Ротор турбины высокого давления



Ротор турбины высокого давления
Ротор турбины высокого давления
Ротор турбины высокого давления
Ротор турбины высокого давления
Ротор турбины высокого давления

 


Владельцы патента RU 2532390:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Ротор турбины высокого давления включает диск, установленный фланцем, расположенным со стороны выходной кромки рабочей лопатки, на размещенной на валу втулке. На противоположной от диска стороне втулки выступами радиального ребра установлен лабиринт с уплотнительными гребешками. Фланец диска совместно с выступами, выполненными на радиальном ребре лабиринта, зафиксирован на втулке шпильками с расположенными по краям шпилек передней и задней гайками. Между выступами радиального ребра выполнены открытые к периферии выборки с размещенными в них задними гайками крепления шпилек с установленными под гайками шайбами или балансировочными грузиками. Все шпильки выполнены одинаковой длины, а на каждом выступе и в каждой выборке расположена только одна задняя гайка. Толщина шайбы под гайкой, осевая толщина выступа радиального ребра лабиринта и толщина установочного фланца балансировочного грузика выполнены одинаковыми. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины высокого давления, а также уменьшить его вес и осевые габариты. 5 ил.

 

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

Известен ротор турбины высокого давления, в котором фланец крепления диска турбины к валу выполнен со стороны входной кромки рабочей лопатки турбины(патент US №6883303, F01D 5/06).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в диске турбины в месте его соединения с фланцем.

Наиболее близким к заявляемому является ротор турбины высокого давления, в котором фланец крепления диска турбины к валу выполнен со стороны выходной кромки рабочей лопатки турбины(патент RU №2130124, F01D 5/06).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенного дисбаланса ротора турбины высокого давления.

Технический результат заявляемой конструкции заключается в повышении надежности ротора турбины высокого давления путем исключения его дисбаланса, а также в уменьшении осевых габаритов и в снижении веса ротора турбины.

Указанный технический результат достигается тем, что в роторе турбины высокого давления, включающем диск, установленный расположенным со стороны выходной кромки рабочей лопатки фланцем на размещенной на валу втулке, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, на противоположной от диска стороне втулки выступами радиального ребра установлен лабиринт с уплотнительными гребешками, при этом фланец диска совместно с выступами на радиальном ребре лабиринта зафиксирован на втулке шпильками с расположенными по краям шпилек передней и задней гайками, а между выступами радиального ребра выполнены открытые к периферии выборки с размещенными в них задними гайками крепления шпилек и с установленными под гайками шайбами или балансировочными грузиками, причем все шпильки выполнены одинаковой длины, а на каждом выступе и в каждой выборке расположена только одна задняя гайка, при этом M=H и M=N, где:

M - толщина шайбы под гайкой,

H - осевая толщина выступа радиального ребра лабиринта,

N - толщина установочного фланца балансировочного грузика.

Фиксация на втулке фланца диска и выступов радиального ребра лабиринта, установленного на противоположной от диска стороне втулки, шпильками с установленными по краям шпилек гайками уменьшает осевые габариты и вес ротора турбины высокого давления.

Выполнение между выступами радиального ребра лабиринта открытых к периферии выборок снижает вес ротора турбины высокого давления.

Размещение в выборках лабиринта задних гаек крепления шпилек с установленными под гайками шайбами или балансировочными грузиками, позволяет устранить дисбаланс ротора турбины высокого давления, что повышает его надежность.

Выполнение всех шпилек крепления диска одинаковой длины повышает надежность ротора турбины высокого давления, так как исключает перепутывание шпилек при сборке ротора, что могло бы привести к отсоединению диска турбины от установленной на валу ротора втулки.

Размещение на каждом выступе лабиринта и в каждой выборке только одной задней гайки позволяет более точно производить балансировку ротора турбины, что повышает его надежность.

При M<H и M<N, а также при М>Н и М>N - ухудшается фиксация гаек на шпильке, что также может привести к демонтажу гаек со шпилек с последующим отсоединением диска турбины от втулки.

