Узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника, контур охлаждения диска турбины такого узла



Узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника, контур охлаждения диска турбины такого узла
Узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника, контур охлаждения диска турбины такого узла
Узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника, контур охлаждения диска турбины такого узла
Узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника, контур охлаждения диска турбины такого узла
Узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника, контур охлаждения диска турбины такого узла
Узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника, контур охлаждения диска турбины такого узла

 


Владельцы патента RU 2504661:

СНЕКМА (FR)

Объектом настоящего изобретения является узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника. Диск турбины содержит радиальный кольцевой крепежный фланец, неподвижно соединенный с радиальной кольцевой частью цапфы при помощи болтов. Болты последовательно проходят через крепежные отверстия, выполненные в радиальном кольцевом крепежном фланце диска турбины и в радиальной кольцевой части цапфы. Радиальная кольцевая часть цапфы содержит сквозные отверстия для циркуляции воздуха между входом и выходом цапфы. Отверстия выполнены между крепежными отверстиями цапфы. Другим объектом настоящего изобретения является контур охлаждения диска турбины в газотурбинном двигателе, содержащий канал удаления на выходе диска турбины, проходящий через упомянутые отверстия, описанные выше. Изобретение позволяет пропускание вентиляционного воздуха между входом и выходом цапфы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области двухвальных газотурбинных двигателей и, в частности, касается охлаждения диска турбины высокого давления двухвального газотурбинного двигателя.

Двухвальный турбореактивный двигатель с входным вентилятором содержит, например, вал низкого давления, называемый валом НД, и вал высокого давления, называемый валом ВД.

Условно в настоящей заявке термины «входной по потоку» и «выходной по потоку» следует рассматривать относительно направления прохождения воздуха в турбореактивном двигателе. Таким образом, двухвальный турбореактивный двигатель с входным вентилятором классически содержит, от входа к выходу, вентилятор, ступень компрессора НД, ступень компрессора ВД, камеру сгорания, ступень турбины ВД и ступень турбины НД.

Вал НД направляется во вращении в опорных подшипниках, установленных на неподвижной конструкции двигателя, тогда как вал ВД направляется опорными подшипниками, установленными на валу НД, при этом оба вала являются концентричными.

Во время работы турбореактивного двигателя смесь воздуха и топлива сгорает в камере сгорания двигателя, создавая тягу, необходимую для перемещения летательного аппарата, на котором установлен турбореактивный двигатель. После сгорания газовый поток с очень высокой температурой циркулирует в турбине ВД турбореактивного двигателя.

Элементы турбины, в частности диск турбины вала ВД, в дальнейшем называемый диском турбины ВД, подвергаются действию сверхвысоких температур. Чтобы защитить диск турбины ВД, в двигателе выполнены контуры охлаждения, в которых воздух, отбираемый на входе турбины ВД, циркулирует от входа к выходу турбореактивного двигателя внутри относительно диска турбины ВД и снаружи относительно вала НД. Контур охлаждения диска турбины ВД называют контуром охлаждения отверстия диска турбины, более известным под своим английским названием “Circuit Bore Cooling”.

После охлаждения диска турбины ВД охлаждающий воздух проходит через множество вентиляционных отверстий, выполненных в цапфе, неподвижно соединенной с диском ВД и установленной на выходе этого диска, в дальнейшем называемой цапфой ВД.

Пример сборки диска ВД на цапфе приведен в заявке на патент EP 1584784, принадлежащей заявителю. Кроме всего прочего, цапфа ВД содержит втулку для установки опорного подшипника 17, обеспечивающего направление вала ВД на валу НД, как показано на фиг.1.

Как показано на фиг.1, цапфа ВД 10 закреплена своим входным концом на диске 20 турбины ВД, при этом диск 20 турбины ВД содержит радиальный кольцевой крепежный фланец 25, входящий в контакт с радиальной кольцевой частью 15 цапфы ВД 10. Крепежный фланец 25 диска 20 турбины ВД крепят на цапфе ВД 10 при помощи продольных болтов 2.

Сквозные вентиляционные отверстия 11 цапфы ВД 10, обеспечивающие удаление потока охлаждающего воздуха, выполнены на выходе части цапфы ВД 10, закрепленной болтами на диске 20 турбины ВД. Классически сквозные вентиляционные отверстия 11 выполняют в усеченной конусной части 12 цапфы ВД 10, расходящейся в сторону входа, которая во время работы подвергается значительным механическим напряжениям. Другой вариант циркуляции воздуха приведен в заявке на патент EP 1091089.

