Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий средства центробежного забора воздуха, и газотурбинный двигатель

Авторы патента:


Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий средства центробежного забора воздуха, и газотурбинный двигатель
Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий средства центробежного забора воздуха, и газотурбинный двигатель
Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий средства центробежного забора воздуха, и газотурбинный двигатель
Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий средства центробежного забора воздуха, и газотурбинный двигатель
Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий средства центробежного забора воздуха, и газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2492328:

СНЕКМА (FR)

Ротор компрессора газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, два коаксиальных диска, средства центробежного забора воздуха и радиальные ребра. На дисках расположены лопатки. Диски соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения. Средства центробежного забора воздуха содержат воздушные проходы, пересекающие стенку и открывающиеся в кольцевую камеру. Камера образована внутри стенки между дисками. Радиальные ребра расположены на одном из дисков. Ребра разнесены в осевом направлении от диска и, по существу, выровнены с проходами стенки в радиальном направлении. Ребра соединены только одним из своих осевых концов с опорными средствами, закрепленными на этом диске. Также объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий описанный выше ротор компрессора. Изобретение позволяет избежать потери напора и уменьшить потребление газотурбинного двигателя, а также температуру забираемого воздуха. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее изобретение относится к средствам центробежного забора воздуха в роторе компрессора газотурбинного двигателя, такого как турбореактор или турбовинтовой самолетный двигатель.

Диски системы лопаток ротора компрессора соединены между собой коаксиальной стенкой вращения, выполненной, по существу, цилиндрической или в виде усеченного конуса, которая проходит между этими дисками. Эта соединительная стенка дисков может быть образована заодно с первым диском или быть соединена и зафиксирована одним из своих осевых концов на боковой поверхности этого первого диска, а ее осевой противоположный конец может содержать один кольцевой фланец, закрепленный при помощи средств типа гайка/болт на втором диске.

Известны средства забора воздуха с центробежным течением, которыми оборудованы роторы, для его подачи в вентиляционные системы и/или в системы охлаждения выходной ступени компрессора и обода турбины газотурбинного двигателя, а также для обеспечения прочистки турбины. В современной технике эти средства забора содержат пересекающие проходы, образованные в соединительных стенках дисков компрессора и открывающиеся в кольцевую камеру, образованную внутри стенок между двумя дисками ротора (см. FR-A1-2 672 943).

Часть воздуха, циркулирующего в тракте компрессора, отбирается в проходы, пересекающие соединительную стенку, и проходит в кольцевую камеру, где эта часть циркулирует центробежно вдоль дисков ротора, а затем перетекает в направлении с входа на выход газотурбинного двигателя внутри осевой цилиндрической втулки для поступления в турбину. Однако турбулентность и потеря напора в центре кольцевой камеры между дисками ротора являются значительными, что приводит к забору воздуха на выходной ступени компрессора и выражается в повышении потребления газотурбинного двигателя.

Кроме этого, отобранный воздух нагревается из-за повышенной скорости вращения относительно скорости вращения дисков. Когда коэффициент Ке зацепления воздуха (который равен соотношению тангенциальной скорости забранного воздуха и циркулирующего в компрессоре при скорости вращения ротора компрессора газотурбинного двигателя) превышает 1, необходимо увеличить расход забираемого воздуха для обеспечения надлежащего охлаждения составляющих турбины. Тем не менее, в современной технике в некоторых зонах, в частности в междисковой камере и вблизи от цилиндрической втулки, значение коэффициента Ке может достигать 2, 5.

Чтобы устранить этот недостаток, уже было предложено уменьшить скорость воздуха в междисковой камере посредством, по существу, радиальных ребер, выполненных на поверхностях, расположенных напротив дисков, образующих камеру. Тем не менее, эти ребра не позволяют сократить потери напора в центральной зоне камеры.

Задачей изобретения является более простое, эффективное и экономичное решение проблем современной техники.

Для решения этой задачи, предлагается ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, два коаксиальных диска, на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения, и средства центробежного забора воздуха, содержащие воздушные проходы, пересекающие стенку и открывающиеся в кольцевую камеру, образованную внутри стенки между дисками, и, по существу, радиальные ребра, расположенные на одном из этих дисков, отличающийся тем, что ребра разнесены в осевом направлении от диска и выровнены в радиальном направлении с проходами стенки, при этом эти ребра соединены только одним из своих осевых концов с указанным диском.