На фиг.1 изображен продольный разрез ротора турбины высокого давления,

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде,

На фиг.3 - вид А на фиг.2,

На фиг.4 - сечение Б-Б на фиг.3,

На фиг.5 - сечение В-В на фиг.3.

Ротор 1 турбины высокого давления состоит из рабочих лопаток 2, размещенных на диске 3 турбины, установленном расположенным со стороны выходной кромки 4 лопатки 2 фланцем 5 на шлицевой втулке 6, зафиксированной на валу 7 ротора 1 шлицевой гайкой 8. С противоположной от диска 3 стороны на втулке 6 выступами 9 на радиальном ребре 10 установлен лабиринт 11 с уплотнительными гребешками 12, который выступами 9 совместно с фланцем 5 диска 3 зафиксирован на втулке 6 шпильками 13 с расположенными по краям шпильки передней 14 и задней 15 гайками.

Между выступами 9 лабиринта 11 расположены открытые к периферии выборки 16, в которых размещены задние гайки 15 с установленными под гайками 15 шайбами 17, с возможностью замены шайб 17 балансировочными грузиками 18, устанавливаемыми под задней гайкой 15 установочным фланцем 19.

Для надежной фиксации гаек 14 и 15 на шпильке 13 необходима точная установка в осевом направлении передней гайки 14 относительно переднего хвостовика 20 шпильки 13, а задней гайки 15 - относительно заднего хвостовика 21 шпильки 13, и поэтому длина всех шпилек 13 выполнена одинаковой, а толщины выступов 9 лабиринта 10, шайб 17 и установочных фланцев 19 балансировочных грузиков 18 также выполнены одинаковыми, что повышает надежность сборки ротора 1 турбины высокого давления.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе ротора 1 высокого давления лабиринт 11 своими уплотнительными гребешками 12 может коснуться об ответный лабиринту 11 фланец (на фиг. не показано), однако возникающий при этом на лабиринте 11 крутящий момент существенно меньше, чем крутящий момент, действующий от рабочих лопаток 2 на фланец 5 диска 3, и поэтому уменьшенное количество гаек 15, фиксирующих лабиринт 11 в окружном направлении, не снижает надежность ротора 1 турбины высокого давления.

Ротор турбины высокого давления, включающий диск, установленный расположенным со стороны выходной кромки рабочей лопатки фланцем на размещенной на валу втулке, отличающийся тем, что на противоположной от диска стороне втулки выступами радиального ребра установлен лабиринт с уплотнительными гребешками, при этом фланец диска совместно с выступами на радиальном ребре лабиринта зафиксированы на втулке шпильками с расположенными по краям шпилек передней и задней гайками, а между выступами радиального ребра выполнены открытые к периферии выборки с размещенными в них задними гайками крепления шпилек с установленными под гайками шайбами или балансировочными грузиками, причем все шпильки выполнены одинаковой длины, а на каждом выступе и в каждой выборке расположена только одна задняя гайка, при этом М=Н и М=N, где:
М - толщина шайбы под гайкой,
Н - осевая толщина выступа радиального ребра лабиринта,
N - толщина установочного фланца балансировочного грузика.



 

Похожие патенты:

Механизм содержит пару воздушных винтов противоположного вращения, турбину привода, соединенный с ней вал, неподвижный кожух, служащий опорой турбине посредством вала и двух подшипников, а также трансмиссию и втулку.

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, установленный на валу задним фланцем.

Ротор с компенсатором дисбаланса содержит рабочее колесо ступени турбомашины и компенсатор дисбаланса колеса в виде балансировочного груза, выполненного в форме сегмента с круговыми внешней и внутренней поверхностями и стопорным элементом.

Вентилятор для газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит входной конус газотурбинного двигателя, диск вентилятора, а также лопатки вентилятора, установленные на упомянутом диске, с которым они вращаются относительно оси вращения вентилятора.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины газотурбинного двигателя включает конический фланец диска, конический фланец вала и кольцевые фланцы лабиринтов, фиксируемые между собой при помощи болтовых соединений.

