Способ защиты прохождения воздуха в соединении движущихся деталей, работающем в небезопасной окружающей среде, соединение, используемое для осуществления этого способа, и роторная линия, оборудованная такими соединениями



Способ защиты прохождения воздуха в соединении движущихся деталей, работающем в небезопасной окружающей среде, соединение, используемое для осуществления этого способа, и роторная линия, оборудованная такими соединениями
Способ защиты прохождения воздуха в соединении движущихся деталей, работающем в небезопасной окружающей среде, соединение, используемое для осуществления этого способа, и роторная линия, оборудованная такими соединениями
Способ защиты прохождения воздуха в соединении движущихся деталей, работающем в небезопасной окружающей среде, соединение, используемое для осуществления этого способа, и роторная линия, оборудованная такими соединениями
Способ защиты прохождения воздуха в соединении движущихся деталей, работающем в небезопасной окружающей среде, соединение, используемое для осуществления этого способа, и роторная линия, оборудованная такими соединениями
Способ защиты прохождения воздуха в соединении движущихся деталей, работающем в небезопасной окружающей среде, соединение, используемое для осуществления этого способа, и роторная линия, оборудованная такими соединениями
Способ защиты прохождения воздуха в соединении движущихся деталей, работающем в небезопасной окружающей среде, соединение, используемое для осуществления этого способа, и роторная линия, оборудованная такими соединениями
Способ защиты прохождения воздуха в соединении движущихся деталей, работающем в небезопасной окружающей среде, соединение, используемое для осуществления этого способа, и роторная линия, оборудованная такими соединениями
Способ защиты прохождения воздуха в соединении движущихся деталей, работающем в небезопасной окружающей среде, соединение, используемое для осуществления этого способа, и роторная линия, оборудованная такими соединениями
Способ защиты прохождения воздуха в соединении движущихся деталей, работающем в небезопасной окружающей среде, соединение, используемое для осуществления этого способа, и роторная линия, оборудованная такими соединениями

 


Владельцы патента RU 2556148:

ТУРБОМЕКА (FR)

Прямозубое цилиндрическое зацепление между роторами движущихся деталей турбомашины содержит два зубчатых венца. Каждый зубчатый венец расположен на конце движущейся детали и находится в зацеплении с другим зубчатым венцом, оставляя свободным проход для воздуха между горловинами охватывающих частей и концами охватываемых частей зубьев. Зубчатый венец, по меньшей мере, одной движущейся детали продолжен в радиальном направлении относительно другого зубчатого венца для формирования внешнего или внутреннего расширения зубчатого венца напротив элемента, охватываемого движущейся деталью или охватывающего движущуюся деталь, установленную на другом зубчатом венце. Для защиты прохождения воздуха в соединении между роторами движущихся деталей один конец соединения продолжают в радиальном направлении относительно другого конца для формирования внешнего или внутреннего расширения. Расширение образуют напротив элемента, охватываемого движущейся деталью или охватывающего движущуюся деталь, установленную на другом конце соединения. Другое изобретение группы относится к роторной линии турбомашины, содержащей множество указанных выше прямозубых цилиндрических зацеплений между роторами деталей компрессоров и турбин. Группа изобретений позволяет исключить перекрытие прохода для воздуха, расположенного в соединении между роторами турбомашины. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к способу защиты прохождения воздуха в соединениях между движущимися деталями турбомашин, таких как крыльчатки центробежных компрессоров, аксиальные компрессоры или роторы турбин, работающих в небезопасной окружающей среде. Среда, окружающая аппарат, называется «небезопасной» в том случае, если она способна приводить в анормальных условиях работы аппарата (называемых также случаями повреждения) к закупорке указанного прохода и/или к повреждению движущихся деталей вследствие смещения или отделения отдельных элементов, в частности элементов защиты, жестко связанных с кольцевыми частями деталей обычно методом напрессовки.

Задачей настоящего изобретения является также разработка соединения, способного осуществить этот способ, а также валов или трансмиссионных роторных линий турбомашин, оборудованных такими соединениями.

