Многоступенчатая газовая силовая турбина



Многоступенчатая газовая силовая турбина
Многоступенчатая газовая силовая турбина

 


Владельцы патента RU 2506428:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

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.

 

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения.

Известна многоступенчатая газовая турбина, диски ротора в которой соединены с помощью фланцев, зафиксированных между собой резьбовым соединением (патент США №6883303, F01D 25/16, F01D 25/28, F01D 5/06, F02K 3/06, 2005 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность вследствие труднодоступности резьбовых соединений при выполнении турбины с увеличенной высотой полотна и ступицы дисков.

Наиболее близкой к заявляемой является многоступенчатая газовая силовая турбина, диски ротора в которой соединены между собой с помощью фланцев с осевыми штифтами, передающими крутящий момент, а осевая затяжка ротора осуществляется стяжным болтом и упорным фланцем, установленным с передней стороны ступицы первого по потоку газа диска турбины (патент РФ №2263809, F02C 7/28, 2005 г.).

Недостатками известной конструкции, принятой за прототип, являются ее низкие КПД, надежность, а также увеличенные осевые габариты и масса ротора турбины, так как упорный фланец размещен с передней стороны ступицы первого диска, тем самым увеличивая осевые габариты ротора турбины, а точность установки первого диска относительно вала силовой установки низка из-за большого числа промежуточных деталей между первым диском и валом.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении КПД, надежности и в снижении осевых габаритов многоступенчатой газовой турбины путем надежной фиксации в осевом и радиальном направлениях первого по потоку диска.

Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатой газовой силовой турбине, диски в роторе которой соединены между собой фланцами с осевыми штифтами, согласно изобретению 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, причем радиальное ребро расположено в междисковой полости между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом.

Установка с внутренней стороны ступиц дисков ротора многоступенчатой газовой силовой турбины стяжного вала, на входном по потоку газа хвостовике которого фланцем с радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осевом направлениях первый по потоку диск ротора турбины, позволяет существенно повысить радиальную жесткость ротора турбины на рабочих и переходных режимах работы, что повышает надежность и КПД турбины из-за стабильности радиальных зазоров между статором и ротором.

Размещение фланца с радиальным ребром первого по потоку диска в междисковой полости уменьшает осевые габариты ротора турбины и снижает его вес.

Размещение радиального ребра между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом позволяет с помощью регулировочного кольца и гайки выполнять стабильной силу затяжки ротора турбины вне зависимости от осевых размеров последующих дисков, что повышает надежность ротора турбины.

На фиг.1 показан продольный разрез многоступенчатой газовой силовой турбины, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Многоступенчатая газовая силовая турбина 1 двигателя 2 состоит из статора 3 и ротора 4, на валу 5 которого консольно установлены: первый по потоку газа 6 диск 7, второй по потоку диск 8 и третий по потоку диск 9, который фланцем 10 с помощью болтового соединения 11 установлен на фланце 12 вала 5. Передача крутящего момента с дисков 7 и 8 на диск 9 осуществляется цилиндрическими фланцами 13, 14, 15, 16 и 10, выполненными за одно целое с дисками 7, 8 и 9 соответственно, а также осевыми штифтами 17 и 18.

Для осевой фиксации дисков 7, 8 и 9, а также для более точной радиальной фиксации первого по потоку диска 7 на валу 5, с внутренней стороны от ступиц 19, 20 и 21 дисков 7, 8 и 9 соответственно установлен стяжной вал 22, на входном хвостовике 23 которого конусным фланцем 24 с радиальным ребром 25 по поверхности 26 зафиксирован в радиальном направлении первый по потоку диск 7. Для более надежной фиксации и уменьшения осевых габаритов ротора 4 фланец 24 с ребром 25 и диск 7 выполнены за одно целое, причем фланец 24 размещен в междисковой полости 27 между дисками 7 и 8.

Осевая фиксация дисков 7, 8 и 9 осуществляется с помощью установленной на хвостовике 23 с передней стороны от радиального ребра 25 диска 7 гайки 28 затяжки ротора 4.

Стабильность усилия затяжки ротора 4 вне зависимости от величины осевых размеров дисков 7, 8 и 9 по фланцам 14, 15, 16 и 10 обеспечивается с помощью регулировочного кольца 29, установленного с задней стороны от радиального ребра 25.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе многоступенчатой газовой турбины 1 ее КПД мог бы снизиться из-за пониженной радиальной жесткости ротора 4 по первому диску 7 и увеличения радиальных зазоров между статором 3 и ротором 4 турбины 1. Однако этого не происходит, так как диск 7 зафиксирован в радиальном направлении своим конусным фланцем 24 с радиальным ребром 25 относительно поверхности 26 стяжного вала 22, что способствует повышению КПД и надежности турбины 1.

