Ротор турбины



Ротор турбины
Ротор турбины
Ротор турбины

 


Владельцы патента RU 2517462:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает диск турбины с установленным на его ободе при помощи байонетного соединения уплотнительным кольцом с образованием кольцевой полости, расположенной между полотном диска и уплотнительным кольцом. В кольцевой полости между осевым кольцевым ребром уплотнительного кольца и осевым кольцевым выступом диска размещен контровочный замок, выполненный с возможностью осевого перемещения в кольцевой полости в сторону диска. Контровочный замок выполнен с направленным от диска осевым ребром и с направленными от диска и расположенными по краям замка двумя осевыми выступами. Осевое ребро контровочного замка выполнено с возможностью пластической деформации в радиальном направлении на внешнюю поверхность уплотнительного кольца. Осевые выступы замка контактируют с боковыми поверхностями пазов байонетного соединения диска и уплотнительного кольца. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины. 3 ил.

 

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

Известен ротор турбины, на ободе диска второй ступени которого установлено уплотнительное кольцо (US 7921634 B2, 12.04.2011).

Недостатком такой конструкции является ее низкая экономичность из-за отсутствия на кольце уплотнительных лабиринтных гребешков.

Наиболее близким к заявляемому является ротор турбины, в котором на ободе диска с помощью байонетного соединения установлено уплотнительное кольцо с образованием кольцевой полости между кольцом и полотном диска (RU 2453708 C1, 20.06.2012).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность в связи с возможностью перемещения в окружном направлении кольца относительно диска с самопроизвольной расстыковкой байонетного соединения и дальнейшей поломкой ротора турбины.

Технический результат выражается в повышении надежности и безотказности работы ротора турбины путем фиксации уплотнительного кольца относительно диска турбины с помощью контровочного замка.

Сущность изобретения заключается в том, что в роторе турбины с диском турбины и установленным на ободе диска с помощью байонетного соединения уплотнительным кольцом с образованием кольцевой полости, расположенной между полотном диска и уплотнительным кольцом, согласно изобретению в кольцевой полости между осевым кольцевым ребром уплотнительного кольца и осевым кольцевым выступом диска размещен контровочный замок с направленным от диска осевым ребром и с направленными от диска и расположенными по краям замка двумя осевыми выступами, причем осевое ребро контровочного замка выполнено с возможностью пластической деформации в радиальном направлении на внешнюю поверхность уплотнительного кольца, осевые выступы замка контактируют с боковыми поверхностями пазов байонетного соединения диска и уплотнительного кольца, при этом контровочный замок выполнен с возможностью осевого перемещения в кольцевой полости в сторону диска.

Размещение в кольцевой полости между осевым кольцевым ребром уплотнительного кольца и осевым кольцевым выступом диска контровочного замка с направленным от диска осевым ребром и с направленными от диска и расположенными по краям замка двумя осевыми выступами, контактирующими с боковыми поверхностями пазов байонетного соединения диска и уплотнительного кольца, с возможностью пластической деформации осевого ребра контровочного замка в радиальном направлении на внешнюю поверхность уплотнительного кольца, позволяет зафиксировать осевыми выступами замка в окружном направлении уплотнительное кольцо относительно диска турбины, а с помощью пластической деформации ребра контровочного замка - зафиксировать сам контровочный замок в осевом направлении относительно уплотнительного кольца.

Выполнение контровочного замка с возможностью осевого перемещения в кольцевой полости в сторону диска позволяет при монтаже и демонтаже байонетного соединения перемещать в окружном направлении замок совместно с уплотнительным кольцом относительно диска турбины, а после стыковки пазов байонетного соединения диска и кольца путем сдвижки замка в осевом направлении от диска обеспечить фиксацию кольца и замка относительно диска в окружном направлении.

На фиг.1 показан продольный разрез ротора турбины, на фиг.2 - вид А на фиг.1, на фиг.3 представлен продольный разрез ротора турбины при монтаже и демонтаже байонетного соединения.

Ротор турбины 1 состоит из диска турбины 2, на ободе 3 которого с помощью байонетного соединения 4 установлено уплотнительное кольцо 5.

В кольцевой полости 6, образованной кольцом 5 и полотном 7 диска 2, между осевым кольцевым ребром 8 уплотнительного кольца 5 и осевым кольцевым выступом 9 диска 2 размещен контровочный замок 10, который выполнен с направленным от диска 2 осевым ребром 11 и также с направленными от диска 2, расположенными по краям 12 и 13 двумя осевыми выступами 14 и 15, контактирующими с боковыми поверхностями 16 и 17 пазов 18 и с боковыми поверхностями 19 и 20 пазов 21 байонетного соединения 4 диска 2 с кольцом 5.