Сквозные вентиляционные отверстия 11 выполняют механической обработкой под углом в усеченной конусной части 12 цапфы ВД 10. Иначе говоря, вентиляционные отверстия 11 не являются перпендикулярными к поверхности усеченной конусной части 12 цапфы ВД 10. Эти наклонные отверстия 11 очень трудно обрабатывать механически по причине затрудненного доступа к усеченной конусной части 12 цапфы ВД 10 для инструментов механической обработки. Кроме того, после механической обработки сквозные вентиляционные отверстия 11 содержат острые кромки с концентрацией усталостных напряжений, которые могут ослабить цапфу ВД 10 во время ее работы.

Чтобы устранить эти недостатки, заявитель предлагает узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника, при этом диск турбины содержит радиальный кольцевой крепежный фланец, неподвижно соединенный с радиальной кольцевой частью цапфы при помощи болтов, при этом болты проходят через крепежные отверстия выполненные в радиальном кольцевом крепежном фланце диска турбины и в радиальной кольцевой части цапфы, отличающийся тем, что радиальная кольцевая часть цапфы содержит отверстия для циркуляции воздуха, при этом отверстия выполнены между крепежными отверстиями цапфы.

Отверстия циркуляции потока охлаждающего воздуха выполнены на радиальной кольцевой части между крепежными отверстиями цапфы. Это позволяет распределить механические усилия на упомянутой радиальной кольцевой части цапфы между крепежными отверстиями и отверстиями охлаждения, при этом уровень механического напряжения между крепежными отверстиями и охлаждающими отверстиями остается низким.

Крепежный фланец является легко доступным, что облегчает механическую обработку отверстий удаления, которые можно выполнять одновременно с крепежными отверстиями.

Кроме того, усеченная конусная часть цапфы больше не выполняет функции удаления охлаждающего воздуха, что позволяет добавить на этой части материал для увеличения массы вблизи оси вращения цапфы (которая является также осью двигателя) и за счет этого снизить усталостные напряжения, появляющиеся в результате вращения цапфы.

Предпочтительно, чтобы радиальный кольцевой крепежный фланец диска турбины был выполнен в виде зубчатой радиальной кольцевой полосы, содержащей зубья, разделенные впадинами, при этом крепежные отверстия турбины выполняют в зубьях упомянутой зубчатой полосы.

Предпочтительно также, чтобы радиальный кольцевой крепежный фланец был выполнен зубчатым для уменьшения массы турбины с одновременным обеспечением крепления турбины на цапфе.

Предпочтительно также, чтобы впадины радиального кольцевого крепежного фланца были выполнены таким образом, чтобы во время крепления турбины на цапфе они совмещались с отверстиями циркуляции воздуха, выполненными на радиальной кольцевой части цапфы.

Таким образом, воздушный поток последовательно циркулирует между зубьями крепежного фланца турбины и в отверстиях циркуляции воздуха цапфы.

Предпочтительно, чтобы циркуляционные отверстия и крепежные отверстия были расположены в окружном направлении на радиальной кольцевой части цапфы. Механические напряжения оказываются равномерно распределенными по контуру цапфы без образования ослабленных зон.

Предпочтительно также, чтобы цапфа содержала усеченную конусную часть на выходе своей радиальной кольцевой части, содержащую утолщенный внутренний радиальный участок вблизи оси вращения, обеспечивающий механическую прочность диска, за счет чего достигают оптимизации масс. Усеченная конусная часть цапфы выполняет роль механического усиления и позволяет ограничить влияние центробежных усилий на цапфу.

Предпочтительно также, чтобы с цапфой и диском турбины при помощи болтов соединялся уплотнительный диск, установленный на выходе цапфы, при этом уплотнительный диск должен содержать циркуляционные отверстия, совмещенные с циркуляционными отверстиями цапфы.

Предпочтительно также, чтобы уплотнительный диск обеспечивал герметичность и одновременно прохождение воздуха для охлаждения диска турбины.

Предпочтительно также, чтобы проходное сечение циркуляционных отверстий уплотнительного диска определялось таким образом, чтобы калибровать напор циркуляции воздушного потока.

Уплотнительный диск является механической деталью, легко поддающейся механической обработке.

За счет адаптации проходного сечения циркуляционных отверстия уплотнительного диска можно легко калибровать напор циркуляции воздушного потока.

Объектом изобретения является также контур охлаждения диска турбины в газотурбинном двигателе, содержащий канал удаления на выходе диска турбины, проходящий через упомянутые отверстия описанного выше узла.

