Уплотнение внутреннего стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины газотурбинного двигателя



Уплотнение внутреннего стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины газотурбинного двигателя
Уплотнение внутреннего стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2496017:

Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" (RU)

Уплотнение внутреннего стыка кольцевой камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе соплового аппарата. Направляющая часть уплотнительного кольца камеры сгорания и козырек соплового аппарата образуют кольцевой зазор для подачи охлаждающего воздуха. На фиксирующей части уплотняющего кольца выполнены центрирующие пазы, в которые входят выступы козырька соплового аппарата и которые взаимно центрируются по боковым сопрягаемым поверхностям. Между наружной поверхностью козырька и внутренней поверхностью направляющей части уплотнительного кольца образуется кольцевой зазор «a». Между пазами уплотнительного кольца жаровой трубы и выступами козырька соплового аппарата по боковым поверхностям предусмотрена посадка с зазором «b». Для крепления козырька соплового аппарата к внутреннему корпусу соплового аппарата используются болты, которые имеют с отверстиями в козырьке переменный зазор, а в меридиональном сечении зазор «c». С отверстиями внутреннего корпуса соплового аппарата образуют резьбовое соединение, с возможностью при сборке узла радиального и окружного смещения козырька, относительно внутреннего корпуса соплового аппарата. Изобретение позволяет снизить вибрационные нагрузки и обеспечить равномерное распределение охлаждающего воздуха в окружном направлении. 2 ил.

 

Уплотнение стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению.

Известно также демпфирующее устройство для крепления жаровой трубы в корпусе камеры сгорания с целью стабилизации зазоров между кольцом уплотнительным внутренним камеры сгорания и статором турбины, устанавливаемое фланцевым соединением на внутреннем корпусе камеры сгорания, при этом кольцо уплотнительное внутреннее блока камеры опирается на разрезные кольца, снабженные кольцевыми выступами с наклонными стенками, опирающимися на скосы толкателей узлов подвески жаровой трубы, закрепленных на корпусе камеры и внутренней оболочке, при этом корпус узла подвески выполнен в виде стакана, в полости которого толкатель опирается сферической поверхностью на разрезные кольца, подпружиненные пакетом тарельчатых пружин с регулировочным кольцом между ними (см. Патент RU №2223448, МПК F23R 3/60).

Основным недостатком устройства является заклинивание разрезных колец в стаканах узла подвески из-за значительной величины нагрузки тарельчатых пружин на толкатель и на разрезные кольца. При работе камеры сгорания в составе двигателя, под действием теплового расширения оболочек жаровой трубы в сторону турбины и отсутствия возможности перемещения кольцевого выступа концевой части жаровой трубы, относительно разрезного опорного кольца из-за высокой радиальной нагрузки толкателей на опорное кольцо, происходит перекос толкателей, относительно площади контакта рабочих поверхностей между кольцевыми наклонными стенками опорного разрезного кольца и скосами толкателей, что в свою очередь, вызывает интенсивный износ наклонных стенок разрезного кольца и скосов толкателей в месте их контакта. При этом разрезное кольцо теряет способность обжимать кольцевой выступ оболочки жаровой трубы и резко снижает надежность и ресурс работы камеры, даже в пределах гарантийного ресурса.

Известно уплотнение внутреннего стыка камеры сгорания и статора турбины газотурбинного двигателя, с подвеской конца оболочки жаровой трубы на кольцевом выступе статора турбины, включающее в себя кольцо уплотнительное внутреннее блока камеры сгорания, опирающиеся на кольцо плавающее, кольцо плавающее, установленное в кольце фиксирующем и козырек соплового аппарата 1 ступени закрепленный с помощью заклепок к внутреннему корпусу статора турбины, обеспечивающее между сопрягаемыми деталями в холодном состоянии определенные зазоры, для организации пленочного охлаждения трактовой поверхности турбины (см. «Руководство по технической эксплуатации двигателя НК-16-18СТ серия 2», 1998, стр.101/102, рис.6.26, копия прототипа - прилагается).

