Ротор высокотемпературной турбомашины

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 роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен ротор высокотемпературной турбомашины, в междисковой полости которого установлен промежуточный диск с осевыми каналами в полотне (патент US №7921634, F02K 3/02).

Недостаток известной конструкции заключается в ее низкой надежности, так как каналы являются дополнительными концентраторами напряжений в высоконагруженном от центробежных сил полотне промежуточного диска.

Наиболее близким к заявляемому является ротор высокотемпературной турбомашины, в междисковой полости которого установлен промежуточный диск с уплотнительными гребешками на ободе (патент RU №2453708, F01D 5/02).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за возможности загрязнения внутренней поверхности обода промежуточного диска приносимыми охлаждающим воздухом посторонними частицами, что может привести к перегреву обода промежуточного диска и его поломке.

Технический результат заключается в повышении надежности ротора высокотемпературной турбомашины путем исключения загрязнения внутренней поверхности промежуточного диска и снижения концентрации напряжений в ободе диска.

Указанный технический результат достигается тем, что в роторе высокотемпературной турбомашины, включающем промежуточный диск с уплотнительными гребешками на ободе, установленный в междисковой воздушной полости, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, между первым и вторым и предпоследним и последним по потоку газа уплотнительными гребешками в ободе промежуточного диска выполнены радиальные каналы, соединяющие воздушную междисковую полость с газовой полостью турбины, причем радиальные стенки каналов выполнены плоскими, а соединяющие их стенки выполнены цилиндрическими, при этом L/R=2…6, где:

L - длина канала в окружном направлении,

R - радиус цилиндрической стенки канала.

Выполнение в ободе промежуточного диска между первым и вторым и предпоследним и последним по потоку газа уплотнительными гребешками радиальных каналов, соединяющих воздушную междисковую полость с газовой полостью турбины, позволяет за счет протекания потока воздуха в междисковой полости снизить температуру промежуточного диска, а также снизить температуру расположенных на ободе промежуточного диска уплотнительных гребешков.

Выполнение радиальных стенок каналов плоскими, а соединяющих их стенок - цилиндрическими, позволяет минимизировать концентрацию напряжений от каналов в высоконагруженном центробежными силами ободе промежуточного диска, при этом максимальные напряжения в ободе создаются в окружном направлении, а плоская радиальная стенка канала создает минимальную концентрацию напряжений, причем цилиндрическая стенка канала увеличивает концентрацию напряжений, а напряжения в осевом направлении в ободе промежуточного диска минимальны.

При L/R<2 - снижается расход охлаждающего воздуха через междисковую полость.

При L/R>6 - снижаются запасы прочности в ободе промежуточного диска.

На фиг.1 - изображен продольный разрез ротора высокотемпературной турбомашины.

На фиг.2 - вид А на фиг.1.

Ротор 1 высокотемпературной турбомашины состоит из диска первой ступени 2 и диска второй ступени 3, между которыми в междисковой воздушной полости 4 размещен промежуточный диск 5, в ободе 6 которого, между первым 7 и вторым 8, а также между предпоследним 9 и последним 10, по потоку газа 11 в газовой полости 12 турбины, уплотнительными гребешками, выполнены радиальные каналы 13 и 14 соответственно, соединяющие воздушную междисковую полость 4 с газовой полостью 12.

Радиальные стенки 15 и 16 каналов 13 и 14 выполнены плоскими, а соединяющие их стенки 17 и 18 выполнены цилиндрическими, что снижает концентрацию напряжений в ободе 6 промежуточного диска 5.

Поток охлаждающего воздуха 19, поступающий в воздушную междисковую полость 4, несет с собой посторонние загрязняющие частицы 20, которые под действием центробежных сил стремятся осесть на внутренних поверхностях 21 и 22 обода 6 промежуточного диска 5 турбомашины 1.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе ротора 1 высокотемпературной турбомашины загрязняющие частицы 20 под действием центробежных сил могли бы осесть на внутренних поверхностях 21 и 22 обода 6, что могло бы привести к существенному повышению температуры обода 6 и поломке промежуточного диска 5.