Предпочтительно, чтобы контур охлаждения содержал входной канал, проходящий через центральное отверстие диска турбины на входе отверстий упомянутого узла.

Предпочтительно также, чтобы контур охлаждения в двухвальном двигателе содержал турбину высокого давления и турбину низкого давления, при этом турбина упомянутого узла является турбиной высокого давления. Контур содержит выходной канал, выполненный на выходе отверстия упомянутого узла и предназначенный для частичного охлаждения турбины низкого давления.

Настоящее изобретение будет более очевидно из прилагаемых чертежей, на которых:

Фиг.1 изображает вид в осевом разрезе турбореактивного двигателя, содержащего контур охлаждения диска турбины турбореактивного двигателя из предшествующего уровня техники.

Фиг.2 - вид в осевом разрезе турбореактивного двигателя, содержащего контур охлаждения диска турбины турбореактивного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.3 - вид в изометрии диска турбины и цапфы турбореактивного двигателя в соответствии с настоящим изобретением, при этом диск и цапфа показаны частично.

Фиг.4 - вид диска турбины и части цапфы, показанных на фиг.3.

Фиг.5 - схематичный вид в поперечном разрезе крепления диска турбины на цапфе, показанной на фиг.4, если смотреть от входа к выходу.

Фиг.6 - частичный вид в изометрии диска турбины, цапфы и лабиринтной прокладки согласно второму варианту выполнения изобретения.

Двухвальный турбореактивный двигатель с входным вентилятором содержит, например, вал низкого давления, называемый валом НД, и вал высокого давления, называемый валом ВД.

Условно в настоящем изобретении термины «внутренний» и «наружный» определены в радиальном направлении относительно оси двигателя. Так, цилиндр, расположенный вдоль оси двигателя, содержит внутреннюю поверхность, обращенную к оси двигателя, и наружную поверхность, противоположную его внутренней

поверхности.

Показанная на фиг.2 и 3 ступень турбины ВД содержит диск 200 турбины ВД, неподвижно соединенный с цапфой ВД 100 и установленный на входе этой цапфы.

Диск 200 турбины ВД

Диск 200 турбины ВД представляет собой лопаточное колесо, лопатки которого выполнены радиально и снаружи относительно оси двигателя. Диск 200 турбины ВД содержит центральное отверстие 201, через которое проходит вал НД. Толщина диска 200 турбины ВД не является однородной, поскольку диск 200 содержит окружное утолщение вблизи своего центрального отверстия 201. Иначе говоря, диск 200 турбины ВД содержит в центре осевое утолщение для механического усиления, чтобы увеличить массу диска 200 вблизи оси двигателя и уменьшить, таким образом, механические напряжения во время работы.

Показанный на фиг.3 диск 200 турбины ВД содержит входной радиальный кольцевой крепежный фланец 240, закрепленный болтами на барабане, соединенном с фланцем 241 с установленными на нем уплотнительными пластинками и обеспечивающем направление воздуха для охлаждения лопаток турбины, при этом барабан закреплен болтами на компрессоре ВД двигателя. Барабан позволяет передавать на компрессор ВД энергию от сгорания в двигателе, воспринимаемую диском 200 турбины.

Диск 200 турбины ВД содержит выходной радиальный кольцевой крепежный фланец 250, предназначенный для удержания цапфы ВД 100, установленной на выходе. Выходной фланец 250 выполнен в виде зубчатой радиальной кольцевой полосы 250, содержащей зубья 251, разделенные впадинами 252, как показано на фиг.4 и 5. В дальнейшем впадина определена как пространство между двумя последовательными зубьями 251 зубчатой полосы 250.

Как показано на фиг.5, зубья 251 выходной крепежной полосы 250 (показана в заштрихованном виде) выполнены радиально в направлении оси двигателя и к центральному отверстию 201 диска 200 турбины. В каждом из зубьев 251 выходного крепежного фланца 250 путем механической обработки выполнено крепежное отверстие 220 для крепления выходного фланца 250 диска 200 турбины ВД на цапфе ВД 100. Крепление цапфы ВД 100 на диске 200 турбины ВД будет подробнее описано ниже.

Цапфа ВД 100

Показанная на фиг.2 и 3 цапфа ВД 100 выполнена в виде круглой детали, по существу расширяющейся в сторону входа и расположенной вдоль оси двигателя. Цапфа ВД 100 содержит, от входа к выходу, радиальную кольцевую крепежную часть 150, выполненную с возможностью крепления на фланце 250 диска 200 турбины ВД, усеченную конусную часть 102 и продольную цилиндрическую часть 103.