Изобретение относится к механизмам зубчатого зацепления, используемым в соединении движущихся деталей, вращающихся в двигателях, таким как центробежные компрессоры, роторы турбин или соединения в роторных линиях или трансмиссии турбомашин. Указанные детали испытывают воздействие значительных напряжений, обеспечивая циркуляцию воздуха, необходимого для вторичных потоков воздуха.

Этот тип соединения известен также под англосаксонским названием «curvic coupling» или торцевая муфта с круговыми зубьями, которое может также переводиться как «прямозубое цилиндрическое зацепление».

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Известны подобные соединения между крыльчатками и/или между крыльчатками компрессоров, и/или между роторами турбин, например, они описаны в патентах US 5628621 или US 6672966. В указанных патентах торцевые муфты с круговыми зубьями не подвергаются явно воздействию окружающей среды, которая может содержать элементы, способные отсоединяться или перемещаться, а в итоге закупорить проход воздуха между зубчатыми венцами. Кроме того, не предусмотрено наличие никакого средства, предназначенного для прохода воздуха через зацепления. Напротив, в патенте US 5628621 предусмотрено наличие герметичного уплотнения, уложенного в кольцеобразный элемент, предусмотренный в зубчатых венцах.

Однако крыльчатки или крыльчатки компрессоров, или роторы турбин турбомашин могут оборудоваться кольцеобразными защитными элементами, например, элементами тепловой защиты, или стыковочными элементами, устанавливаемыми между роторами и статорами. Указанные защитные детали выполняются в форме гильз, пластин или кольцеобразных прокладок. Указанные детали устанавливаются, как правило, методом напрессовки на поверхности подлежащих защите роторов (крыльчаток или колес).

Указанные защитные внутренние элементы крыльчатки или роторов турбин, или компрессора продолжаются, в случае соединения, выполняемого посредством торцевой муфты с круговыми зубьями, предохранительными язычками защиты соединений, которые оказываются особенно полезными в случае ослабления напрессовки. Указанные язычки располагают такими значениями осевой длины, кольцеобразной ширины и радиального расстояния в соединениях и в движущихся деталях, которые позволяют защитить проход воздуха в соединении, например, в соединении центростремительной системы вторичного воздуха, без его продувки и повреждения.

Действительно при анормальных условиях использования могут иметь место ослабления напрессовки. Подобные защитные детали могут, в таком случае, привести к блокировке циркуляции воздуха, наличие которой предусмотрено в соединениях. Как это показано на принципиальной схеме фиг.1, на которой частично представлена расположенная между крыльчатками 12 и 14 компрессоров турбомашины вертолета торцевая муфта с круговыми зубьями 10, гильза 16, снабженная язычками 18, распределенными по ее окружности, и лабиринтное уплотнение 19 напрессованы соответственно на крыльчатки 12 и 14. Представленные элементы вращаются вокруг центральной оси X'X.

При ослаблении напрессовки гильза 16 или уплотнение 19 закупоривают проходное сечение потока вторичного воздуха Fs, что приводит к повреждению и даже к потере функций, которые должен выполнять этот поток вторичного воздуха, например, функции наддува, охлаждения, герметизации и так далее.

Кроме того, язычки 18 значительно заходят за поверхность, лежащую напротив крыльчатки 12, что усложняет выполнение манипуляций с блоком крыльчатки 12 и с ее гильзой 16, например, при установке этого блока с опорой на язычки на плоской поверхности транспортирования или в случае стыковки этого блока с крыльчаткой 14; язычки могут в этом случае разрушиться или повредить критические зоны в результате углубления гильзы в крыльчатку.

В то же время, детали с ослабленной напрессовкой 16 и 19 упрутся соответственно в крыльчатки 14 и 12 и повредят их. В частности, уплотнение 19 входит в контакт с зоной 13 критического изгиба крыльчатки 12 на протяжении ее срока службы. Может образоваться зародыш трещины, и впоследствии возможен разрыв детали по причине увеличения трещины.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей изобретения является устранение проблем закупорки проходов для воздуха системы вторичного воздуха в соединениях типа торцевых муфт с круговыми зубьями между движущимися деталями, а также проблем потенциального разрушения указанных движущихся деталей за счет создания осевых упоров, формируемых за счет использования зубчатых венцов торцевых муфт с круговыми зубьями.