Согласно настоящему изобретению ребра спрямляют поток забранного воздуха, как только он выходит из проходов соединительной стенки дисков. Они проходят в центральной зоне камеры, что позволяет ограничить повторную циркуляцию и турбулентное движение в этой зоне, заставляя воздух протекать центробежным образом. Изобретение позволяет, таким образом, избежать разрыва струи воздуха на выходе из пересекающих проходов и образования турбулентного движения, вызывающего потерю напора. В результате уменьшения потерь напора, забор воздуха происходит больше на входе ряда компрессора, что позволяет уменьшить потребление газотурбинного двигателя, а также температуру забираемого воздуха. Ребра, которые вращаются с такой же скоростью, что и ротор компрессора, ограничивают также увеличение скорости забираемого воздуха относительно скорости ротора (коэффициент Ке=1). Воздух, который поступает на радиальные поверхности диска, циркулирует естественным образом вдоль дисков в направлении оси вращения, образуя на этих дисках слои, которые приближены к атмосферным или океаническим явлениям и которые называются слоями Экмана.

Согласно одному из признаков изобретения ребра соединены одним из своих осевых концов с опорными средствами, прикрепленными к одному из дисков, при этом один из концов ребра является свободным.

Воздушные проходы могут быть образованы в стенке вращения, на выходе из лабиринтного уплотнения, предназначенного для взаимодействия со спрямляющим аппаратом, установленным на одном из дисков ротора. Ребра могут быть расположены на выходном диске, ограничивающем камеру.

Предпочтительно, спрямляющие ребра равномерно распределены вокруг оси ротора и наклонены относительно оси ротора.

Эти ребра могут быть в виде уплощенных пластин. Как вариант, они представляют собой лопатки, каждая из которых содержит радиально наружную переднюю кромку и радиально внутреннюю кромку.

Ребра могут быть соединены независимо друг от друга с указанным диском. Каждое ребро может быть образовано как одна деталь с опорным элементом с, по существу, радиальной ориентацией, который фиксируется на диске. Как вариант, ребра связаны и закреплены на, по существу, радиальном кольцевом элементе, который прикреплен, например, при помощи средства типа гайка/болт, на кольцевом фланце диска, что позволяет осуществлять демонтаж этих ребер.

Ребра, таким образом, удерживаются самим кольцевым элементом и не расположены более между двумя кольцевыми элементами. Это позволяет «не удерживать» воздух», циркулирующий между ребрами, что оказывает влияние на течение воздуха вблизи ребер. В действительности, факт фиксации ребер на единственном кольцевом элементе позволяет потенциально увеличить активную часть (по ширине) ребер, при этом часть расхода воздуха, не проходящая по ребрам, захватывается, благодаря вязкому трению, другой частью расхода воздуха, которая проходит между ребер.

Радиально наружные концы ребер предпочтительно отделены на заданное радиальное расстояние от стенки, содержащей воздушные проходы. Ребра могут проходить только по части радиального размера дисков в направлении оси вращения.

Ребра имеют ширину или осевой размер, который может быть близок к диаметру воздушных проходов в стенке вращения. Этот размер предпочтительно меньше половины осевого расстояния, разделяющего диски, и например, может быть меньше на 30% от этого расстояния.

Таким образом, ребра имеют сокращенную ширину, что позволяет уменьшить время сборки деталей, а также стоимость и массу ребер.

Несмотря на относительно небольшую ширину ребер согласно настоящему изобретению, большая часть забираемого воздуха естественным образом направляется в направлении ребер, что является предпочтительным путем. И в действительности, при движении по этому пути потери напора уменьшаются, и такой путь является наиболее легким для течения воздуха.

На входном диске, который находится на расстоянии от ребер, эффект от ребер меньше и можно было бы ожидать небольших центробежных скоростей воздуха, даже при турбулентных движениях, но динамический эффект, создаваемый при вращении ротора, образует упомянутые слои Экмана, что благоприятствует течению воздуха центробежным образом. Таким образом, в этих слоях радиальные скорости вновь будут высокими и будут способствовать центробежному движению.

Настоящее изобретение относится также к газотурбинному двигателю, такому как турбореактор или турбовинтовой самолетный двигатель.