Продольная цилиндрическая часть 103 цапфы ВД 100, расположенная ближе всего к выходу цапфы 100, содержит на своем выходном конце наружную резьбу, предназначенную для установки на ней наружной втулки, на которой между валами устанавливают опорный подшипник, и этот опорный подшипник (не показан) обеспечивает установку вала ВД турбореактивного двигателя на валу НД.

Как показано на фиг.3, усеченная конусная часть 102 цапфы ВД 100 содержит окружной радиальный выступающий участок 105 механического усиления, направленный к оси двигателя и предназначенный для усиления массы цапфы ВД 100. Выступающий участок 105 выполнен вблизи оси двигателя, чтобы уменьшить механические напряжения во время работы, в частности, напряжения, возникающие в результате действия центробежных сил. Усеченная конусная часть 102 цапфы ВД 100 содержит радиальные уплотнительные пластинки 104, образующие лабиринтную прокладку, направленные радиально наружу двигателя и предназначенные для обеспечения герметичности между цапфой ВД 100 и механической деталью, установленной снаружи на цапфе ВД 100.

Кроме того, усеченная конусная часть 102 цапфы ВД 100 содержит внутренний усеченный конусный фланец 107, неподвижно соединенный с уплотнительным кожухом 4 00 вала НД двигателя. Уплотнительный кожух 400 выполнен в виде цилиндра, проходящего в осевом направлении снаружи относительно вала НД двигателя и внутри относительно диска 200 турбины. Уплотнительный кожух 400 предохраняет вал НД от воздействия чрезмерных температур. Внутри относительно диска 200 турбины ВД и снаружи относительно уплотнительного кожуха 400 выполнен кольцевой канал циркуляции воздуха для охлаждения диска турбины. Циркуляция охлаждающего воздуха в канале показана стрелками на фиг.2 и 3.

Радиальная кольцевая крепежная часть 150 цапфы 100 содержит крепежные отверстия 120, чередующиеся с отверстиями 110 циркуляции воздушного потока охлаждения диска турбины, называемыми в дальнейшем вентиляционными отверстиями 110, при этом отверстия 120 и отверстия 110 расположены в окружном направлении на радиальной кольцевой крепежной части 150, В этом примере отверстия 120 и отверстия 110 равномерно распределены по окружности. Крепежные отверстия 120 и вентиляционные отверстия 110 цапфы 100 выполнены таким образом, чтобы совмещаться соответственно с крепежными отверстиями 220 и впадинами 252 диска 200 турбины ВД.

Предпочтительно, чтобы отверстия 120 и отверстия 110 цапфы 100 позволяли уменьшить тангенциальные напряжения в этой зоне цапфы ВД 100 за счет шагового эффекта.

В данном случае крепежные отверстия 120 и вентиляционные отверстия 110 являются круглыми и имеют в данном примере одинаковое проходное сечение. Очевидно, что отверстия 120 и отверстия 110 могут иметь разные формы (вытянутые, прямоугольные и т.д.) и разные сечения.

Кроме того, радиальная кольцевая крепежная часть 150 содержит радиальные уплотнительные пластинки, выполненные на ее наружном радиальном конце, аналогичные пластинкам, выполненным на усеченной конусной части 102 цапфы 100.

Для крепления цапфы ВД 100 на диске 200 турбины ВД устанавливают поверхностный контакт между обращенной к выходу стороной выходного крепежного фланца 250 диска 200 турбины ВД и обращенной к входу стороной радиальной кольцевой части 150 цапфы ВД 100. После этого крепежные отверстия 120 цапфы 100 совмещают с крепежными отверстиями 220 диска 200 турбины ВД. За счет совмещения крепежных отверстий 120, 220 вентиляционные отверстия 110 цапфы ВД 100 совпадают с впадинами 252 крепежного фланца 250 диска 200 турбины ВД. Иначе говоря, вентиляционные отверстия 110 цапфы ВД 100 совмещают с проемами, образованными между зубьями 251 крепежного фланца 250 диска 200 турбины ВД.

Чтобы удерживать диск 200 турбины ВД неподвижно соединенным с цапфой ВД 100, винт 21 болта 200 последовательно вводят в крепежное отверстие 120 цапфы 100, затем в совмещенное с ним крепежное отверстие 220 диска 200 турбины. После этого на конце упомянутого винта 21 завинчивают гайку 22 болта 20 для надежности крепления. Этот этап крепления болтами повторяют для каждого крепежного отверстия 120 цапфы 100, после чего диск 200 турбины оказывается неподвижно закрепленным на цапфе ВД 100.