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя включает рабочие колеса с дисками, рабочими лопатками и внешними лабиринтами.

Ротор паровой турбины содержит одну опорную часть и секцию парового тракта. Опорная часть содержит роторную часть и вставляемую часть, проходящую из роторной части и содержащую радиально внешнюю поверхность.

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам легких и беспилотных летательных аппаратов, а именно к конструкции газогенераторов газотурбинных двигателей (ГТД).

Изобретение относится к области металлургии, а именно, к изготовлению сектора газотурбинного двигателя. Способ изготовления сектора колеса газотурбинного двигателя (11), содержащего лопатки (9), установленные в полках (7, 8) лопаток включает изготовление лопаток (9) отдельно от полок (7, 8) лопаток; приготовление смеси металлического порошка с термопластическим связующим материалом; впрыскивание смеси в литейную форму для получения заготовок полок (7, 8) лопаток; удаление связующего материала из заготовок полок (7, 8) лопаток; соединение лопаток (9) с заготовками полок (7, 8) лопаток путем установки лопаток (9) между внутренней (8) и внешней (7) полками лопаток. Концы лопаток (9) устанавливают в ложементы, выполненные в полках (7, 8) лопаток; спекание с получением сектора колеса газотурбинного двигателя (11) соединенного сектора (11). Обеспечивается качественное соединение лопаток с полками лопаток колеса газотурбинного двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к турбинам турбореактивных двигателей повышенной степени двухконтурности. Турбина турбореактивного двигателя включает статор, роторы высокого и низкого давлений с размещенным между ними межвальным уплотнением, содержащим установленный на валу ротора высокого давления фланец и ответный ему лабиринт на валу ротора низкого давления. Фланец выполнен S-образным в поперечном сечении и расположен с внутренней стороны роторного лабиринта, установленного на хвостовике вала ротора высокого давления и фиксирующего в осевом направлении посредством резьбового хвостовика внутреннее кольцо роликоподшипника ротора высокого давления. Фланец зафиксирован в радиальном направлении цилиндрической внутренней поверхностью роторного лабиринта, а в осевом направлении - торцевой поверхностью хвостовика вала ротора высокого давления, с одной стороны, и расположенным на роторном лабиринте стопорным разжимным кольцом, с другой стороны. Передний и задний по потоку газа хвостовики фланца посредством шлицов соединены соответственно с валом ротора высокого давления и роторным лабиринтом. Ответный фланцу лабиринт на валу ротора низкого давления выполнен с цилиндрическим осевым кольцевым ребром, пластически деформированным и установленным с упором в выемки вала ротора низкого давления. Изобретение позволяет повысить надежность и ремонтопригодность турбины турбореактивного двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, соединенный с валом компрессора болтовым соединением, и втулку, расположенную с внутренней стороны ступицы диска. Втулка состоит из подвижной и неподвижной частей. Хвостовик неподвижной части выполнен с кольцевым ребром и кольцевой канавкой. Подвижная часть расположена со стороны болтового соединения и выполненной с возможностью осевого сдвига. Передний хвостовик подвижной части втулки выполнен с уплотнительными кольцами и зафиксирован в радиальном направлении компрессорной втулкой. Задний хвостовик подвижной части втулки выполнен с осевыми пазами и радиальными выступами. Задний хвостовик подвижной части втулки зафиксирован в радиальном направлении кольцевым ребром неподвижной части втулки. В окружном направлении задний хвостовик подвижной части втулки зафиксирован радиальными ребрами хвостовика неподвижной части втулки, входящими в осевые пазы хвостовика подвижной части втулки. В осевом направлении задний хвостовик подвижной части втулки зафиксирован радиальными выступами, входящими во внутреннюю кольцевую канавку хвостовика неподвижной части втулки. Изобретение позволяет повысить надежность и технологичность конструкции ротора турбомашины. 5 ил.