Другие признаки и преимущества изобретения будут понятны из нижеследующего описания, приведенного только в рамках иллюстративного, не ограничительного примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 показывает схематичный вид части в осевом разрезе газотурбинного двигателя, содержащего в частности компрессор, камеру сгорания и турбину;

Фиг.2 показывает схематичный вид части в осевом разрезе ротора компрессора, снабженного средствами центробежного забора воздуха согласно настоящему изобретению, в большем масштабе по сравнению с Фиг.1;

Фиг.3 показывает вид в разрезе по линии А-А на Фиг.2;

Фиг.4 показывает схематический общий вид согласно одному из вариантов осуществления средств забора воздуха согласно настоящему изобретению;

Фиг.5 представляет собой график развития радиальной скорости воздуха в междисковой камере ротора компрессора с заданным радиусом в зависимости от ширины или осевого размера этой камеры.

Вначале обратимся к Фиг.1, на которой показана часть газотурбинного двигателя 10, снабженная выполненными в виде радиальных проходов средствами 44, 48 центробежного забора воздуха, согласно предшествующему уровню техники.

Газотурбинный двигатель содержит, в частности, компрессор, камеру сгорания и турбину. Компрессор, представленный частично, содержит входной модуль, содержащий несколько осевых ступеней 14 сжатия и выходной модуль, содержащий центробежную ступень сжатия. Каждая осевая ступень 14 компрессора содержит колесо ротора, образованное диском 18, 20, по наружной периферии которого расположены лопатки 22 и спрямляющий аппарат 24, расположенный на выходе колеса и образованный кольцевым рядом неподвижных спрямляющих лопаток.

Диски роторов 18, 20 коаксиально соединены друг с другом и с колесом 26 центробежной ступени 16, которая сама закреплена посредством внутреннего цилиндрического картера 28 камеры сгорания с колесом ротора турбины. Это колесо турбины образовано ободом 30, по наружной периферии которого расположены лопатки 32.

Диски 18, 20 ротора компрессора соединены между собой и с колесом 26 стенкой 36, 38 вращения, по существу, цилиндрической или в виде усеченного конуса, проходящей вокруг оси вращения ротора.

На Фиг.1 показаны только два диска 18, 20 ротора компрессора. Выходной диск 20 образован как одна деталь с входной, по существу, цилиндрической стенкой 36 крепления на входном диске 18, и с выходной стенкой 38 крепления в виде, по существу, усеченного конуса на колесе 26. На входном конце стенки 36 расположен кольцевой фланец 40, который устанавливается на радиальной выходной стороне диска 18 и крепится на этом диске при помощи средств типа гайка/болт, а на выходном конце стенки 38 установлен кольцевой фланец 42, закрепленным при помощи средства гайка/болт на колесе 26.

Известным образом стенки 36 и 38 ротора компрессора содержат наружные кольцевые выступы, которые взаимодействуют трением с элементами из истирающегося материала, расположенными на спрямляющем аппарате 24 для образования герметичного соединения лабиринтного типа.

Средства центробежного забора воздуха установлены между дисками ротора двух последовательных ступеней компрессора газотурбинного двигателя. В представленном примере эти средства предусмотрены между дисками 18 и 20, содержат радиальные проходы 48, образованные в стенке 36 диска 20, и открываются в кольцевую камеру 50, образованную дисками 18, 20 и соединительной стенкой 36 этих дисков. Средства забора содержат также два кольцевых ряда ребер 44, которые проходят по существу радиально в камере 50 и которые образованы как одна деталь с дисками 18 и 20. Ребра 44 образованы на боковых поверхностях напротив дисков и проходят по большей части их радиального размера.

Часть воздуха, циркулирующего по тракту компрессора, проходит радиально в направлении снаружи внутрь через проходы 48 стенки 36 и проникает в кольцевую камеру 50. Часть этого воздуха поступает на уровне поверхностей напротив дисков 18, 20 и течет естественным образом вдоль дисков в направлении оси вращения (пунктирная линия 54). Другая часть воздуха поступает на уровне центра камеры в зону, где особенно велики повторная циркуляция и турбулентное движение (пунктирная линия 56). Воздух, который выходит из камеры 50, затем направляется в осевом направлении с входа на выход вокруг цилиндрической втулки 52, которая проходит коаксиально внутри дисков 18, 20 и колеса 26 компрессора и обода 30 турбины. Воздух течет в осевом направлении вплоть до турбины и может питать системы охлаждения и/или системы вентиляции составляющих этой турбины (пунктирная линия 58).