После крепления охлаждающий воздух может циркулировать между болтами 20 крепления цапфы ВД 100. Радиальная кольцевая часть 150 цапфы 100 обеспечивает крепление диска 200 турбины, а также удаление воздушного потока охлаждения диска 200 турбины.

После описания конструкции средств в соответствии с настоящим изобретением следует описание их работы и применения.

Как показано на фиг.2 и 3, во время работы турбореактивного двигателя смесь воздуха и топлива сгорает в камере сгорания двигателя, создавая тягу, необходимую для перемещения летательного аппарата, на котором установлен турбореактивный двигатель. После сгорания газовый поток очень высокой температуры циркулирует в турбине ВД турбореактивного двигателя. Диск 200 турбины ВД подвергается воздействию очень высоких температур.

Чтобы предохранить диск 200 турбины ВД, на входе диска 200 турбины на уровне компрессора ВД отбирают воздушный поток, который циркулирует от входа к выходу в турбореактивном двигателе внутри относительно диска 200 турбины ВД и снаружи относительно уплотнительного кожуха 400. Во время циркуляции охлаждающего воздуха в центральном отверстии 201 диска 200 турбины ВД кольцевой охлаждающий воздушный поток отбирает калории на диске 200 турбины, охлаждая его и образуя оболочку охлаждающего воздуха вокруг уплотнительного кожуха 400, защищая, таким образом, механические детали, установленные внутри этого кожуха.

После охлаждения диска 200 турбины ВД охлаждающий воздух удаляют через каналы циркуляции воздуха, которые находятся между болтами 20, соединяющими цапфу ВД 100 с диском 200 турбины ВД, как показано на фиг.2 и 3. На выходе отверстий циркуляции воздуха охлаждающий воздух охлаждает турбину НД двухвального двигателя. Иначе говоря, охлаждающий воздух последовательно циркулирует между зубьями 251 выходного крепежного фланца 250 диска 200 турбины ВД и через вентиляционные отверстия 110, выполненные в цапфе ВД 100.

Лабиринтный уплотнительный диск 300

Согласно другому отличительному признаку изобретения, лабиринтный уплотнительный диск 300 устанавливают вместе с диском 200 турбины ВД и цапфой ВД 100, при этом уплотнительный диск 300 устанавливают на выходе цапфы ВД 100.

Как показано на фиг.6, лабиринтный уплотнительный диск 300 представляет собой радиальный кольцевой венец, содержащий на своем наружном радиальном конце, то есть на конце, наиболее удаленном от оси двигателя, радиальные уплотнительные пластинки 304 образующие лабиринтную уплотнительную прокладку, и содержащий на своем внутреннем конце, то есть наиболее близком к оси двигателя, радиальную кольцевую крепежную полосу 350.

Радиальная кольцевая крепежная полоса 350 уплотнительного диска 300 содержит крепежные отверстия 320, чередующиеся с вентиляционными отверстиями 310, при этом отверстия 320 и отверстия 310 расположены в окружном направлении на радиальной кольцевой крепежной полосе 350. Крепежные отверстия 320 и вентиляционные отверстия 310 уплотнительного диска 300 выполнены таким образом, что соответствуют их аналогам, выполненным на цапфе ВД 100.

Для крепления уплотнительного диска 300 устанавливают поверхностный контакт между обращенной к выходу стороной выходного крепежного фланца 250 диска 200 турбины ВД и обращенной к входу стороной радиальной кольцевой части 150 цапфы ВД 100. Затем устанавливают поверхностный контакт между обращенной к входу стороной крепежной полосы 350 уплотнительного диска 300 и обращенной к выходу стороной радиальной кольцевой части 150 цапфы ВД 100.

После этого совмещают крепежные отверстия 120, 220, 320 диска 200 турбины ВД, цапфы ВД 100 и уплотнительного диска 300. За счет совмещения крепежных отверстий 120, 220, 320, вентиляционные отверстия 110, 310 цапфы ВД 100 и уплотнительного диска 300 совмещаются с впадинами 252 крепежного фланца 250 диска 200 турбины ВД.

Затем при помощи болтов соединяют диск 200 турбины, цапфу 100 и уплотнительный диск 300 через совмещенные крепежные отверстия. После крепления между крепежными болтами 20 остаются каналы циркуляции воздуха.