В частности, задачей изобретения является разработка способа защиты прохода воздуха в прямозубом цилиндрическом зацеплении, устанавливаемом между роторами движущихся деталей, работающих совместно с напрессованными на них элементами. Соединение приводит во вращение детали вокруг центральной оси за счет действия взаимного зубчатого зацепления концов указанных деталей, оставляя при этом проход для воздуха. В частности, один конец соединения продолжается в радиальном направлении, по меньшей мере частично, относительно другого конца, приводя к образованию, по меньшей мере, одного внешнего или внутреннего расширения, напротив элемента, охватывающего движущуюся деталь, установленную на другом конце. Терминами «внешняя» и «внутренняя» обозначаются крайние периферии, относящиеся к кольцеобразному элементу, простирающемуся в радиальном направлении относительно центральной оси, располагающиеся соответственно максимально близко и максимально далеко от центральной оси.

В случае осевого ослабления напрессовки напрессованных элементов, которые могут быть окружающими или окружаемыми, расширения внутреннее (внутренние) и/или внешнее (внешние) зубчатых венцов образуют упоры, оставляющие свободный проход для циркуляции потока воздуха в радиальном направлении через соединение и препятствующие возникновению осевых ударов по напрессованным элементам. Кроме того, настоящее решение позволяет избавиться от наличия язычка защиты, что облегчает выполнение манипуляций с крыльчаткой и стыковку роторов между собой.

Предпочтительно формировать:

- по меньшей мере, одно внешнее радиальное расширение и, по меньшей мере, одно внутреннее радиальное расширение;

- одно единственное внешнее расширение и одно единственное внутреннее расширение, причем указанные расширения вращаются, по меньшей мере частично, вокруг центральной оси.

Задачей изобретения является также разработка прямозубого цилиндрического зацепления между роторами движущихся деталей турбомашины, в которой применяется этот способ. Это зацепление содержит два зубчатых венца, причем каждый зубчатый венец располагается на конце движущейся детали и находится в зацеплении с другим зубчатым венцом с целью передачи ему вращательного движения вокруг центральной оси, оставляя при этом проход для перемещения воздуха между горловинами окружающих частей и соответствующими им концами окружаемых частей зубьев. Преимущественно, соединение содержит, по меньшей мере, один зубчатый венец, продолженный в радиальном направлении, по меньшей мере частично, относительно другого зубчатого венца, с тем, чтобы образовать, по меньшей мере, одно внешнее расширение или одно внутреннее расширение зубчатого венца соответственно напротив элемента, окружающего движущуюся деталь, установленную на другом зубчатом венце.

Предпочтительно, чтобы:

- каждый зубчатый венец имел, по меньшей мере, одно внешнее и одно внутреннее расширения;

- один зубчатый венец содержал внешнее расширение, а другой зубчатый венец имеет внутреннее расширение;

- зубчатый венец, служащий расширением движущейся детали, был жестко связан с защитной гильзой, которая располагает осевыми язычками, имеющими длину, в значительной степени равную или превышающую осевую глубину прохода воздуха в горловинах между окружающими частями и соответствующими им окружаемыми частями зубьев;

- расширения располагались в одном секторе с опорой на плоскую поверхность или на поверхность вращения, вращающуюся вокруг центральной оси.

Изобретение относится также к линии валов или к роторной линии турбомашины, содержащей турбины преобразования энергии, получаемой в процессе сжигания топлива, и компрессоры воздуха, необходимого для сжигания, при этом роторная линия передает энергию, поставляемую турбинами, в компрессоры. Согласно изобретению роторная линия содержит соответствующее количество торцевых муфт с круговыми зубьями, расположенных между двух роторов компрессоров и турбинами турбомашины.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ФИГУР

Другие преимущества и характеристики изобретения станут понятными из нижеследующего подробного описания, содержащего ссылки на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг. 1 изображает схематический частичный вид в разрезе соединения, согласно известным техническим решениям, крыльчаток компрессоров в турбомашине (уже рассмотренной выше);