Многоступенчатая газовая силовая турбина, диски в роторе которой соединены между собой фланцами с осевыми штифтами, отличающаяся тем, что 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, причем радиальное ребро расположено в междисковой полости между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом.



 

Похожие патенты:

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.

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).

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.

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. .

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.

Изобретение относится к турбинам двухконтурных газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя включает турбины высокого и низкого давлений с опорами ротора турбин. Внутри ротора турбины низкого давления расположена воздушная полость повышенного давления, соединенная на входе с воздушной полостью первого соплового аппарата турбины низкого давления, а на выходе через заднее лабиринтное уплотнение - с проточной частью турбины низкого давления. Воздушная полость повышенного давления ограничена с внутренней стороны - первым и вторым лабиринтными уплотнениями. Уплотнения отделяют воздушную полость повышенного давления от воздушной полости пониженного давления. Воздушная полость пониженного давления разделена на переднюю и заднюю полости. Передняя полость расположена между опорой турбины высокого давления и конусным фланцем вала турбины низкого давления. Задняя полость расположена между конусным фланцем вала турбины низкого давления и опорой турбины низкого давления. Первое и второе лабиринтные уплотнения расположены друг относительно друга таким образом, чтобы отношение минимального диаметра по уплотнительным гребешкам первого лабиринтного уплотнения к минимальному диаметру по уплотнительным гребешкам второго лабиринтного уплотнения составляло 1,2…2,0. Изобретение позволяет повысить надежность и КПД турбины. 3 ил.

Прямозубое цилиндрическое зацепление между роторами движущихся деталей турбомашины содержит два зубчатых венца. Каждый зубчатый венец расположен на конце движущейся детали и находится в зацеплении с другим зубчатым венцом, оставляя свободным проход для воздуха между горловинами охватывающих частей и концами охватываемых частей зубьев. Зубчатый венец, по меньшей мере, одной движущейся детали продолжен в радиальном направлении относительно другого зубчатого венца для формирования внешнего или внутреннего расширения зубчатого венца напротив элемента, охватываемого движущейся деталью или охватывающего движущуюся деталь, установленную на другом зубчатом венце. Для защиты прохождения воздуха в соединении между роторами движущихся деталей один конец соединения продолжают в радиальном направлении относительно другого конца для формирования внешнего или внутреннего расширения. Расширение образуют напротив элемента, охватываемого движущейся деталью или охватывающего движущуюся деталь, установленную на другом конце соединения. Другое изобретение группы относится к роторной линии турбомашины, содержащей множество указанных выше прямозубых цилиндрических зацеплений между роторами деталей компрессоров и турбин. Группа изобретений позволяет исключить перекрытие прохода для воздуха, расположенного в соединении между роторами турбомашины. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения и, в частности, может быть реализовано в конструкции роторов осевых компрессоров и турбин. Ротор газотурбинного двигателя содержит диски рабочего колеса, сопряженные поверхностями внутреннего и внешнего кольцевых посадочных элементов, а также втулки с установленными в них штифтами. Во внутреннем и внешнем кольцевых посадочных элементах выполнены цилиндрические отверстия. Втулки размещены в отверстиях внешнего кольцевого посадочного элемента и имеют расширенный участок со стороны его внутренней поверхности. Во втулках выполнено отверстие под штифт, диаметр которого равен диаметру цилиндрического отверстия во внутреннем кольцевом посадочном элементе. Штифт зафиксирован от перемещения в радиальном направлении при помощи деформации наружной поверхности втулки. Изобретение позволяет повысить надежность соединения секций ротора компрессора или турбины, а также снизить габариты соединения кольцевых посадочных элементов. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель включает вентилятор и компрессор низкого давления, рабочие колеса которых установлены на общем валу с помощью осевых болтов с гайками. На осевые болты между гайкой и фланцем крепления рабочего колеса вентилятора к валу установлены балансировочные удлинительные втулки, во внутренней полости которых расположен участок перехода от резьбовой части хвостовика болта к цилиндрической. Головки болтов зафиксированы вокруг своей оси фланцем лабиринта, а в осевом направлении - кольцом, установленным на валу вентилятора с помощью промежуточных втулок. Отношение наружного диаметра балансировочной втулки к диаметру цилиндрической части хвостовика болта составляет 1,2…3, отношение диаметра цилиндрической части хвостовика болта к длине балансировочной втулки 1,0…3, а отношение длины промежуточной втулки к длине головки болта 1…1,2. Изобретение позволяет повысить надежность газотурбинного двигателя за счет исключения дисбаланса ротора вентилятора и повышения прочности затяжки и осевой фиксации болтов крепления рабочих колес вентилятора и компрессора низкого давления к валу вентилятора. 4 ил.
Наверх