Проходное сечение вентиляционных отверстий 310 уплотнительного диска 300 предусматривают таким, чтобы можно было калибровать напор циркуляции охлаждающего воздуха в центральном отверстии 201 диска 200 турбины. В этом примере диаметр круглых вентиляционных отверстий 310 уплотнительного диска 300 меньше диаметра круглых вентиляционных отверстий 110 цапфы ВД 100, что приводит к снижению напора охлаждающего воздуха в центральном отверстии 201.

1. Узел из диска (200) турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы (100) опорного подшипника, при этом диск (200) турбины содержит радиальный кольцевой крепежный фланец (250), неподвижно соединенный с радиальной кольцевой частью (150) цапфы (100) при помощи болтов (2), при этом болты (2) последовательно проходят через крепежные отверстия (120, 220), выполненные в радиальном кольцевом крепежном фланце (250) диска (200) турбины и в радиальной кольцевой части (150) цапфы (100), отличающийся тем, что радиальная кольцевая часть (150) цапфы (100) содержит сквозные отверстия (110) для циркуляции воздуха между входом и выходом цапфы, при этом отверстия (110) выполнены между крепежными отверстиями (120) цапфы (100).

2. Узел по п.1, в котором радиальный кольцевой крепежный фланец (250) диска (200) турбины выполняют в виде зубчатой радиальной кольцевой полосы (250), содержащей зубья (251), разделенные впадинами (252), при этом крепежные отверстия (220) турбины выполняют в зубьях (251) упомянутой зубчатой полосы (250).

3. Узел по п.2, в котором впадины (252) радиального кольцевого крепежного фланца (250) выполнены с возможностью совмещения с отверстиями (110) циркуляции воздуха, выполненными на радиальной кольцевой части (150) цапфы (100).

4. Узел по одному из пп.1-3, в котором отверстия (110) циркуляции воздуха и крепежные отверстия (120) расположены в окружном направлении на радиальной кольцевой части (150) цапфы (100).

5. Узел по одному из пп.1-4, в котором цапфа (100) содержит усеченную конусную часть (102) на выходе своей радиальной кольцевой части (150), содержащую внутренний радиальный участок (105) механического усиления.

6. Узел по одному из пп.1-5, в котором с цапфой (100) и диском (200) турбины при помощи болтов соединяют уплотнительный диск (300), установленный на выходе цапфы (100), при этом уплотнительный диск (300) содержит циркуляционные отверстия (310), совмещенные с отверстиями циркуляции воздуха цапфы.

7. Узел по п.6, в котором проходное сечение циркуляционных отверстий (310) уплотнительного диска (300) выполнено с возможностью калибрования напора циркуляции воздуха.

8. Контур охлаждения диска (200) турбины в газотурбинном двигателе, содержащий канал удаления на выходе диска турбины (200), проходящий через упомянутые отверстия (110, 252, 310) узла по одному из пп.1-7.

9. Контур охлаждения по п.8, содержащий входной канал, проходящий через центральное отверстие (201) диска турбины на входе отверстий (110, 252, 310) упомянутого узла.

10. Контур охлаждения по п.8 или 9 в двухвальном двигателе, содержащем турбину высокого давления и турбину низкого давления, при этом турбина упомянутого узла является турбиной высокого давления (200), при этом контур содержит выходной канал, выполненный на выходе отверстий (110, 252, 310) упомянутого узла, предназначенный для частичного охлаждения турбины низкого давления.



 

Похожие патенты:

Лопатка турбины охлаждается внутренним потоком охлаждающей текучей среды, поступающей через отверстия, расположенные внизу хвостовой части лопатки. Лопатка включает в себя регулирующую пластину, снабженную отверстиями, расположенными в соответствии с отверстиями внизу хвостовой части лопатки.

Ротор компрессора газотурбинного двигателя содержит, 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.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам ГТД. .

Изобретение относится к нанесению алюминиевого покрытия на металлическую деталь, а именно на полую деталь, содержащую внутреннюю рубашку, а также к рубашке для циркуляции охлаждающего воздуха, алюминированной полой лопатке газотурбинного двигателя и направляющему сопловому аппарату газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к системам регулирования расхода воздуха на охлаждение турбины одноконтурных и двухконтурных двигателей. .