Воздух, который течет естественным образом центростремительно вдоль дисков 18, 20, под действием ребер вынужден вращаться, по существу, с такой же скоростью, что и ротор компрессора (Ке=1). Тем не менее, эти ребра не позволяют спрямляющему аппарату замедлять воздух в центральной зоне камеры 50, где потеря напора является значительной.

Настоящее изобретение позволяет устранить, по меньшей мере, часть этих проблем благодаря спрямляющим ребрам, которые отдалены в осевом направлении от дисков 18, 20 ротора и которые находятся на одной линии с воздушными проходами соединительной стенки этих дисков.

Изобретение позволяет значительно сократить потери напора забранного воздушного потока и предусмотреть забор воздуха больше на входе в компрессор для ограничения удельного потребления газотурбинного двигателя.

В примере, представленном на Фиг.2 и 3, уже описанные элементы со ссылкой на фиг.1 имеют те же ссылочные номера, увеличенные на сто.

Спрямляющие ребра 160 здесь образованы уплощенными пластинами, которые расположены на кольцевом элементе 162, который сам удерживается средствами типа гайка/болт или аналогичным образом на кольцевом фланце 164 выходного диска 120. В представленном примере кольцевой элемент 162 образован по существу радиальной стенкой.

Ребра 160 равномерно распределены вокруг оси ротора, при этом каждое ребро наклонено относительно радиуса, проходящего от этой оси (Фиг.3) таким образом, что при функционировании возникает эффект всасывания потока воздуха в направлении внутрь. Эти ребра 160 соединены и закреплены, например, сваркой или пайкой, на поверхности кольцевого элемента 162, в представленном примере на входной поверхности.

Ребра 160 проходят только по участку радиального размера стенки диска 120, на котором расположены эти ребра. Радиально внутренние и наружные концы ребер 160 находятся на радиальном расстоянии от наружной и внутренней периферийных кромок кольцевой стенки 162. Ребра 160 также разнесены в пространстве на заданное расстояние от соединительной стенки 136 дисков.

Кольцевой элемент 162 может быть разбит на сектора или быть непрерывным на 360°. Этот элемент образует дополнительные направляющие средства для потока воздуха, выходящего из проходов 148 стенки 36.

Элемент 162 содержит кольцевой ряд отверстий 166 вблизи своей внутренней периферийной кромки для прохода указанных средств типа гайка/болт.

Внутренняя периферия элемента 162 накладывается на кольцевой фланец 164 диска 120, который установлен на его входе. Этот фланец 164 соединен с диском посредством осевых лапок, которые находятся на расстоянии друг от друга таким образом, чтобы стало возможным центростремительное течение воздуха между этими лапками вдоль диска 120, между этим диском и элементом 162.

Осевое расстояние 168 между элементом 162 и диском 120 определяется так, чтобы ребра 160 были по существу выровнены в радиальном направлении с проходами 148 выхода воздуха, как это показано на Фиг.2.

При функционировании, одна часть воздуха, выходящая из проходов, всасывается этими ребрами 16, которые вращаются с той же скоростью, что и ротор компрессора, и которые позволяют таким образом спрямить поток забранного воздуха с момента его выхода и уменьшить скорость этого воздуха для того, чтобы она не превышала скорость ротора (Ке=1). Настоящее изобретение позволяет, таким образом, избежать образования турбулентного движения в центре камеры 150, и таким образом, снизить потери напора потока забранного воздуха. Другая часть забранного воздуха течет естественным образом вдоль дисков 118, 120 в направлении оси ротора, образуя слои Экмана.

В варианте, представленном на Фиг.4, ребра 260 образованы лопатками, каждая из которых содержит переднюю и заднюю кромки относительно забранного воздуха, при этом передняя кромка расположена радиально снаружи, а задняя кромка находится радиально внутри.

Ребра 260 равномерно распределены вокруг оси ротора и могут быть немного наклонены относительно этой оси для обеспечения указанного эффекта всасывания воздуха.