Однако этого не происходит, так как загрязняющие частицы 20 потоком воздуха 19 через радиальные каналы 13 и 14 выносятся в газовую полость 12 турбины и далее - в атмосферу (на фиг. не показано).

Ротор высокотемпературной турбомашины, включающий промежуточный диск с уплотнительными гребешками на ободе, установленный в междисковой воздушной полости, отличающийся тем, что между первым и вторым и предпоследним и последним по потоку газа уплотнительными гребешками в ободе промежуточного диска выполнены радиальные каналы, соединяющие воздушную междисковую полость с газовой полостью турбины, причем радиальные стенки каналов выполнены плоскими, а соединяющие их стенки выполнены цилиндрическими, при этом L/R=2…6, где:
L - длина канала в окружном направлении,
R - радиус цилиндрической стенки канала.



 

Похожие патенты:

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.

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).

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях осевых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей и энергетических установок.

Настоящее изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях многоступенчатых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей, энергетических установках паро- и гидротурбинах.

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.

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.

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 устройству для контроля кольцевого уплотнителя, проходящего по поверхности барабана облопаченных дисков ротора. Устройство содержит каретку, имеющую по меньшей мере два направляющих колеса и несущую датчик, в рабочем положении обращенный к кромке проверяемого уплотнителя и расположенный на заданном расстоянии от нее.

Способ уплотнения турбины от утечки рабочего флюида. Турбина имеет неподвижный элемент и вращающийся элемент, уплотнительное кольцо введено с возможностью скольжения по меньшей мере в один паз неподвижного элемента, паз имеет расположенную выше по течению боковую поверхность и расположенную ниже по течению боковую поверхность.

Паровая турбина (10) содержит корпус (26), ротор (12) и по меньшей мере один гибкий пластинчатый уплотнительный узел (24), расположенный между корпусом и ротором. Указанный уплотнительный узел содержит опорный элемент (28), неподвижный относительно корпуса, пластинчатые элементы (48), которые установлены на указанном опорном элементе с возможностью перемещения и проходят по направлению к ротору и каждый из которых наклонен относительно направления вращения ротора, а также исполнительный механизм (32), предназначенный для избирательного приложения давления с обеспечением втягивания указанных пластинчатых элементов в направлении от ротора.

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение турбины состоит из размещенного на сопловой лопатке статорного фланца и установленного между дисками и турбиной лабиринта.

Лабиринтное уплотнение турбины содержит примыкающий к диску турбины лабиринт и ответный ему фланец с сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха. Лабиринт установлен на осевом кольцевом выступе диска и выполнен охватывающим сопловой аппарат закрутки с образованием между лабиринтом и боковой поверхностью ступицы диска щелевой полости.

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение содержит установленный на статоре сотовый фланец и лабиринтом с демпфирующим кольцом в кольцевой канавке на краю обода.

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина низкого давления газотурбинного двигателя включает ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами на задней опоре статора.

Направляющий сопловый аппарат турбины газотурбинного двигателя содержит внутреннюю и внешнюю кольцевые платформы, соединенные радиальными лопатками. Внутренняя платформа содержит кольцевые элементы из истираемого материала, размещенные на образующих кольцо листовых секторах с сечением L, S или С-образной формы, установленных внутри внутренней платформы.

Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению. Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя, состоящего из сотоблока и корпуса, установленного во внутреннем корпусе статора турбины.

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 высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В роторе высокотемпературной турбомашины между первым и вторым и предпоследним и последним по потоку газа уплотнительными гребешками в ободе промежуточного диска 5 выполнены радиальные каналы и, соединяющие воздушную междисковую полость с газовой полостью турбины. Радиальные стенки и каналов и выполнены плоскими, а соединяющие их стенки и 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.

Наверх