Ротор турбины низкого давления


 


Владельцы патента RU 2536652:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска фланец. Фланец образует с ободом диска кольцевую воздушную полость, соединенную на выходе с газовой полостью, а на входе, через каналы в замковом соединении лопатки с диском, с внутренней полостью лабиринта. Лабиринт установлен на диске радиальным фланцем, соединенным с радиальным ребром упругим элементом. Внутренняя полость лабиринта соединена с каналами в замковом соединении через открытые к диску пазы в радиальном фланце лабиринта. Воздушная полость с передней стороны обода соединена с газовой полостью через фаски в замковом соединении лопатки с диском. Отношение осевой длины заднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра к осевой длине переднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра составляет 2…5. Отношение осевой длины переднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра к радиусу поверхности упругого элемента составляет 1,5…3. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины низкого давления. 1 ил.

 

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

Известен ротор турбины низкого давления, в котором междисковый лабиринт установлен с внешней стороны от конусных фланцев диска (патент US №6883303, МПК: F01D 25/16, 25/28, 5/06).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры неохлаждаемого междискового лабиринта.

Наиболее близким к заявляемому является ротор турбины низкого давления с установленным с задней по потоку газа стороны обода диска кольцевым фланцем, образующим с ободом воздушную кольцевую полость, соединенную на выходе с газовой полостью ротора, а на входе, через каналы в замковом соединении лопатки с диском, с внутренней полостью лабиринта (патент RU №2263809, МПК: F02C 7/28).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность, так как отверстия в радиальном ребре лабиринта, выполненные для прохода воздуха и для крепления лабиринта к диску, являются концентраторами напряжений, снижающие долговечность лабиринта.

Технический результат заявляемой конструкции заключается в повышении надежности ротора турбины низкого давления путем исключения концентраторов и снижения напряжений в радиальном ребре лабиринта.

Указанный технический результат достигается тем, что в роторе турбины низкого давления, включающем установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска фланец, образующий с ободом диска кольцевую воздушную полость, соединенную на выходе с газовой полостью, а на входе, через каналы в замковом соединении лопатки с диском, с внутренней полостью лабиринта, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, лабиринт установлен на диске радиальным фланцем, соединенным с радиальным ребром упругим элементом, а внутренняя полость лабиринта соединена с каналами в замковом соединении через открытые к диску пазы в радиальном фланце лабиринта, при этом воздушная полость с передней стороны обода диска соединена с газовой полостью через фаски в замковом соединении лопатки с диском, а отношение M/N=2…5 и N/R=1,5…3, где:

М - осевая длина заднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра,

N - осевая длина переднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра,

R - радиус поверхности упругого элемента.

Установка лабиринта на диске турбины с помощью радиального фланца, соединенного с радиальным ребром лабиринта упругим элементом, позволяет снизить уровень напряжений в радиальном ребре из-за отсутствия концентраторов напряжения, а также парировать за счет деформации упругого элемента разницу взаимных температурных осевых и радиальных деформаций обода и радиального фланца лабиринта.

Соединение внутренней полости лабиринта с каналами в замковом соединении через открытые к диску пазы в радиальном фланце лабиринта позволяет улучшить охлаждение обода диска и уменьшает концентрацию напряжений в лабиринте.

Соединение воздушной полости с передней стороны обода диска с газовой полостью через фаски на хвостовике лопатки в ее замковом соединении с диском уменьшает концентрацию напряжений в установленном с передней стороны фланце.

При M/N<2 - увеличивается вес ротора турбины низкого давления.

При M/N>5 - увеличиваются напряжения в лабиринте.

При N/R<1,5 - ухудшается работа упругого элемента.

При N/R>3 - повышается концентрация напряжений в лабиринте.

На чертеже изображен продольный разрез ротора турбины низкого давления.

Ротор 1 турбины низкого давления состоит из диска 2 турбины, на задней стороне 3 по потоку газа 4 обода 5 которого установлен лабиринт 6 с радиальным внутренним ребром 7. Лабиринт 6 присоединен к ободу 5 диска 2 болтовым соединением 8 с помощью радиального фланца 9, который в свою очередь соединен с радиальным ребром 7 лабиринта 6 упругим элементом 10 с радиусом R по поверхности 11.

С передней стороны 12 обода 5 диска 2 установлен передний фланец 13, образующий с ободом 5 диска 2 кольцевую воздушную полость 14, соединенную на выходе через фаски 15 хвостовика 16 рабочей лопатки 17 в ее замковом соединении 18 с диском 2, с газовой полостью 19, а на входе, через каналы 20 в замковом соединении 18 и через открытые к диску 2 пазы 21 в радиальном фланце 9 - с внутренней полостью 22 лабиринта 6.