Турбина высокого давления газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, один лопаточный роторный диск, две кольцевых радиально внешних полости. Одна из полостей расположена на входе диска и получает поток вентиляционного воздуха для лопаток диска от днища камеры сгорания. Вторая из полостей расположена на выходе диска. Лопаточный роторный диск включает в себя входной и выходной кольцевые фланцы, отделяющие радиально внутреннюю кольцевую полость, в которой размещена ступица диска. Входной фланец диска содержит средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости и радиально внутренней полости для вентиляции ступицы диска. Средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости и радиально внутренней полости содержат радиальные пазы, выполненные на входной поверхности входного фланца диска. Пазы образуют каналы для циркуляции воздуха между входным фланцем и вращающейся деталью газотурбинного двигателя, с которой связан упомянутый фланец. Изобретение позволяет уменьшить тепловые градиенты в диске ротора турбины высокого давления и уменьшить время теплового отклика этого диска. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ступень турбины газотурбинного двигателя, выполненного с отверстиями отвода концентрата пыли от системы охлаждения, содержит рабочие и сопловые охлаждаемые лопатки, образующие проточную часть турбины, аппарат закрутки с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха в систему охлаждения элементов турбины. В аппарате закрутки дополнительно имеется, по меньшей мере, одно отверстие отвода пылевого концентрата, которое выполнено под углом 0°<α<90° в направлении вращения рабочего колеса и под углом 0°<β<60° от оси двигателя. Отверстие отвода пылевого концентрата находится выше по радиусу отверстий подвода охлаждающего воздуха в меридиальной плоскости на расстоянии более одного диаметра отверстий подвода охлаждающего воздуха. Изобретение направлено на предотвращение загрязнения системы охлаждения турбины и как следствие повышение надежности работы турбины. 3 ил.

Двухпоточный цилиндр паротурбинной установки включает наружный и внутренний цилиндры, ротор с дисками и рабочими лопатками проточной части прямого и обратного потоков, трубопровод подвода охлаждающего пара к турбине. Во внутреннем цилиндре установлены корпусы с уплотнениями вала ротора. В пространстве между дисками первых ступеней прямого и обратного потоков устанавливаются перегородки, соединенные по торцу с поверхностью внутреннего цилиндра и корпусов уплотнений, образующие две кольцевые камеры, ограниченные поверхностями внутреннего цилиндра, корпусов уплотнений и перегородок, а также боковыми поверхностями дисков первых ступеней. Каждая из кольцевых камер соединена через осевой зазор между диском первой ступени примыкающего к этой камере потока и торцевой поверхностью внутреннего цилиндра с камерой подвода пара на рабочую лопатку первой ступени. Через радиальный зазор между валом ротора и гребнями уплотнений кольцевые камеры соединены между собой. Достигается эффективное охлаждение центральной части ротора при минимальном расходе охлаждающего пара, исключаются непроизводительные перетоки пара, что повышает надежность и КПД цилиндра, увеличивает ресурс ротора. 1 ил.

Лопатка турбины, продолжающаяся вдоль продольной оси (А), содержит крепежный участок, снабженный базовой поверхностью, платформу, соединенную как одно целое с крепежным участком, основной продолговатый корпус, охлаждающий контур и регулировочную пластину. Основной продолговатый корпус продолжается от платформы на противоположной стороне по отношению к крепежному участку и содержит заднюю кромку. Охлаждающий контур содержит первую охлаждающую линию для охлаждения задней кромки и снабжен первым входным отверстием, расположенным на базовой поверхности крепежного участка лопатки. Регулировочная пластина соединена с базовой поверхностью у первого входного отверстия и содержит первый и второй участки, выполненные с возможностью соединения друг с другом и имеющие такую форму, чтобы образовывать вместе отверстие, имеющее переменное сечение. Изобретение направлено на снижение себестоимости лопатки и на корректирование скорости потока охлаждающего воздуха. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, преимущественно, к турбомашинам, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций. Ротор осевой газовой турбины содержит диск ротора с расположенными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, установленный на ободе диска ротора с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений. В ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки выполнены каналы для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток. Диск ротора снабжен кольцевым посадочным выступом, выполненным на ободе диска, а покрывной диск оснащен канавкой, выполненной ответной посадочному выступу. Каналы в ободе диска выполнены открытыми по его поверхности со стороны покрывного диска и наклонными со стороны основания хвостовой части каждой лопатки. Разъемное соединение выполнено в виде радиально центрированных по одной оси отверстий в стенках канавки покрывного диска и посадочного выступа диска ротора и штифтов, установленных в эти отверстия. Ротор содержит не менее трех разъемных соединений. Изобретение позволяет повысить надежность и технологичность ротора турбины газотурбинного двигателя, а также уменьшить его вес. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и может быть использовано преимущественно в турбомашинах, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций. Ротор осевой газовой турбины содержит диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, расположенные на диске, и покрывной диск. Покрывной диск установлен на диске ротора с образованием кольцевой полости и закреплен байонетными соединениями и штифтами. Кольцевая полость соединена каналами в диске с каналами в основании хвостовой части каждой лопатки. Ротор снабжен также, по меньшей мере, тремя выступами с пазами, выполненными над байонетными соединениями. Байонетные соединения образованы зацепами диска ротора и зацепами покрывного диска. В покрывном диске выполнено не менее трех отверстий, сопрягаемых с пазами. Штифты жестко закреплены в отверстиях покрывного диска и установлены в пазы диска ротора с радиальным зазором. Каждый зацеп покрывного диска установлен по радиусу на расстоянии, равном 1,4-1,8 внутреннего радиуса ступицы покрывного диска. Изобретение позволяет улучшить охлаждение рабочих лопаток, повысить надежность ротора турбины и повысить ресурс газотурбинного двигателя. 2 ил.