Контровочный замок 10 выполнен с возможностью осевого перемещения в кольцевой полости 6 в сторону диска 2 - из положения 22 в положение 23, что позволяет исключить контакт осевых выступов 14 и 15 контровочного замка 10 с боковыми поверхностями 16 и 17 пазов 18 диска 2, что, в свою очередь, дает возможность осуществлять перемещение в окружном направлении уплотнительного кольца 5 совместно с контровочным замком 10 относительно диска 2 при монтаже и демонтаже байонетного соединения 4. Контакт выступов 14 и 15 замка 10 с боковыми поверхностями 19 и 20 паза 21 кольца 5 при этом сохраняется.

Осевое ребро 11 замка 10 выполнено с возможностью пластической деформации в радиальном направлении, в сторону обода 3 диска 2, на внешнюю поверхность 24 уплотнительного кольца 5 из положения 25 в положение 26, что позволяет после сдвижки замка 10 от диска 2 до касания замка 10 о поверхность 27 кольца 5 зафиксировать замок 10 в осевом положении.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе ротора турбины 1 на контровочный замок 10 действует центробежная сила, которая воспринимается уплотнительным кольцом 5.

Для исключения дисбаланса в ротор турбины 1 устанавливают два диаметрально противоположно размещенных замка 10, что также повышает надежность фиксации в окружном направлении кольца 5 относительно диска турбины 2.

Ротор турбины с диском турбины и установленным на ободе диска с помощью байонетного соединения уплотнительным кольцом с образованием кольцевой полости, расположенной между полотном диска и уплотнительным кольцом,
отличающийся тем, что
в кольцевой полости между осевым кольцевым ребром уплотнительного кольца и осевым кольцевым выступом диска размещен контровочный замок с направленным от диска осевым ребром и с направленными от диска и расположенными по краям замка двумя осевыми выступами, причем осевое ребро контровочного замка выполнено с возможностью пластической деформации в радиальном направлении на внешнюю поверхность уплотнительного кольца, осевые выступы замка контактируют с боковыми поверхностями пазов байонетного соединения диска и уплотнительного кольца, при этом контровочный замок выполнен с возможностью осевого перемещения в кольцевой полости в сторону диска.



 

Похожие патенты:

Лопатка для турбины или компрессора содержит перо и хвостовик. Перо лопатки изготовлено из согнутой слоистой полосы из армированной волокном пластмассы, в которой в зоне фальца образована удерживающая петля, причем из лежащих друг на друге концов полосы сформирована поверхность лопатки.

Ротор турбины содержит некоторое число рабочих лопаток. Лопатки размещены на соответствующем турбинном диске и скомбинированы соответственно в ряды рабочих лопаток.

Блокировочное устройство для лопаток, снабженных ножкой Т-образного типа, на ободе диска компрессора турбомашины содержит средство стопорения лопаток, кронштейн и средство фиксации.

Платформа рабочего колеса газотурбинного двигателя, включающего барабан и лопатки, основание которых удерживается в кольцевой канавке барабана, содержит два ребра жесткости с боковыми опорными поверхностями.

Рабочее колесо турбины содержит диск и множество лопаток, установленных по его периферии. Каждая лопатка имеет полку, перо и установленный в пазу диска крепежный элемент, проходящий в направлении внутрь от полки и аксиально по всему расстоянию между боковыми поверхностями диска.

Рабочее колесо турбины содержит диск, устройство аксиальной фиксации и множество лопаток, включающих перо, полку и крепежный элемент. Лопатки установлены по периферии диска, причем крепежный элемент каждой лопатки смонтирован в пазу, простирающемся аксиально между поверхностями диска.

Устройство амортизации вибраций для лопатки газовой лопаточной машины, например газотурбинного двигателя, оборудованного вентилятором, или высокооборотного винтового двигателя.

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 газовой турбины включает расположенные на диске турбины охлаждаемые рабочие лопатки, каждая из которых имеет ножку лопатки, расположенную в осевом пазу для ее фиксации.

Ротор газотурбинного двигателя содержит диск с осевыми гнездами, выполненными на ободе диска для индивидуального крепления лопаток. На одной стороне обода устанавливают кольцо.

Секция ротора турбомашины содержит крепежные пазы для рабочих лопаток, распространяющиеся в осевом направлении. В каждом крепежном пазу установлена рабочая лопатка, включающая обращенную радиально внутрь контактную поверхность. Для пропускания охлаждающего средства по торцевой поверхности ротора пластинчатые уплотнительные элементы под действием центробежной силы прилегают к контактной поверхности. Для фиксации уплотнительных элементов от смещения в окружном направлении, по меньшей мере, один из уплотнительных элементов снабжен отверстием для блокировочного элемента. Блокировочный элемент зафиксирован в отверстии уплотнительного элемента и гнезде, соосном этому отверстию и расположенном в ножке лопатки. Блокировочный элемент зафиксирован от выпадения посредством Z-образной фиксирующей пластины, первый конец которой прилегает между уплотнительным элементом и торцевой стороной ножки лопатки. Изобретение позволяет упростить монтаж и демонтаж блокировочного элемента. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Прокладка для вставления между хвостом лопатки вентилятора турбореактивного двигателя и нижней частью отсека, в котором размещен этот хвост. Отсек ограничен диском вентилятора. Прокладка имеет металлический элемент жесткости, оснащенный, по меньшей мере, одним наружным элементом, выполненным из эластомерного материала, и содержащий несущую поверхность (134) этого наружного элемента. Несущая поверхность (134) содержит, по меньшей мере, одну волнистую зону (136). Достигается надежное удержание и демпфирование лопатки за счет улучшенного сцепления между элементом жесткости и наружным элементом. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение может быть использовано для приваривания орбитальной сваркой трением лопаток к барабану осевого компрессора. Барабан (14) удерживают в люльке (44) с помощью делительного стола (54). Люлька (44) выполнена с возможностью поворота и движения в вертикальном направлении для расположения различных участков своей наружной поверхности параллельно плоскости орбитального движения лопатки (18, 20, 22). Лопатка удерживается в устройстве (62) орбитального движения с помощью зажимного устройства (68). Внутренняя поверхность барабана (14) закреплена опорами (51), которые опираются на сердечник (52), крепящийся к люльке (44). Барабан (14) содержит ряд выступов (38), поперечное сечение которых соответствует форме лопатки. Выступы (38) образуют поверхности сопряжения для лопаток (18, 20, 22). Лопатка (18, 20, 22) содержит пластину, обеспечивающую ее надежный зажим в зажимном устройстве (68). Изобретение обеспечивает возможность изготовления тонкостенного барабана с меньшими по сравнению с традиционной линейной сваркой трением затратами. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 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.

Ротор турбинной установки включает вал ротора, ряд расположенных смежно друг с другом рабочих лопаток и проставки между лопатками. Вал ротора имеет проходящий по периферии приемный паз, в который рабочие лопатки вставлены своими хвостовиками. Проставки расположены в приемном пазу вала ротора между двумя смежными рабочими лопатками. На наружной стороне хвостовика, рядом с рабочей стороной, рабочие лопатки имеют изогнутый контур стенки. Проставки на наружной стороне также имеют изогнутый контур стенки. Наружные стороны хвостовиков лопаток и проставок радиально заподлицо примыкают друг к другу в направлении по периферии, а контур стенки в аксиальной плоскости сечения ротора имеет вогнутый изгиб. Другие изобретения группы относятся к компрессору и турбине турбинной установки, содержащим указанный выше ротор. При модернизации ротора турбинной установки рабочие лопатки заменяют рабочими лопатками, имеющими на наружной стороне хвостовиков, рядом с рабочей стороной лопаток, изогнутый контур стенки, а проставки заменяют проставками, также имеющими на наружной стороне изогнутый контур стенки. Группа изобретений позволяет упростить изготовление ротора турбинной установки. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Ротор турбины тепловой электростанции содержит множество лопаток, диск ротора и средство фиксации. Диск ротора прикреплен к валу и содержит на периферии выступы, к которым прикреплены лопатки. Диск ротора содержит канавку, открытую в осевом направлении и имеющую нижнюю и верхнюю поверхности, причем нижняя поверхность канавки расположена на периферии диска ротора, а верхняя поверхность канавки расположена на выступах и обращена к нижней поверхности. Канавка диска ротора имеет в области его выступов осевой участок с углублением и открытым участком, на котором канавка открыта в осевом направлении, причем радиальная ширина углубления больше, чем радиальная ширина открытого участка. Каждая из лопаток содержит на хвостовике боковой выступ, имеющий на нижней части канавку с верхней поверхностью, расположенной вслед за верхней поверхностью канавки диска ротора. Средство фиксации установлено в канавке диска ротора для фиксации лопаток. При сборке указанного выше ротора турбины устанавливают лопатки между выступами диска ротора, а в канавку диска ротора и канавку лопатки устанавливают нижний и верхний профили. Затем устанавливают промежуточный замыкающий элемент, чтобы прочно прижать нижний и верхний профили соответственно к нижней поверхности канавки диска ротора и к верхним поверхностям канавки диска ротора и канавок лопаток. Группа изобретений позволяет повысить срок службы ротора турбины и упростить конструкцию средств фиксации. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 12 ил.

Ротор барабанного типа осевого компрессора предназначен для газотурбинных двигателей, преимущественно авиационных. Рабочие лопатки (4) ротора установлены своими хвостовиками (3) в пазах (2), разнесенных по длине барабана (1) кольцевыми рядами. Лопатки (4) выполнены с нижней полкой (6) пера (5) и ножкой (7). Ножка (7) расположена между полкой (6) и хвостовиком (3) с поперечным разделением верхней поверхности хвостовика (3) на две части. Пазы (2) и установленные в них хвостовики (3) вытянуты вдоль наружной поверхности барабана (1) и выполнены в форме прямой призмы, имеющей расширяющееся в сторону ножки (7) продольное сечение. На верхние поверхности хвостовиков (3) установлены с предварительным натягом силовые кольца (9) из композиционного материала, по одному, по меньшей мере, на каждый кольцевой ряд частей верхних поверхностей хвостовиков. Достигается снижение величины радиальных и окружных напряжений, испытываемых материалом барабана в процессе работы, обеспечение возможности снижения массы барабана при проектировании и существенного увеличения окружных скоростей ротора. 4 ил.

Система штифтового крепления хвостовика для диска ротора паровой турбины с осевым потоком содержит штифты, проходящие аксиально через отверстия в чередующихся зубьях хвостовиков лопаток и зубьях диска. Отношение осевой ширины зубьев диска и суммы осевой ширины зубьев диска и осевой ширины зазора между смежными зубьями диска составляет от 0,4 до 0,6. Отношение длины зубьев диска к диаметру штифтов составляет от 4 до 6. Изобретение позволяет снизить пиковые механические напряжения в зубьях диска. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Вентилятор газотурбинного двигателя содержит диск ротора, на наружной периферийной части которого предусмотрены ячейки (14), предназначенные для установки корневых частей (24) лопаток и ограниченные продольными ребрами (12). Каждое из ребер содержит радиальное ушко (26), предназначенное для крепления упомянутого диска на роторе компрессора, располагающегося по потоку позади этого вентилятора. Боковые поверхности упомянутых ушек (26) образуют упоры, предназначенные для удержания лопаток, установленных на диске. Скобки (32), имеющие U-образную форму, устанавливаются на ушки диска. Каждая из этих скобок содержит две боковые лапки, покрывающие боковые поверхности одного радиального ушка. Скобки для ушек диска исключают износ боковых поверхностей этих ушек в результате их повторяющегося механического контакта с лопатками в том случае, когда вентилятор подвергается воздействию эффекта авторотации. Таким образом, отпадает необходимость демонтировать газотурбинный двигатель для того, чтобы выполнить восстановительный ремонт ушек ребер диска вентилятора, поскольку установка скобок может быть осуществлена непосредственно на установленном под крылом самолета двигателе. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Газовая турбина содержит диффузор выхлопа, расположенный по направлению потока ниже последней ступени турбины и включающий секцию прохождения струи и стойку. Секция прохождения струи содержит части первой и второй стенок, а стойка имеет переднюю кромку, проходящую между частью первой стенки и частью второй стенки. Передняя кромка стойки имеет первую и вторую части, причем вторая часть передней кромки расположена между первой частью передней кромки и частью второй стенки. Передняя кромка стойки также имеет третью прямолинейную часть, расположенную между первой и второй частями передней кромки. Первая часть передней кромки проходит на 20-40% расстояния между первой передней крайней точкой, в которой передняя кромка встречается с частью первой стенки, и второй передней крайней точкой, в которой передняя кромка встречается с частью второй стенки. Первая часть передней кромки наклонена к выпуску секции относительно направления нормали, перпендикулярного части первой стенки в первой передней крайней точке, что позволяет уменьшить число Маха, в направлении, перпендикулярном передней кромке. Вторая часть передней кромки наклонена к выпуску секции относительно направления нормали, перпендикулярного части второй стенки во второй передней крайней точке, в которой передняя кромка встречается с частью второй стенки. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия турбины за счет снижения потерь в диффузоре. 20 з.п. ф-лы, 16 ил.
Наверх