Ребра 260 независимо друг от друга соединены с диском 220 посредством опорных органов 262. В представленном примере эти органы 262 образованы малыми, по существу прямоугольными пластинами, проходящими радиально вокруг оси ротора и расположенными между ребрами 260 и диском 220. Каждый орган 262 проходит приблизительно по половине участка радиального размера одного ребра 260. Эти органы 262 позволяют центробежное течение воздуха между собой вдоль диска 220. Ребра 260 находятся на осевом расстоянии от диска 220 и на радиальном расстоянии от стенки 236 так, чтобы находиться по существу в центре камеры 250 и быть выровненными по существу радиально с воздушными проходами 248 стенки 236.

Согласно другому варианту, не представленному здесь, проходы 148, 248 забора воздуха образованы на входной концевой части стенки 136, 236, например, на входе выступов этой стенки. Согласно еще одному варианту спрямляющие ребра 160, 260 расположены на входном диске 118, 218.

Температура забранного воздуха является порядка 500°К, а расход забранного воздуха равен порядка 100 гр/с.

На Фиг.5 показано положение радиальной скорости воздуха по ширине междисковой камеры 150, 250 с заданным радиусом. В направлении слева направо на этой фигуре можно увидеть влияние слоев Экмана на скорость воздуха, протекающего на входном диске 118, 218 (зона 1), затем одну часть с меньшей радиальной скоростью (зона 2), затем возрастающий центробежный захват воздуха, провоцируемый вязким трением с протекающим воздухом между ребрами 160, 260 (зона 3), и наконец, наибольшая радиальная скорость воздуха, проходящего между этими ребрами (зона 4).

1. Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, два коаксиальных диска (118, 120), на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения (134), и средства центробежного забора воздуха, содержащие воздушные проходы (148), пересекающие стенку и открывающиеся в кольцевую камеру (150), образованную внутри стенки между дисками, и, по существу, радиальные ребра (160), расположенные на одном из дисков, отличающийся тем, что ребра разнесены в осевом направлении от диска и, по существу, выровнены с проходами стенки в радиальном направлении, при этом эти ребра соединены только одним из своих осевых концов с опорными средствами, закрепленными на этом диске.

2. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (160) равномерно распределены вокруг оси ротора.

3. Ротор по п.1, отличающийся тем, что каждое ребро (160) наклонено относительно радиуса, проходящего от оси ротора.

4. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (160) выполнены в виде плоских пластин.

5. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (260) представляют собой лопатки, каждая из которых содержит радиально наружную переднюю кромку и радиально внутреннюю выпускную кромку.

6. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (260) соединены независимо друг от друга с диском (220).

7. Ротор по п.6, отличающийся тем, что каждое ребро (260) закреплено при помощи элемента (262), имеющего, по существу, радиальную ориентацию, на диске (220).

8. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (160) соединены и закреплены, по существу, на радиальном кольцевом элементе (162), который закреплен, например, при помощи средства типа гайка/болт, на кольцевом фланце (164) диска (120).

9. Ротор по п.1, отличающийся тем, что радиально наружные концы ребер (160) радиально отделены на заданное расстояние от стенки (136), содержащей воздушные проходы (148).

10. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (160) проходят по части радиального размера опорного диска (120) этих ребер.

11. Ротор по п.1, отличающийся тем, что воздушные проходы (148) образованы в стенке (136), на выходе лабиринтного уплотнения (146), предназначенного для взаимодействия со спрямляющим аппаратом, установленным между двумя дисками (118, 120) ротора, при этом ребра расположены на выходном диске (120), ограничивающем камеру.

12. Ротор по п.1, отличающийся тем, что ребра (160) имеют осевой размер, меньший половины осевого расстояния между дисками (118, 120).

13. Газотурбинный двигатель, такой как турбореактор или турбовинтовой самолетный двигатель, отличающийся тем, что он содержит ротор по п.1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбовентиляторным двигателям авиационного применения. .

Изобретение относится к роторам компрессора газотурбинных турбовентиляторных двигателей. .

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 области двигателестроения. .

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. .

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.