фиг. 2 и 2а: схематический частичный вид в разрезе и увеличенный вид примера соединения крыльчаток согласно изобретению;

фиг. 3: подробный радиальный вид снаружи части зубчатого зацепления между зубьями зубчатых венцов, демонстрирующий проходы для воздуха;

фиг. 4 и 4а изображают общий внешний вид соединения между двумя роторами турбомашины, содержащей соединение согласно фиг. 2, и частичный увеличенный вид, демонстрирующий взаимное расположение установленных друг напротив друга лабиринтного уплотнения и служащего расширением зубчатого венца, способного служить упором этому уплотнению; и

фиг.5a-5c изображают три внутренних вида для различных ориентаций вала, содержащего расположенные друг напротив друга гильзу крыльчатки и служащий расширением зубчатый венец, способный служить упором указанной гильзе.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

На схематическом виде в разрезе, представленном на фиг.2, а также на соответствующем увеличенном виде, представленном на фиг.2a, элементы, упоминаемые со ссылкой на фиг.1 или соответствующие элементам, представленным на этой фигуре, представлены с теми же ссылочными обозначениями. Крыльчатки 12 и 14 снабжены ребрами 12a и 14a, которые еще называют лопастями или лопатками, и находятся в зацеплении одна с другой за счет применения соответствующего изобретению соединения 20, состоящего из двух зубчатых венцов. Указанные зубчатые венцы располагают, относительно центральной оси X'X, соответственно внешним расширениям 22e и внутренним расширениям 24i. Это соединение будет описано более подробно при рассмотрении фиг.3.

В то же время, гильза 16 напрессована на участок внутренней цилиндрической стенки крыльчатки 12, а также на сужение 12b крыльчатки, которое образует зубчатый венец на своем конце. Внутреннее расширение 24i другого зубчатого венца, образованного на конце сужения 14b крыльчатки 14, служит осевым упором для гильзы 16 при ослаблении ее напрессовки.

Аналогичным образом, лабиринтное уплотнение 19, напрессованное на внешнюю стенку закраины 14b с целью обеспечения герметичности ее соединения со статором 25, упирается во внешнее расширение 22е коронной шестерни крыльчатки 12 в случае ослабления напрессовки уплотнения.

В целом, расположенные друг напротив друга цилиндрические сужения 12b и 14b, на которых сформированы зубчатые венцы 22 и 24, имеют в значительной степени идентичную радиальную толщину, но одновременно и пониженные экстремальные значения диаметров, как внутренних, так и внешних, крыльчатки 14 по сравнению с другой крыльчаткой 12. Зубья зубчатых венцов входят в зацепление с опорной поверхностью на высоте Н, достаточной для обеспечения достаточно надежного зубчатого зацепления с точки зрения действующих технологических напряжений и условий работы. Соединение 20 между зубчатыми венцами характеризуется в этом случае соответствующим снижением в радиальном направлении размера зубчатых венцов, в результате чего внешняя окружность зубчатого венца крыльчатки 12 увеличивается в радиальном направлении 22е относительно зубчатого венца крыльчатки 14, а внутренняя окружность другой коронной шестерни увеличивается во внутреннем радиальном направлении 24i относительно первой коронной шестерни.

На фиг. 2а представлены, в частности, заштрихованная опорная зона Za между зубчатыми венцами 22 и 24, а также поток вторичного воздуха F, проходящий, на этой фигуре, между стрелками F1 и между стрелками F2. Этот поток F, центростремительный в рассматриваемом примере, проходит вне опорных зон Za. В частности, как это показано на верхнем виде, представленном на фиг. 3, поток F проходит, с одной стороны, между днищами горловины G2 и G4 окружающих частей D2 и D4 зубчатых венцов 22 или 24, а с другой стороны, между концами М4 и М2 окружаемых частей зубьев, расположенными напротив другого зубчатого венца, соответственно 24 или 22. Расстояние между днищами горловины и противостоящими концами зубьев обозначается ниже символом Δ, соответствующим проходному сечению потоков F1 и F2. На указанном верхнем виде показана также конечная часть лабиринтного уплотнения 19.