Газовая турбина с ротором, в котором установлена лопатка, содержит перо с входной кромкой и выходной кромкой, расположенное вдоль продольной оси указанной лопатки от корневой части до концевой части лопатки. В корневой части пера выполнен хвостовик, установленный съемно в гнезде ротора. В пере выполнена центральная полость, расположенная вдоль продольной оси от хвостовика лопатки до концевой части лопатки и предназначенная для прохода потока охлаждающей текучей среды, который входит в центральную полость лопатки через входное отверстие в хвостовике лопатки и выходит из центральной полости лопатки, по меньшей мере, через одно выходное отверстие в концевой части лопатки. Поток охлаждающей текучей среды подается по каналу ротора, который проходит через ротор и сообщается с входным отверстием лопатки. По меньшей мере, в одном направлении область поперечного сечения входного отверстия лопатки больше области поперечного сечения указанного канала ротора. Выходное отверстие канала ротора имеет форму диффузора и на границе раздела выходного отверстия канала ротора и входного отверстия лопатки область поперечного сечения выходного отверстия канала ротора покрывает область поперечного сечения входного отверстия лопатки. На границе раздела указанного входного отверстия лопатки и выходного отверстия канала ротора расположена полость повышенного давления, образованная между нижней поверхностью указанного хвостовика лопатки и гнездом ротора, в котором расположен хвостовик лопатки. Полость высокого давления имеет конфигурацию, обеспечивающую стравливание потока охлаждающей текучей среды наружу хвостовика лопатки либо к входной кромке пера лопатки, либо к выходной кромке пера лопатки. Изобретение направлено на создание охлаждаемой лопатки, в которой предусмотрена гибкая конфигурация охлаждающих каналов и гибкие режимы на их работы. 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Турбореактивный двигатель содержит впускной канал потока воздуха охлаждения диска турбины высокого давления, открывающийся в полость. Полость является по существу изолированной с входной стороны от полости, в которой циркулирует поток воздуха, отбираемый с выхода компрессора высокого давления, первым лабиринтным уплотнением и с выходной стороны от полости, сообщающейся с первичным каналом турбореактивного двигателя, вторым лабиринтным уплотнением. Турбореактивный двигатель содержит каналы, сообщающиеся с впускным каналом и открывающиеся через неподвижную часть первого лабиринтного уплотнения между двумя ребрами этого уплотнения для обеспечения пропускания между этими ребрами потока воздуха, поступающего из впускного канала. Изобретение направлено на повышение экономичности охлаждения, уменьшение номинальной величины расхода воздушного потока охлаждения входного колеса компрессора высокого давления в турбореактивном двигателе. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор высокотемпературной турбины включает диски первой и второй ступени, между которыми расположен промежуточный диск с радиальными выступами. Промежуточный диск фиксируется радиальными выступами в окружном направлении относительно осевых выступов, расположенных на полотне диска первой ступени. Осевые выступы на полотне диска первой ступени выполнены таким образом, что образуют в поперечном сечении U-образный выступ. Кольцевое ребро промежуточного диска, размещенное с внутренней стороны обода диска первой ступени, выполнено с пазами. Посредством пазов воздушные полости повышенного давления сообщаются с кольцевой воздушной полостью пониженного давления, ограниченной кольцевым ребром промежуточного диска, радиальными выступами промежуточного диска, U-образным выступом и полотном диска первой ступени. Отношение длины U-образного выступа в осевом направлении к глубине канавки U-образного выступа составляет 1,1 - 2. Изобретение позволяет повысить надежность и снизить вес ротора высокотемпературной турбины. 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