Турбинная установка содержит роторную машину (12, 14, 24) и балансировочный груз (78). Роторная машина содержит вращающийся компонент (62) с канавкой (76), имеющей основание (84) и пару наклонных сторон (86), сходящихся друг к другу в первом направлении (66) от основания (84) с образованием проема (92). Балансировочный груз (78) расположен в указанной канавке (76) и имеет корпус, первую пару наклонных сторон (94), сходящихся друг к другу в первом направлении и разделенных первым расстоянием (98), и вторую пару наклонных сторон (100), сходящихся друг к другу в указанном первом направлении (66) и разделенных вторым расстоянием (101), которое больше первого расстояния (98). Каждая сторона первой пары наклонных сторон балансировочного груза содержит плоский участок (96), обеспечивающий уменьшение расстояния (98) между сторонами (94). Балансировочный груз выполнен с возможностью прохождения через указанный проем в канавку (76) и поворота с обеспечением взаимодействия указанных наклонных сторон (86) канавки со второй парой наклонных сторон (100) балансировочного груза. Достигается упрощение конструкции канавки и установки балансировочного груза в канавке и его закрепления поворотом. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя корпус приводов (2) с расположенным за ним ниже по потоку воздуха (3) компрессором (4) с передними по потоку спрямляющими (8) и рабочими (9) титановыми лопатками. На переднем хвостовике (12) вала (13) компрессора установлено зубчатое колесо (14) привода агрегатов. На зубчатом колесе выполнен направленный к корпусу приводов (2) упорный радиальный торец (16), а на корпусе приводов выполнена ответная торцу (16) опорная радиальная поверхность (17). Отношение минимального осевого расстояния H между входной кромкой передней рабочей лопатки и выходной кромкой направляющей лопатки компрессора к осевому расстоянию h между упорным торцом зубчатого колеса и опорной поверхностью корпуса приводов находится в пределах 1,1…3. Путем исключения поломок титановых лопаток компрессора в случае разрушения его радиально-упорного подшипника повышается надежность газотурбинного двигателя. 2 ил.