На внешнем виде спереди, показанном на увеличенном виде, соответственно фиг. 4 и 4а, представлено расположение напрессованного лабиринтного уплотнения 19, на сужении крыльчатки 14, которое завершается зубчатым венцом 24, напротив служащего расширением зубчатого венца 22 крыльчатки 12. Зубчатый венец 22 может служить упором для уплотнения 19 при ослаблении ее напрессовки. Лабиринтное уплотнение 19 может, в таком случае, закупоривать только часть F2 воздушного потока, так как оно блокируется расширением 22е зубчатого венца 22. Другая часть F1 потока не подвергается возмущению.

Для того чтобы избежать частичной закупорки воздушного потока, уплотнение могло бы располагать кольцеобразными язычками, распределенными по его окружности. Подобное решение применено на гильзе 16. Как это показано на фиг. 2а, а более подробно на внутренних изображениях фиг. 5а-5с, соответствующих различным углам зрения, остаточные язычки 18r выступают вперед, начиная с фиксирующей прокладки 16а, расположенной по краю гильзы 16.

Язычки 18, согласно известным техническим решениям (см. фиг. 1), были, таким образом, разбиты на участки с тем, чтобы их остаточная длина была, по меньшей мере, равна осевому расстоянию Δ, соответствующему сечению потока F1 (см. фиг. 3). Таким образом, при ослаблении напрессовки не происходит значительного нарушения режима движения воздушного потока: пространства Ε между язычками 18r обеспечивают возможность прохождения части F2 потока, а часть F1 потока предохраняется внутренним расширением 24i зубчатого венца 24. На фиг. 5а-5с прерывистость остаточных язычков 18r обеспечивает образование пространства Ε между язычком 18r, последующим язычком (не представленным) и концом гильзы 16.

Изобретение не ограничивается описанным и представленным примером реализации. Так, например, можно предусмотреть наличие охватываемых частей зубьев зубчатых венцов, располагающих упором, способным осуществлять осевые перемещения вперед в осевом направлении относительно их внешних или внутренних концов для исключения возможности любой блокировки потока воздуха, проходящего между этими окружаемыми частями и окружающими частями другого зубчатого венца.

Можно также предусмотреть другие формы зубьев, радиальные внешние и внутренние расширения соединения разной величины, различные удаления днищ горловины для обеспечения прохождения потока воздуха различных сечений, или присутствие одного единственного расширения, внешнего или внутреннего. Согласно конфигурации соединение может иметь ограниченную опорную поверхность или иметь опорную поверхность, не являющуюся поверхностью вращения, например, плоскую.

Согласно другим примерам зубчатые венцы располагают зубьями различной конфигурации, касающейся как их формы, так и осевой или радиальной глубины.

1. Способ защиты прохождения воздуха в соединении между роторами движущихся деталей (12, 14), работающих совместно с элементами (16, 19), в котором с помощью соединения (20) приводят детали во вращение вокруг центральной оси (Х′Х) за счет взаимного зубчатого зацепления концов (22, 24) деталей, оставляя при этом свободным проход для воздуха (F, F1, F2), отличающийся тем, что один конец (22, 24) соединения продолжают в радиальном направлении, по меньшей мере, частично, относительно другого конца (24, 22) для формирования, по меньшей мере, одного внешнего (22е) или одного внутреннего (24) расширения напротив элемента (16, 19), охватываемого движущейся деталью (12) или охватывающего движущуюся деталь (14), установленную на другом конце (24, 22) соединения.

2. Способ по п. 1, в котором формируют, по меньшей мере, одно внешнее радиальное расширение (22е) и, по меньшей мере, одно внутреннее радиальное расширение (24i).

3. Способ защиты по предыдущему пункту, в котором формируют одно внешнее расширение и одно внутреннее расширение, причем расширения вращаются, по меньшей мере, частично, вокруг центральной оси (Х′Х).