Недостатком известного уплотнения является низкая надежность в работе, низкий ресурс работы. При многократных изменениях режима работы появляется неравномерность радиального и торцевого зазора между элементами уплотнения из-за больших овальностей сопрягаемых поверхностей, градиентов температур в сопрягаемых деталях, что приводит к трещинам на козырьке, обрыву заклепок крепления козырька, интенсивному износу сопрягаемых поверхностей и изменению зазоров между элементами уплотнения, что ведет к неравномерной подаче охлаждающего воздуха для организации пленочного охлаждения трактовой поверхности и лопаток.

Технической задачей изобретения является:

- поддержка уплотнительного кольца внутренней части жаровой трубы камеры сгорания блоком соплового аппарата с козырьком и внутренним корпусом, что благоприятно для понижения вибрационных нагрузок,

- обеспечение возможности взаимного смещения, относительно друг друга в осевом и радиальном направлениях, контактирующих элементов камеры сгорания и соплового аппарата с его внутренним корпусом на всех режимах работы газотурбинного двигателя, когда существуют большие линейные, термические расширения контактирующих элементов, связанные с разным и неравномерным нагревом камеры сгорания, соплового аппарата и корпусов, к которым они крепятся,

- требование обеспечения равномерного в окружном направлении зазора, между направляющей уплотнительного кольца и козырьком соплового аппарата, для равномерного в окружном направлении расхода воздуха через зазор, с целью пленочного охлаждения воздухом втулочной части сопловых и рабочих лопаток и с их равномерным обдувом, независимо от режима работы газотурбинного двигателя.

Решаемая техническая задача достигается тем, что на фиксирующей части уплотняющего кольца выполнены центрирующие пазы, в которые входят выступы козырька соплового аппарата и которые взаимно центрируются по боковым сопрягаемым поверхностям, при этом между наружной поверхностью козырька и внутренней поверхностью направляющей части уплотнительного кольца образуется кольцевой зазор «a», а между пазами уплотнительного кольца жаровой трубы и выступами козырька соплового аппарата по боковым поверхностям предусмотрена посадка с зазором «b», для крепления козырька соплового аппарата к внутреннему корпусу соплового аппарата используются болты, которые имеют с отверстиями в козырьке переменный зазор, а в меридиональном сечении зазор «c» и с отверстиями внутреннего корпуса соплового аппарата образуют резьбовое соединение, с возможностью при сборке узла радиального и окружного смещения козырька, относительно внутреннего корпуса соплового аппарата.

Здесь и далее под термином центровка, центрирование деталей и прилагательными с этим понятием связанными - центрирующий, центрирующие и тому подобное, будем понимать стремление совместить оси или отдельные центры симметрии поверхностей и осесимметричных фигур, деталей турбины между собой и с осью вращения ротора турбины.

На чертежах представлено устройство уплотнения стыка камеры сгорания с сопловым аппаратом турбины, где:

на фиг.1 представлен общий вид стыка камеры сгорания с сопловым аппаратом турбины;

на фиг.2 представлен элемент А, внутреннее уплотнение стыка блока камеры сгорания и соплового аппарата турбины, где 1 - сопловой аппарат; 2 - камера сгорания; 3 - внутренний стык камеры сгорания и соплового аппарата; 4 - козырек соплового аппарата; 5 - кольцо уплотнительное внутренней части жаровой трубы камеры сгорания; 6 - внутренний корпус соплового аппарата; 7 - болт крепления козырька соплового аппарата к внутреннему корпусу соплового аппарата; 8 - центрирующее соединение камеры сгорания и соплового аппарата; 9 - центрирующий выступ; 10 - центрирующий паз; 11 - зазор между болтом крепления козырька соплового аппарата и козырьком соплового аппарата; 12 - направляющая часть уплотнительного кольца (направляющая); 13 - фиксирующая часть уплотнительного кольца (фиксатор); 14 - кольцо наружное соплового аппарата; 15 - стык корпуса камеры сгорания с турбинными кольцами, включая наружное кольцо соплового аппарата; 16 - кольцо промежуточное соплового аппарата турбины; 17 - корпус камеры сгорания.