Для повышения прочности обода 23 лабиринта 6 имеющее пониженную температуру радиальное ребро 7 смещено от обода 5 диска 2 с образованием переднего кольцевого ребра 24 лабиринта 6 и заднего кольцевого ребра 25.

Работает устройство следующим образом.

При работе ротора 1 турбины низкого давления болтовое соединение 8 лабиринта 6 с диском 2 турбины работает надежно, так как разница в температурных деформациях обода 5 диска 2 и обода 23 лабиринта 6 компенсируется упругой деформацией упругого элемента 10 лабиринта 6.

Ротор турбины низкого давления, включающий установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска фланец, образующий с ободом диска кольцевую воздушную полость, соединенную на выходе с газовой полостью, а на входе, через каналы в замковом соединении лопатки с диском, с внутренней полостью лабиринта, отличающийся тем, что лабиринт установлен на диске радиальным фланцем, соединенным с радиальным ребром упругим элементом, а внутренняя полость лабиринта соединена с каналами в замковом соединении через открытые к диску пазы в радиальном фланце лабиринта, при этом воздушная полость с передней стороны обода соединена с газовой полостью через фаски в замковом соединении лопатки с диском, а отношение M/N=2…5 и N/R=1,5…3, где:
М - осевая длина заднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра,
N - осевая длина переднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра,
R - радиус поверхности упругого элемента.



 

Похожие патенты:

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, воздушный коллектор, предмасляную и масляную полости, роторы высокого и низкого давлений, каналы подачи масла в роликоподшипники, масляные уплотнения, межроторное лабиринтное уплотнение, питающие форсунки.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к процессу изготовления сотовой ленты, применяемой в газотурбинных двигателях, и касается способа изготовления сотового уплотнения.

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13).

Предложены способ и система для регулирования протечки газа в турбине и сама турбина. Могут использоваться несколько уплотнений, расположенных последовательно, причем каждое из этих уплотнений может быть выполнено с возможностью уменьшения давления обратного потока из входа элемента турбины.

Изобретение относится к уплотнению вала для турбомашины. Уплотнение вала для турбомашины содержит нагружаемое технологическим газом и запираемое со стороны процесса уплотнение технологического газа и нагружаемое воздухом и запираемое со стороны атмосферы атмосферное уплотнение.

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

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.

Уплотнительный элемент канала утечки между наружной площадкой турбинного сопла и удерживающим ее опорным кольцом включает лепестковое уплотнение и образующую ударные струи пластину.

Уплотнение внутреннего стыка кольцевой камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата.

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор высокотемпературной турбины включает диски первой и второй ступени, между которыми расположен промежуточный диск с радиальными выступами.

Турбореактивный двигатель содержит впускной канал потока воздуха охлаждения диска турбины высокого давления, открывающийся в полость. Полость является по существу изолированной с входной стороны от полости, в которой циркулирует поток воздуха, отбираемый с выхода компрессора высокого давления, первым лабиринтным уплотнением и с выходной стороны от полости, сообщающейся с первичным каналом турбореактивного двигателя, вторым лабиринтным уплотнением.

Газовая турбина с ротором, в котором установлена лопатка, содержит перо с входной кромкой и выходной кромкой, расположенное вдоль продольной оси указанной лопатки от корневой части до концевой части лопатки.

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.

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.

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.

Осевая газовая турбина содержит ротор и статор. Статор представляет собой корпус, охватывающий ротор снаружи с образованием между ними тракта течения горячего газа, через который протекает горячий газ, полученный в камере сгорания. Ротор содержит вал с осевыми пазами, в частности, елочного типа для закрепления в них большого количества рабочих лопаток, которые размещены в виде последовательных рядов рабочих лопаток. Между соседними рядами рабочих лопаток установлены теплозащитные экраны ротора и в результате образуется внутренняя граница тракта течения горячего газа. Вал ротора выполнен с возможностью транспортирования основного потока охлаждающего воздуха в осевом направлении вдоль теплозащитных экранов ротора и нижних частей рабочих лопаток. Вал ротора снабжает рабочие лопатки охлаждающим воздухом, поступающим во внутреннюю полость рабочих лопаток. В осевой газовой турбине обеспечены герметичные каналы для охлаждающего воздуха, которые проходят в осевом направлении через вал ротора отдельно от основного потока охлаждающего воздуха и снабжают рабочие лопатки охлаждающим воздухом. Изобретение направлено на снижение уточек охлаждающего воздуха и повышение эффективности работы турбины. 12 з.п. ф-лы, 9 ил.
Наверх