 18В выполняют кольцевой канал 18С. Этот канал обеспечивает сообщение между отверстиями 12Р и дном ячеек и образует, таким образом, радиальный, а затем осевой проход. Во время работы воздух циркулирует от входной зоны ротора турбины. Он проходит через статор 20 по проходу 20Р и разделяется на несколько потоков. Поток F1 направляется к проходу, выполненному между кольцом и фланцем крепления кольца на первом диске 11, и вентилирует ячейки диска 11. Другая часть F2 потока проходит между центральными отверстиями двух дисков 11 и 12 и статором 20, поднимается вдоль задней стороны диска 12 и заходит в отверстия 12Р. Поскольку отверстия сообщаются с дном паза напротив канала 18С, воздух оказывается в кольцевом канале 18С, откуда он поступает в пространства между хвостовиками лопаток и дном ячеек. Покинув это пространство, воздух направляется в газо-воздушный тракт.

Просверливая барабан в зоне, находящейся на выходе обода диска, и выполняя сегменты осевого стопорения, обеспечивают, таким образом, достаточную подачу вентилирующего воздуха, не снижая механической прочности диска. За счет толщины основания 18В увеличение массы является незначительным и даже ничтожным. Сегмент выполняет свою функцию осевого стопорения без каких-либо потерь эффективности.

На фиг.9 показан вариант выполнения сегмента осевого стопорения. Этот сегмент 18' вместо канала, выполненного в основании 18'В, содержит множество глухих выемок 18'С, выполненных путем механической обработки в массе основания 18'В. Эти радиальные выемки сообщаются с одной стороны с отверстиями 12Р и открыты в осевом направлении на стороне, опирающейся на обод 12J на уровне дна ячеек. Они образуют проходы. Вентиляция креплений лопаток обеспечивается так же, как и в предыдущем варианте. Воздух, поступающий от входного направляющего соплового аппарата турбины, циркулирует внутри барабана; часть этого потока проходит через отверстия 12Р, затем направляется сегментами осевого стопорения в свободные пространства между дном ячеек и хвостовиками лопаток.

1. Устройство подачи вентилирующего воздуха в ротор турбины газотурбинного двигателя, содержащий первый и второй диски (11, 12) турбины и кольцо (14) на выходе второго диска, образующие вместе моноблочный барабан, при этом второй диск (12) турбины содержит ячейки, выполненные путем механической обработки в ободе (12J) для установки лопаток (6) турбины, при этом лопатки стопорятся в осевом направлении сегментами (18; 18') осевого стопорения, при этом сегменты содержат основание (18В, 18'В), установленное в пазу (12R'), выполненном в барабане, отличающееся тем, что в кольце (14) на выходе обода (12J) выполняют, но меньшей мере, одно отверстие (12Р), соединяющее внутреннее пространство барабана с, по меньшей мере, частью упомянутых ячеек, при этом в сегментах (18; 18') выполнен проход между отверстием (12Р) и ячейками второго диска.

2. Устройство по п.1, в котором проход выполнен путем механической обработки сегментов (18; 18').

3. Устройство по п.1, в котором сегменты (18) содержат кольцевой канал (18С) в основании (18В), при этом канал открыт в радиальном направлении в сторону отверстий (12Р) и в осевом направлении в сторону ячеек обода (12J).

4. Устройство по п.1, в котором сегменты (18') содержат множество глухих радиальных выемок (18'С), выполненных путем механической обработки в основании (18'В).

5. Ротор турбины газотурбинного двигателя, содержащий устройство подачи вентилирующего воздуха по одному из пп.1-4.

6. Газотурбинный двигатель, содержащий ротор турбины по п.5.



 

Похожие патенты:

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

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 устройству для охлаждения пазов в диске ротора турбомашины. .

Изобретение относится к элементам турбины с охлаждаемыми рабочими лопатками и с противовибрационными средствами на роторе. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области газотурбиностроения и может быть использовано для охлаждения роторов и рабочих колес с охлаждаемыми лопатки, преимущественно высокотемпературных газовых турбин.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .
Наверх