4. Прямозубое цилиндрическое зацепление между роторами движущихся деталей турбомашины для реализации способа согласно одному из пп. 1-3, содержащее два зубчатых венца (22, 24) с зубьями (D2, D4), при этом каждый зубчатый венец располагается на конце движущейся детали (12, 14) и находится в зацеплении с другим с возможностью передачи ему вращательного движения вокруг центральной оси (Х′Х), оставляя при этом свободным проход для воздуха (F2, F4) между горловинами (G2, G4) охватывающих частей и концами (М2, М4) охватываемых частей зубьев (D2, D4), отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, один зубчатый венец (22, 24), продолженный, по меньшей мере, частично, в радиальном направлении относительно другого зубчатого венца для формирования, по меньшей мере, одного внешнего расширения (22е) или одного внутреннего расширения (24i) зубчатого венца напротив элемента (19, 16), охватываемого движущейся деталью (12) или охватывающего движущуюся деталь (14), установленную на другом зубчатом венце (24, 22).

5. Прямозубое цилиндрическое зацепление по п. 4, в котором каждый зубчатый венец имеет, по меньшей мере, одно внутреннее или внешнее расширение, причем указанные расширения образованы двумя зубчатыми венцами, содержащими, по меньшей мере, одно наружное и, по меньшей мере, одно внутреннее расширение.

6. Прямозубое цилиндрическое зацепление по предыдущему пункту, в котором один зубчатый венец (22) имеет одно внешнее расширение, имеющее поверхность вращения (22е), а другой зубчатый венец имеет одно внутреннее расширение, имеющее поверхность вращения (24i).

7. Прямозубое цилиндрическое зацепление по одному из пп. 4-6, в котором зубчатый венец, являющийся расширением движущейся детали, жестко связан с защитной гильзой (16), снабженной осевыми язычками (18r), длиной, равной или превышающей осевую глубину (Δ) прохода воздуха через горловины (G2, G4) между охватывающими и охватываемыми частями зубьев.

8. Прямозубое цилиндрическое зацепление по одному из пп. 4 или 5, в котором расширения располагаются в одном секторе с опорой на плоскую поверхность или на поверхность вращения, вращающуюся вокруг центральной оси.

9. Роторная линия турбомашины, содержащая турбины преобразования энергии, получаемой в процессе сжигания топлива, и компрессоры воздуха, необходимого для сжигания, отличающаяся тем, что она содержит множество прямозубых цилиндрических зацеплений по одному из пп. 4-8, между роторами деталей компрессоров и турбин турбомашины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбинам двухконтурных газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя включает турбины высокого и низкого давлений с опорами ротора турбин.

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.

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).