Технический эффект в части выполнения устройства уплотнения стыка внутренней части камеры сгорания с внутренним корпусом соплового аппарата турбины, заключается в реализации возможности подачи необходимого охлаждающего воздуха равномерно в окружном направлении для поддержания благоприятного температурного режима втулочных трактовых поверхностей сопловых и рабочих лопаток, что обеспечивает необходимый ресурс лопаток, повышает КПД турбины. Кроме этого, козырьком соплового аппарата поддерживается внутренняя часть камеры сгорания и снижаются вибрационные нагрузки, действующие на внутреннюю часть камеры сгорания на всех режимах.

Устройство уплотнения внутреннего стыка 3 блока камеры сгорания 2 и соплового аппарата 1 статора турбины, состоит из кольца уплотнительного внутренней части жаровой трубы камеры сгорания 5, козырька 4 соплового аппарата, имеющего центрирующие выступы 9, которые входят в пазы 10 на фиксирующей части уплотнительного кольца 13 и образуют, центрирующее соединение внутренней части жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата 8. Это соединение обеспечивает свободное в осевом и радиальном направлениях перемещение, при разных температурных расширениях камеры сгорания, статора с сопловым аппаратом турбины, корпусов камеры сгорания и турбины, на которых они крепятся и, учитывая, что сопрягающиеся поверхности центрирующих выступов и пазов располагают на радиальных направляющих (линиях, проходящих через центр или ось цилиндрических поверхностей фиксирующей части уплотнительного кольца и козырька или близки к ним), то при разных температурных расширениях сопрягающиеся поверхности будут легко взаимно перемещаться по этим направляющим, не пересекаясь сопрягающимися поверхностями, при совпадении центров или осей этих поверхностей. Для компенсации возможной неточности изготовления центрирующих выступов и пазов фиксатора, а также других неточностей сборки узла и несовпадения осей сопрягающихся поверхностей вводится посадка с зазором «b», фиг.2.

Важной особенностью предлагаемой конструкции является, вопрос обеспечения сборки всего узла внутреннего стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины. Как известно центровка опор с подшипниками, на которых вывешивается ротор, с лабиринтными уплотнениями, происходит таким образом, что статор крепится к кольцам компрессора, корпусу камеры сгорания и турбины, которые считаются корпусными деталями и через них осуществляется связь с передними, задними опорами и подшипниками двигателя, обеспечивая ротору минимальные касательные зазоры по лабиринтным уплотнениям и отклонение его центральной оси от оси статора, в том числе это касается соплового аппарата турбины с его внутренним корпусом. Внутренний корпус камеры сгорания, своей цилиндрической частью может не обеспечивать, совпадение своей центральной оси с центральной осью внутреннего корпуса соплового аппарата. Для того, чтобы осуществить сборку всего узла предусмотрено, что козырек соплового аппарата, сначала собирается путем совмещения центрирующих, радиальных выступов 9 с пазами 10 уплотнительного кольца внутренней части жаровой трубы камеры сгорания, находящимися на его фиксирующей части, а потом собирается с внутренним корпусом соплового аппарата. Сопловой аппарат, перед этим, уже собран с внутренним корпусом 6 и наружным кольцом соплового аппарата 14, который в свою очередь собраны в стык 15 с корпусом камеры сгорания 17 и турбинным кольцом 16. Сборка козырька соплового аппарата 4 с внутренним корпусом соплового аппарата 6 осуществляется с помощью болтов 7, установленных в отверстиях в козырьке, имеющих средний радиальный зазор «c» между болтом и отверстием для компенсации возможного несовпадения центральных осей этих групп, отверстий на козырьке и резьбовых на внутреннем корпусе, а затем болты крепятся во внутреннем корпусе соплового аппарата с помощью резьбового соединения, фиксирующего соединение козырька и внутреннего корпуса соплового аппарата, за счет стяжки и прижатия с возникновением сил трения, препятствующих взаимному смещению козырька и внутреннего корпуса соплового аппарата. Отверстия в козырьке могут иметь овальный вид, фиг.2, с наибольшей осью овала в окружном направлении и значит зазор в окружном направлении больше «c», чтобы была возможность передвигать козырек, относительно внутреннего корпуса соплового аппарата в окружном направлении, для подгонки при сборке центрирующих выступов с пазами к стыку колец турбины и корпуса камеры сгорания. Радиальный зазор «c» и форма овала должны быть подобраны таким, чтобы обеспечивать сборку всего узла при наличии всех перечисленных факторов.

Охлаждающий воздух, для организации пленочного охлаждения втулочной части (полок) сопловых и рабочих лопаток по кольцевому каналу «a», между направляющей частью уплотнительного кольца 12 и козырьком 4, направляется на сопловые и рабочие лопатки, создавая пленочное охлаждение и обеспечивает равномерное распределение охлаждающего воздуха в окружном направлении.

Уплотнение внутреннего стыка кольцевой камеры сгорания и соплового аппарата турбины, содержащее уплотнительное кольцо камеры сгорания, козырек соплового аппарата, закрепленный на внутреннем корпусе соплового аппарата, при этом направляющая часть уплотнительного кольца камеры сгорания и козырек соплового аппарата образуют кольцевой зазор для подачи охлаждающего воздуха, отличающееся тем, что на фиксирующей части уплотняющего кольца выполнены центрирующие пазы, в которые входят выступы козырька соплового аппарата и которые взаимно центрируются по боковым сопрягаемым поверхностям, при этом между наружной поверхностью козырька и внутренней поверхностью направляющей части уплотнительного кольца образуется кольцевой зазор «a», а между пазами уплотнительного кольца жаровой трубы и выступами козырька соплового аппарата по боковым поверхностям предусмотрена посадка с зазором «b», для крепления козырька соплового аппарата к внутреннему корпусу соплового аппарата используются болты, которые имеют с отверстиями в козырьке переменный зазор, а в меридиональном сечении зазор «c» и с отверстиями внутреннего корпуса соплового аппарата образуют резьбовое соединение, с возможностью при сборке узла радиального и окружного смещения козырька, относительно внутреннего корпуса соплового аппарата.



 

Похожие патенты:

Подвижный уплотнительный элемент с масляным охлаждением для вращающегося уплотнения между корпусом двигателя и валом установлен с возможностью вращения в корпусе двигателя.

Уплотнение стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе, снабженном кольцом фиксирующим с установленным плавающим кольцом.

Изобретение относится к уплотнителю, предназначенному для расположения между турбореактивным двигателем и гондолой воздушного судна. .

Изобретение относится к уплотнительной технике, в частности, для обеспечения непроницаемости зазора между ротором и статором. .

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к отводимым уплотнениям для таких машин вращения, как паровые турбины, газовые турбины, авиационные двигатели и компрессоры. .
Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Изобретение относится к области машиностроения, преимущественно к турбиностроению, и предназначено для герметизации монтажных зазоров между статорными частями конструкции, устанавливаемыми в корпусе турбины.

Уплотнительный элемент канала утечки между наружной площадкой турбинного сопла и удерживающим ее опорным кольцом включает лепестковое уплотнение и образующую ударные струи пластину. Опорное кольцо и наружная площадка включают поверхности, расположенные перпендикулярно оси соплового сегмента и образующие первую и вторую уплотняемые поверхности, соответственно. Уплотняемые поверхности находятся в одной плоскости и имеют между собой радиальный зазор. Лепестковое уплотнение закрывает зазор между уплотняемыми поверхностями. Образующая ударные струи пластина обеспечивает ударно-струйное охлаждение радиальной наружной поверхности наружной площадки и выполнена с возможностью ее жесткого крепления к турбинному соплу. Другое изобретение относится к сопловому устройству газовой турбины, содержащему опорное кольцо и сопловые сегменты, каждый из которых имеет наружную площадку, образующую сегмент наружной стенки канала течения горячего рабочего газа, по меньшей мере, одну направляющую лопатку, а также указанный выше уплотнительный элемент. Еще одно изобретение группы относится к газовой турбине, содержащей указанное выше сопловое устройство. Группа изобретений позволяет упростить уплотнительный элемент газовой турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение содержит установленный на статоре сотовый фланец и лабиринтом с демпфирующим кольцом в кольцевой канавке на краю обода. Край обода направлен к диску турбины. Сотовый фланец установлен с возможностью регулировки осевого положения с помощью размещенного между фланцем и статором регулировочного кольца. Между лабиринтом и диском размещена ступица дефлектора диска с образованием щелевой полости между боковой поверхностью ступицы дефлектора диска и ближним к диску кольцевым радиальным ребром, ограничивающим кольцевую канавку. Отношение диаметра демпфирующего кольца в поперечном сечении к высоте щелевой полости составляет 6…12. изобретение позволяет повысить надежность лабиринтного уплотнения. 2 ил.

Лабиринтное уплотнение турбины содержит примыкающий к диску турбины лабиринт и ответный ему фланец с сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха. Лабиринт установлен на осевом кольцевом выступе диска и выполнен охватывающим сопловой аппарат закрутки с образованием между лабиринтом и боковой поверхностью ступицы диска щелевой полости. В полости размещено уплотнительное кольцо. На внутренней поверхности лабиринта установлено разжимное демпфирующее кольцо, охватывающее кольцевое радиальное ребро лабиринта. На цилиндрическом выступе кольца выполнены радиальные отверстия. Изобретение позволяет повысить эффективность и надежность лабиринтного уплотнения. 1 ил.

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, установленный на валу задним фланцем. Диск турбины зафиксирован установленной на валу гайкой, выполненной с радиальным фланцем, размещенным с передней стороны ступицы диска. На радиальном фланце гайки зафиксированы радиальным ребром с помощью болтового соединения лабиринт и сотовый фланец. Лабиринт зафиксирован с помощью осевого выступа в окружном направлении относительно установленной в радиальном отверстии вала втулки. Между радиальным фланцем и резьбовым хвостовиком гайки выполнены наклонные к оси ротора перемычки с образованием перед хвостовиком гайки увеличенных в окружном направлении выступов. Выступы перемычек образуют между собой прямоугольные, радиальные, расположенные на равных между собой расстояниях пазы. Изобретение позволяет повысить ремонтопригодность ротора турбомашины при снижении его веса. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к уплотнению вала для турбомашины. Уплотнение вала для турбомашины содержит нагружаемое технологическим газом и запираемое со стороны процесса уплотнение технологического газа и нагружаемое воздухом и запираемое со стороны атмосферы атмосферное уплотнение. Вокруг вала турбомашины проходит вентиляционная камера, которая размещена между уплотнением технологического газа и атмосферным уплотнением, Для сбора и отвода утечки технологического газа, проникающей через уплотнение технологического газа, и утечки воздуха, проникающей через атмосферное уплотнение, вентиляционная камера на своей расположенной радиально внутри стороне содержит впускное отверстие утечки, а на своей расположенной радиально снаружи стороне - выпускное отверстие утечки, а также насадки между впускным отверстием утечки и выпускным отверстием утечки. Насадки выполнены таким образом, что вентиляционная камера имеет функцию блокирования пламени в отношении воспламенения утечки на впускном отверстии утечки, и/или утечка в вентиляционной камере является негорючей. Изобретение повышает надежность уплотнения. 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