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя содержит расположенные в промежуточном валу цапфу компрессора, вал турбины, стяжное устройство, контровочную трубу, а также регулировочную втулку и упорную гайку. Вал турбины установлен в промежуточном валу и соединен с ним в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а стяжное устройство соединено в окружном направлении с контровочной трубой посредством шлицевого соединения. Цапфа компрессора установлена в валу турбины и соединена с ним в осевом направлении посредством упомянутого стяжного устройства, а в окружном направлении посредством шлицевого соединения. Регулировочная втулка установлена на валу турбины посредством резьбового соединения и контактирует с промежуточным валом по торцевым поверхностям, а в окружном направлении регулировочная втулка соединена с цапфой компрессора посредством шлицевого соединения. Упорная гайка установлена в промежуточном валу посредством резьбового соединения и соединена в окружном направлении с цапфой компрессора посредством шлицевого соединения. Торцевые поверхности упорной гайки и цапфы компрессора контактируют с торцевой поверхностью регулировочной втулки. Изобретение позволяет повысить долговечность узла соединения роторов компрессора и турбины, снизить его массу и габариты, а также упростить сборку. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Соединительная муфта для присоединения ротора к установке для тестирования балансировки включает основную часть корпуса, множество соединительных элементов и кольцо. Основная часть корпуса имеет выступающую тонкую часть для вставки в вал балансировочной установки, а также выступающую вставную часть для вставки в отверстие в роторе. Соединительные элементы расположены в отверстиях в основной части корпуса. Кольцо расположено поверх выступающей вставной части и вблизи выходов отверстий в основной части корпуса. При присоединении ротора к установке для тестирования балансировки вставляют выступающую вставную части устройства сопряжения в отверстие в роторе и прикладывают крутящий момент к множеству соединительных элементов. Соединительные элементы расположены в основной части корпуса устройства сопряжения, для прижимания кольца, расположенного над выступающей вставной частью, к сопрягаемой поверхности вокруг отверстия в роторе. Затем присоединяют приводной вал установки для тестирования балансировки к выступающей тонкой части в основной части корпуса устройства сопряжения. Другое изобретение группы относится к системе для тестирования балансировки, включающей установку для тестирования балансировки. Установка для тестирования балансировки содержит приводной вал, соединительную муфту, соединенную с одного конца с приводным валом, и ротор, соединенный для приема крутящего момента от приводного вала посредством соединительной муфты, выполненной, как указано выше. Группа изобретений позволяет снизить вес установки для тестирования балансировки, а также повысить точность балансировки. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя диск (13) вентилятора (2) и конусный вал (8) компрессора низкого давления (3), закрепленные радиальными фланцами (9) и (16) на радиальном фланце (11) общего вала (12) вентилятора призонными болтами (19). Конусный вал (8) компрессора низкого давления установлен фланцем (9) на наружной поверхности (10) фланца (11) вала (12) вентилятора. Диск (13) вентилятора размещен фланцем (16) на внутренней поверхности (17) фланца (11) вала (12) вентилятора. Отношение толщины h радиального фланца диска вентилятора в месте размещения призонных болтов к толщине Н радиального фланца вала вентилятора находится в пределах 0,8…1,2. Отношение толщины h1 радиального фланца конусного вала компрессора низкого давления в месте размещения призонных болтов к толщине Н радиального фланца вала вентилятора находится в пределах 0,4…0,8. Путем исключения смятия призонных болтов, а также исключения появления дисбаланса роторов вентилятора и компрессора низкого давления при работе газотурбинного двигателя повышается его надежность. 2 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения и, в частности, может быть реализовано в конструкции роторов барабанно-дискового типа осевых компрессоров и турбин. Рабочее колесо ротора газотурбинного двигателя содержит лопатки, закрепленные на диске ротора с помощью кольцевых замков «ласточкин хвост», уплотнительные кольца, а также уплотнительную пластину и имеет компенсационное отверстие в ободе диска. Уплотнительная пластина расположена на внутренней поверхности полки лопатки, повторяет ее форму и выполнена с возможностью перекрытия зазоров между лопатками. Компенсационное отверстие, выполненное в ободе диска, соединяет полость замка с внутренней полостью ротора, имеющей давление, пониженное по сравнению с давлением в проточной части. Изобретение позволяет снизить массу и габариты элементов ротора. 3 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Узел соединения роторов содержит вал турбины, в который заведена цапфа ротора компрессора, контровочную трубу и промежуточный вал. Вал турбины и цапфа ротора компрессора зафиксированы относительно друг друга в окружном направлении шлицевым соединением, а в осевом направлении стяжным устройством, выполненным в виде стяжной трубы. Стяжная труба контактирует со стороны компрессора с цапфой ротора компрессора по торцу и имеет резьбовую втулку, установленную на стяжной трубе со стороны турбины и жестко соединенную с валом турбины. Стяжная труба зафиксирована в окружном направлении относительно контровочной трубы шлицевым соединением, причем на наружной поверхности контровочной трубы со стороны компрессора выполнен радиальный бурт, контактирующий по торцу со стяжной трубой. Промежуточный вал охватывает вал турбины и зафиксирован относительно него в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении зафиксирован относительно последнего посредством регулировочной втулки и упорного кольца. Регулировочная втулка установлена со стороны компрессора на валу турбины по резьбе и контактирует с промежуточным валом по торцу. Упорное кольцо установлено на валу турбины с противоположной стороны промежуточного вала и контактирует с последним и радиальным выступом, выполненным на наружной поверхности вала турбины. Регулировочная втулка зафиксирована относительно цапфы ротора компрессора в окружном направлении шлицевым соединением и контактирует с торцом радиального выступа, выполненного на цапфе ротора компрессора. Изобретение позволяет снизить массу узла соединения роторов, уменьшить его габариты, повысить долговечность, снизить износ и упростить сборку. 1 ил.
Наверх