Изобретение относится к области турбомашиностроения и, в частности, может быть реализовано в конструкции роторов осевых компрессоров и турбин. Ротор газотурбинного двигателя содержит диски рабочего колеса, сопряженные поверхностями внутреннего и внешнего кольцевых посадочных элементов, а также втулки с установленными в них штифтами. Во внутреннем и внешнем кольцевых посадочных элементах выполнены цилиндрические отверстия. Втулки размещены в отверстиях внешнего кольцевого посадочного элемента и имеют расширенный участок со стороны его внутренней поверхности. Во втулках выполнено отверстие под штифт, диаметр которого равен диаметру цилиндрического отверстия во внутреннем кольцевом посадочном элементе. Штифт зафиксирован от перемещения в радиальном направлении при помощи деформации наружной поверхности втулки. Изобретение позволяет повысить надежность соединения секций ротора компрессора или турбины, а также снизить габариты соединения кольцевых посадочных элементов. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель включает вентилятор и компрессор низкого давления, рабочие колеса которых установлены на общем валу с помощью осевых болтов с гайками. На осевые болты между гайкой и фланцем крепления рабочего колеса вентилятора к валу установлены балансировочные удлинительные втулки, во внутренней полости которых расположен участок перехода от резьбовой части хвостовика болта к цилиндрической. Головки болтов зафиксированы вокруг своей оси фланцем лабиринта, а в осевом направлении - кольцом, установленным на валу вентилятора с помощью промежуточных втулок. Отношение наружного диаметра балансировочной втулки к диаметру цилиндрической части хвостовика болта составляет 1,2…3, отношение диаметра цилиндрической части хвостовика болта к длине балансировочной втулки 1,0…3, а отношение длины промежуточной втулки к длине головки болта 1…1,2. Изобретение позволяет повысить надежность газотурбинного двигателя за счет исключения дисбаланса ротора вентилятора и повышения прочности затяжки и осевой фиксации болтов крепления рабочих колес вентилятора и компрессора низкого давления к валу вентилятора. 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных ТРД. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков. Каждый диск включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное массивной ступицей. Толщина полотном диска не менее чем в три раза меньше осевой ширины ступицы. Опертый на полотно обод снабжен системой наклонных пазов для установки хвостовиков рабочих лопаток. Пазы равномерно разнесены по периметру диска. Продольная ось каждого паза диска третьей ступени образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α установки хвостовика лопатки. Ободы первых трех дисков образуют относительно средней плоскости полотна две неравноплечие полки, которыми непосредственно или через проставки диски объединены в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора. Вал собран из неразъемных монтажных секций. Полотно диска первой ступени и полотно диска третьей ступени снабжены кольцевыми элементами, неразъемно соединенными с ответными диафрагмами цапф передней и задней опоры. Образующая кольцевого элемента диска третьей ступени наклонена к оси вала под углом β. В заявленном узле диски соединены через кольцевые проставки. Проставки снабжены Г-образным в консольным отгибом, образующим фланец с системой отверстий для пропуска элементов разъемного соединения с соответствующим диском, радиально разнесенных по периметру фланца. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса вала ротора КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к рабочим колесам компрессоров низкого давления авиационных ТРД. Рабочее колесо первой ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя содержит диск со ступицей, центральным отверстием, полотно и обод, а также выпукло-вогнутых в поперечном сечении лопатки. Каждая лопатка включает перо и хвостовик. Обод ассиметрично соединен с полотном диска с образованием двух разноплечих наклонных в направлении вектора потока фронтальной и тыльной конических полок. Суммарная равноплечая часть ширины полок снабжена пазами, в которые заведены хвостовики лопаток. Тыльная полка обода дополнена выступающим за габарит пера лопатки кольцевым уширением, превышающим ширину фронтальной полки. Продольная ось каждого из пазов образует с осью рабочего колеса в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α0 установки хвостовика в диапазоне значений α0=(17÷27)°. Пазы равномерно разнесены по периметру диска. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п.=(124,0÷186,8) [град/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса первой ступени КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием. Обод симметрично соединен с полотном диска с образованием равноплечих кольцевых полок. Полотно диска выполнено с возможностью разъемного соединения через проставку с полкой диска предшествующей ступени. Обод диска выполнен с возрастающим в сторону потока рабочего тела в осевом сечении КНД радиусом и с углом образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора. Обод диска снабжен системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика лопатки. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с заявленной угловой частотой и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса последней ступени КНД без увеличения материалоемкости диска. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных ТРД. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков. Каждый диск включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное массивной ступицей, снабженной центральным отверстием, ступенчато радиально нарастающим от первого к четвертому диску. Толщина полотна диска не менее чем в три раза меньше осевой ширины ступицы. Опертый на полотно обод снабжен системой наклонных относительно оси вала пазов для установки хвостовиков рабочих лопаток. Пазы равномерно разнесены по периметру диска. Продольная ось паза диска первой ступени образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол установки хвостовика лопатки α=(19÷25)°. Ободы первых трех дисков образуют относительно средней плоскости полотна две неравноплечие полки, которыми непосредственно или через цилиндрические проставки диски объединены в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора. Вал собран из неразъемных монтажных секций. Полотно диска первой ступени с фронтальной стороны и полотно диска третьей ступени с тыльной стороны снабжены коническими кольцевыми элементами, неразъемно соединенными с ответными коническими диафрагмами цапф передней и задней опоры. Образующая конического элемента диска первой ступени наклонена к оси вала под углом β. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса вала ротора КНД без увеличения материалоемкости. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к рабочим колесам компрессоров низкого давления авиационных ТРД. Рабочее колесо четвертой ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя содержит диск со ступицей, центральным отверстием, полотно и обод, а также рабочие лопатки, выполненные выпукло-вогнутыми в поперечном сечении. Каждая лопатка включает перо и хвостовик. Обод симметрично соединен с полотном диска с образованием двух равноплечих в направлении вектора потока фронтальной и тыльной конических полок. Обод снабжен пазами, в которые заведены хвостовики лопаток. Полотно диска снабжено системой равноудаленных от оси ротора отверстий. Продольная ось каждого из пазов образует с осью рабочего колеса в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α0 установки хвостовика в диапазоне значений α0=(20÷32)°. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п.=(151,7÷274,0) [град/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса четвертой ступени КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных ТРД. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков. Каждый диск включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное массивной ступицей. Толщина полотна диска не менее чем в три раза меньше осевой ширины ступицы. Опертый на полотно обод снабжен системой наклонных относительно оси вала пазов для установки хвостовиков рабочих лопаток. Пазы равномерно разнесены по периметру диска. Продольная ось каждого паза диска второй ступени образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α установки хвостовика лопатки. Ободы первых трех дисков образуют относительно средней плоскости полотна две неравноплечие полки, которыми непосредственно или через цилиндрические проставки диски объединены в барабанно-дисковую конструкцию вала ротора. Вал собран из неразъемных монтажных секций. Полотно диска первой ступени с фронтальной стороны и полотно диска третьей ступени с тыльной стороны снабжены коническими кольцевыми элементами, неразъемно соединенными с ответными коническими диафрагмами цапф передней и задней опор. В заявленном узле диски соединены через кольцевую проставку. Проставка снабжена системой кольцевых гребневых элементов лабиринтного уплотнения и Г-образным консольным отгибом, образующим кольцевой фланец с системой отверстий для пропуска элементов разъемного соединения с диском, радиально разнесенных по периметру фланца. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса вала ротора КНД без увеличения материалоемкости. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск первой ступени ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием. Обод асимметрично соединен с полотном диска с образованием разноплечих кольцевых конических наклонных полок. Обод диска выполнен с возрастающим в сторону потока рабочего тела в осевом сечении КНД радиусом и с углом образующей внешней поверхности обода относительно оси вала ротора. Обод диска снабжен системой пазов для закрепления лопаток. Продольная ось каждого паза образует с осью вала ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α установки хвостовика лопатки. Пазы равномерно разнесены по периметру диска с заявленной угловой частотой и выполнены в поперечном сечении с боковыми гранями, образующими элемент замкового соединения с хвостовиком лопатки. Полотно снабжено коническим кольцевым элементом, выполненным с углом наклона образующей к геометрической оси диска, превышающим угол наклона образующей внешней поверхности обода. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса диска рабочего колеса первой ступени КНД без увеличения материалоемкости диска. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к рабочим колесам компрессоров низкого давления авиационных ТРД. Рабочее колесо третьей ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя содержит диск со ступицей, центральным отверстием, полотно и обод, а также рабочие лопатки, выполненные выпукло-вогнутыми в поперечном сечении. Каждая лопатка включает перо и хвостовик. Обод ассиметрично соединен с полотном диска с образованием двух разноплечих наклонных в направлении вектора потока конических полок. Суммарная равноплечая часть ширины полок снабжена пазами, в которые заведены хвостовики лопаток. Выступающие за габарит пазов консольные участки полок обода развиты до контакта с ответными полками ободов дисков предшествующей и последующей ступеней. Продольная ось каждого из пазов образует с осью рабочего колеса в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к оси пера, угол α0 установки хвостовика в диапазоне значений α0=(21÷26)°. Пазы разнесены по периметру диска. При этом хорда боковых кромок пера в корневой зоне лопатки образует с осью ротора в проекции угол установки пера αк, нарастающий по радиальной высоте пера с градиентом закрутки пера, составляющим Gз.п=(169,5÷248,4) [град/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении КПД и увеличении запаса ГДУ на всех режимах работы компрессора при повышении ресурса рабочего колеса третьей ступени КНД без увеличения материалоемкости. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх