Ротор осевой газовой турбины



Ротор осевой газовой турбины
Ротор осевой газовой турбины

 


Владельцы патента RU 2529271:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" (RU)

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, преимущественно, к турбомашинам, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату, является ротор газовой турбины, содержащий диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, установленные на колесе, покрывной диск, установленный на ободе диска с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений, каналы в ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки, для соединения кольцевой полости с каналами для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток.

/RU 2378517 C1, МПК F01D 5/08 Опубликовано 10.01.2010 г./

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в цилиндрических штифтах, которые при взаимных температурных радиальных деформациях диска и покрывного диска работают на срез, что приводит к поломке штифтов при повышенных ресурсах газотурбинного двигателя, а отверстия в ободе диска являются дополнительными концентраторами напряжений.

Технической задачей изобретения является повышение надежности ротора турбины газотурбинного двигателя за счет создания условий для температурных радиальных компенсаций при фиксации покрывного диска на диске турбины, уменьшение перетечек охлаждающего воздуха на рабочую лопатку ротора и повышение прочностных параметров ротора турбины.

Ожидаемый технический результат - улучшение охлаждения рабочих лопаток, повышение надежности ротора турбины, повышение ресурса газотурбинного двигателя и улучшение технологичности изготовления.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный ротор осевой газовой турбины, содержащий диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, установленные на диске, покрывной диск, установленный на ободе диска ротора с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений, каналы в ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки, для соединения кольцевой полости с каналами для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток, по предложению 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, а 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, при этом ротор содержит не менее трех разъемных соединений.

Сущность изобретения заключается в выполнении соединений покрывного диска и диска ротора путем образования центрированных по одной оси отверстий в месте соединения выступа и ответной впадины и их фиксирования с помощью радиально расположенных штифтов, установленных в эти отверстия. Выполнение штифтов в радиальных направлениях позволяет свободно компенсировать деформационные перекосы, возникающие в диске ротора и покрывном диске. Размер впадины и выступа на дисках устанавливают так, чтобы покровный диск свободно перемещался при возникновении градиента температур между диском ротора и покрывным диском и позволял исключить перетечки воздуха при подаче его под полку лопатки.

Предусмотрено, что отверстие в диске для подачи воздуха под полки рабочих лопаток выполнено открытым со стороны покрывного диска. Поскольку отверстия являются концентраторами напряжений, то при их отсутствии можно обеспечить те же запасы прочности при меньшей ширине обода диска, что позволяет уменьшить вес ротора. Уменьшение количества деталей, закрепляющих покрывной диск, отсутствие одноразовых фиксирующих пластин и замков позволяет уменьшить вес ротора и повысить технологичность изготовления составляющих двигателя.

Замена наклонного отверстия в диске ротора открытыми отверстиями заметно облегчает технологии изготовления. Например: использование фрезерования радиальных пазов с торца обода требует намного меньшей технологической оснастки, чем наклонное сверление. Изготовленные методом фрезеровки изделия легко контролировать любым методом цветной дефектоскопии (ЛЮМ, ЦМ), а наклонные отверстия могут контролироваться только методом УЗК (Ультразвуковой дефектоскопии) со сложной настройкой и эталоном.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 показано крепление покрывного диска на диск газовой турбины.

На фиг.2 показан канал подвода и отвода воздуха.

Ротор газовой турбины состоит из вала с диском 1 с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками 2, покрывной диск 3 установлен на диск 1 с образованием кольцевой полости 4. Покрывной диск 3 зафиксирован со стороны кольцевой полости на диске ротора 1, с помощью неподвижных радиальных штифтовых 5 разъемных соединений. Диск 1 на ободе имеет кольцевой посадочный выступ 6, а покрывной диск оснащен канавкой 7, выполненной ответной посадочному выступу 6. Каналы 8 в ободе диска 1 выполнены открытыми по его поверхности со стороны покрывного диска 3 и наклонными 9 со стороны основания хвостовой части каждой лопатки.

Штифтовые 5 разъемные соединения выполнены в виде центрированных по одной оси отверстий в стенках канавки 7 покровного диска 3 и посадочного выступа 6 диска ротора 1 и штифтов 5, установленных в эти отверстия, при этом ротор содержит не менее трех разъемных соединений.

Устройство работает следующим образом.

Во время работы при вращении диска ротора 1 газовой турбины компрессированный охлажденный воздух протекает в полости 4 между диском 1 турбины и покрывным диском 3, по каналам 8 и наклонным каналам 9 в контур охлаждения рабочих лопаток 2. Возникающее избыточное давление воздуха в канале 4 создает растягивающее осевое усилие, которое стремится оторвать покровный диск 3 в месте соединения диска ротора 1 и покрывного диска 3. Радиальные штифтовые 5 разъемные соединения в количестве не менее 3 обеспечивают надежное прижатие покрывного диска, что позволяет улучшить герметичность каналов, снизить перетечки горячего воздуха под полку лопатки.

При работе ротора газовой турбины диск 1 и покрывной диск 3 нагреты до различных температур, что увеличивает усилие деформации и неравномерность температурного расширения дисков. Однако предусмотренные радиальные штифтовые соединения 5, выполненные по окружности дисков, свободно компенсируют любые деформационные напряжения и сохраняют концентричность соединения, что повышает надежность работы ротора.

Применение изобретения позволяет повысить надежность ротора турбины газотурбинного двигателя за счет создания условий для температурных радиальных компенсаций при «свободной» фиксации покрывного диска на диске турбины, улучшить охлаждение и долговечность рабочих лопаток, уменьшить вес ротора турбины, повысить ресурс газотурбинного двигателя и улучшить технологичность изготовления.

Ротор осевой газовой турбины, содержащий диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, расположенные на диске, покрывной диск, установленный на ободе диска ротора с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений, каналы в ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки, для соединения кольцевой полости с каналами для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток, отличающийся тем, что 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, а 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, при этом ротор содержит не менее трех разъемных соединений.



 

Похожие патенты:

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).

Прокладка для вставления между хвостом лопатки вентилятора турбореактивного двигателя и нижней частью отсека, в котором размещен этот хвост. Отсек ограничен диском вентилятора.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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 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.
Наверх