Предложены способ и система для регулирования протечки газа в турбине и сама турбина. Могут использоваться несколько уплотнений, расположенных последовательно, причем каждое из этих уплотнений может быть выполнено с возможностью уменьшения давления обратного потока из входа элемента турбины. Кроме того, один или несколько каналов могут быть выполнены с возможностью направления по меньшей мере части обратного потока газа из соответствующих точек в пределах указанных нескольких уплотнений к соответствующим точкам в пределах газового тракта турбины. Технический результат изобретения заключается в том, что при размещении нескольких уплотнений последовательно уравновешивается осевое усилие, создаваемое потоком газа в элементах турбины. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13). Полость (13) на входе соединена с воздушной полостью (14) кожуха вала (15), а на выходе, через наклонные к оси (16) опоры (1) пазы (17) и каналы (18) в лабиринте (11) и (19) в валу (6), с внутренней полостью (20) вала (6). Пазы (17) от входа (21) к выходу (22) направлены по направлению (23) вращения вала (6). С внешней стороны дополнительного фланца (12) установлен дефлектор (25) с байонетным креплением (26) внутреннего хвостовика (27) на дополнительном фланце (12) с образованием щелевой воздушной полости (28). Ближний к диску (8) турбины лабиринт (31) опоры выполнен с уплотнительными микрогребешками (34) на рабочей поверхности (35) обода (33) увеличенной толщины. Отношение высоты h микрогребешка (34) к величине радиального зазора δ в ближнем к диску (8) лабиринте (31) находится в пределах 1,5…2,5. Отношение максимального диаметра D ближнего к диску лабиринта (31) к минимальной толщине Н обода (33) лабиринта (31) находится в пределах 20...40. Путем снижения поступающих в масляную полость опоры тепловых потоков повышается надежность опоры турбины, а также снижаются термические напряжения в ближнем к диску турбины лабиринте опоры. 4 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к процессу изготовления сотовой ленты, применяемой в газотурбинных двигателях, и касается способа изготовления сотового уплотнения. Осуществляют непрерывную подачу ленты неограниченной длины, выполняют надрезы в шахматном порядке с шагом, равным высоте соты. Длина надреза равна половине периметра соты. Гофрируют ленту таким образом, что форма гофры соответствует форме половины соты. Затем гофрированную ленту складывают по надрезам и калибруют по высоте. После подачи ленты неограниченной длины надрезы, изготовленные в шахматном порядке, выполняют поперечными по всей длине ленты, при этом перемычка, образованная между надрезами, имеет длину стороны соты. Выполняют сжатие кромок ленты с обеих сторон с углом конусности 10-20°. Последующее гофрирование делают продольным по всей ширине ленты, затем поперечно складывают продольно гофрированную ленту по выполненным надрезам, далее после калибровки по высоте сотовую ленту с обеих сторон сваривают по соприкасающимся граням сот. Изобретение обеспечивает повышение прочностных характеристик сотового уплотнения. 3 ил.

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, воздушный коллектор, предмасляную и масляную полости, роторы высокого и низкого давлений, каналы подачи масла в роликоподшипники, масляные уплотнения, межроторное лабиринтное уплотнение, питающие форсунки. В соответствии с заявленным предложением турбина снабжена опорной кольцевой обечайкой с радиальным буртом, кольцевой гайкой с радиальным буртом на ее боковой поверхности, опорной втулкой и радиально-торцевым масляным уплотнением. Опорная втулка установлена на вале ротора высокого давления и зафиксирована кольцевой гайкой. Опорная кольцевая обечайка выполнена за одно целое с валом ротора низкого давления и установлена с образованием верхней масляной ванны. Радиально-торцевое масляное уплотнение выполнено в виде двух подпятников с расположенными между ними графитовыми уплотнительными кольцами и распорной втулкой с фиксирующей пружиной. Масляные уплотнения между предмасляной и масляной полостями выполнены в виде браслетных графитовых уплотнений. В опорной кольцевой обечайке и в подпятнике, прилегающем к торцу вала ротора низкого давления, выполнены отверстия, сообщенные друг с другом. Кольцевая гайка установлена с образованием средней масляной ванны. Питающие форсунки размещены напротив средней масляной ванны. Позволяет уменьшить подогрев масла в масляной полости, уменьшить невозвратный расход масла, позволяет повысить экологичность двигателя и уменьшить его заметность. 3 ил.

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска фланец. Фланец образует с ободом диска кольцевую воздушную полость, соединенную на выходе с газовой полостью, а на входе, через каналы в замковом соединении лопатки с диском, с внутренней полостью лабиринта. Лабиринт установлен на диске радиальным фланцем, соединенным с радиальным ребром упругим элементом. Внутренняя полость лабиринта соединена с каналами в замковом соединении через открытые к диску пазы в радиальном фланце лабиринта. Воздушная полость с передней стороны обода соединена с газовой полостью через фаски в замковом соединении лопатки с диском. Отношение осевой длины заднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра к осевой длине переднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра составляет 2…5. Отношение осевой длины переднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра к радиусу поверхности упругого элемента составляет 1,5…3. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины низкого давления. 1 ил.
Наверх