Настоящее изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях многоступенчатых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей, энергетических установках паро- и гидротурбинах. Ротор газотурбинного двигателя содержит диски рабочих колес, сопряженные поверхностями посадочных кольцевых элементов, в которых выполнены цилиндрические радиальные сквозные отверстия с фиксирующими элементами. На части каждого из отверстий во внутренних посадочных кольцевых элементах выполнен расширенный участок со стороны их внешней поверхности. Фиксирующие элементы выполнены в виде втулок с внутренней резьбой, расположенных в расширенных участках отверстий и штифтов с соответствующей наружной резьбой, зафиксированных от проворота в отверстиях методом развальцовки. Диски рабочих колес жестко соединены между собой в их средней части вдоль продольной оси ротора. Изобретение позволяет повысить надежность, технологичность и ремонтопригодность ротора газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях осевых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей и энергетических установок. Ротор газотурбинного двигателя содержит диски, соединенные резьбовыми соединениями, расположенными в их средней части вдоль продольной оси ротора. Периферийный кольцевой участок одного диска с его внутренней стороны снабжен выступами и чередующимися с ними продольными пазами, расположенными по окружности диска. Периферийный кольцевой участок другого диска, контактирующего с предыдущим, снабжен лепестками с выступами и чередующимися с ними продольными пазами по его наружной стороне в количестве, равном числу продольных пазов на дисках. Торцевые поверхности выступов выполнены коническими. Лепестки установлены выступающими по окружности диска за контактную поверхность с возможностью сопряжения поверхностей выступов одного диска с конической поверхностью выступов другого диска. Изобретение позволяет повысить надежность ротора газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Предложен вкладыш (10) и способ изменения уравновешивающего пар сквозного отверстия (54) в рабочем колесе (52) ротора паровой турбины. Вкладыш (10) содержит корпус (12), имеющий продольную ось (14) и противоположно расположенные первый и второй концы (16, 18). Фланец (20) вкладыша проходит радиально от второго конца (18) корпуса (12). Внешняя поверхность (22) расположена по периферии корпуса (12) между указанными первым концом (16) и фланцем (20). Первый канал (24), выполненный в корпусе (12), образует первое отверстие (28) на первом конце (16), при этом указанный первый канал (24) и внешняя поверхность (22) корпуса (12) вместе ограничивают между собой стенку (32), выполненную с возможностью пластической деформации в радиальном наружном направлении. Второй канал (26), выполненный в корпусе (12), сообщается с указанным первым каналом (24) и имеет меньшее поперечное сечение, чем первый канал (24). Способ установки включает установку вкладыша (10) в сквозное отверстие (54) и развальцовку стенки (32) с обеспечением захвата осевой толщины рабочего колеса (52) между фланцем (20) и развальцованной стенкой (32) вкладыша (10). Достигается несложная установка вкладыша, которая может быть выполнена одним рабочим без модификаций колеса, устраняется опасность деформации смежных колес во время процесса установки. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя содержит лопаточные диски, соединенные с валом турбины через конусную цапфу. Лопаточные диски и конусная цапфа содержат на своей внутренней и наружной периферии, соответственно, кольцевые фланцы с выступами, образованными чередованием сплошных частей и полых частей. Сплошные части содержат отверстия для прохождения крепежных органов. Каждая сплошная часть соединена с периферией диска или конусной цапфы, соответственно, посредством двух вогнутых закруглений, которые являются асимметричными. Другие изобретения группы относятся к диску и конусной цапфе указанной выше турбины низкого давления, а также к газотурбинному двигателю, содержащему такую турбину. Группа изобретений позволяет увеличить срок службы фланцев диска и конусной цапфы турбины низкого давления. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В роторе (1) высокотемпературной турбомашины между первым (7) и вторым (8) и предпоследним (9) и последним (10) по потоку газа (11) уплотнительными гребешками в ободе (6) промежуточного диска 5 выполнены радиальные каналы (13) и (14), соединяющие воздушную междисковую полость (4) с газовой полостью (12) турбины. Радиальные стенки (15) и (16) каналов (13) и (14) выполнены плоскими, а соединяющие их стенки (17) и (18) выполнены цилиндрическими. Отношение длины L канала в окружном направлении к радиусу R цилиндрической стенки канала находится в пределах 2...6. Путем исключения загрязнения внутренней поверхности промежуточного диска и снижения концентрации напряжений в ободе диска повышается надежность ротора высокотемпературной турбомашины. 2 ил.
Наверх