Ротор осевой газовой турбины

Ротор осевой газовой турбины содержит диск с охлаждаемыми рабочими лопатками и штифтами, покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг друга, а в месте размещения каждого штифта установлена скоба, один конец которой размещен в зазоре, а другой - со стороны шляпки штифта. Штифты установлены под острым углом к продольной оси диска, а в кольцевых фланцах обоих дисков выполнены пазы, размещенные между штифтами и сопряженные друг с другом. Технический результат: уменьшение напряжения в дисках, возникающего в зоне осевых отверстий в дисках во время работы двигателя, и повышение надежности работы осевой турбины, упрощение ее изготовления и сборки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно, к конструкции роторов осевых газовых турбин газотурбинных двигателей.

Известно устройство ротора осевой газовой турбины, содержащее диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и прикрепленный к нему штифтами покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток (см. патент №2530 961 класса F01D 5/08, опубл. в 2014 г.

Недостатком указанного устройства является сложность изготовления, сборки и демонтажа подобных соединений. Указанное приводит к частому производственному браку. Недостатком также является возникновение трещин в зоне отверстий в дисках под установку штифтов из-за разности температурных и динамических напряжений в дисках.

Задачей изобретения является снижение напряжений в месте крепления покрывного диска.

Указанная задача решается тем, что в известном роторе осевой турбины, содержащем диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и прикрепленный к нему штифтами покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, согласно изобретению, оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг друга, а в месте размещения каждого штифта установлена скоба, один конец которой размещен в зазоре, а другой - со стороны шляпки штифта. При этом штифты установлены под острым углом к продольной оси диска. При этом в кольцевых фланцах обоих дисков выполнены пазы, размещенные между штифтами и сопряженные друг с другом.

Такое исполнение устройства позволяет значительно уменьшить напряжения в дисках, возникающие в зоне осевых отверстий в дисках во время работы двигателя. Кроме того, значительно упрощается изготовление и сборка устройства.

На фиг. 1 показан продольный разрез ротора осевой газовой турбины;

на фиг. 2 - сечение Α-A по пазам в кольцевых фланцах дисков.

Ротор осевой газовой турбины содержит диск 1, установленные на нем рабочие лопатки 2 и прикрепленный к нему штифтами 3 покрывной диск 4, образующий каналы подвода воздуха 5 к хвостовой части 6 рабочих лопаток 2. Диск 1 и покрывной диск 2 снабжены кольцевыми фланцами 7 и 8 соответственно для крепления штифтов 3, установленных с радиальным зазором 9 относительно друг друга. В месте размещения каждого штифта 3 установлена скоба 10, один конец которой размещен в зазоре 9, а другой - со стороны шляпки штифта 3.

Штифты 3 установлены под острым углом к продольной оси основного диска 1.

В кольцевых фланцах дисков 7 и 8 выполнены пазы 11, расположенные между штифтами 3 и совмещенные друг с другом.

Устройство работает следующим образом. При вращении ротора осевой газовой турбины штифты 3 удерживают покрывной диск 4 от проворота относительно основного диска 1. Скобы 10 удерживают штифты 3 от выпадания из фланцев 7 и 8. Каналы в покрывном диске 4 обеспечивают подвод охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам 2.

Благодаря наличию штифтов 3 и скоб 9, закрепленных на фланцах дисков 6 и 7, имеется возможность исключить сложные в изготовлении соединения байонетного типа и осевые отверстия в несущем полотне дисков.

Осуществление изобретения позволит повысить надежность ротора осевой газовой турбины и увеличить технологичность его изготовления.

1. Ротор осевой газовой турбины, содержащий диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и прикрепленный к нему штифтами покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, отличающийся тем, что оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг друга, а в месте размещения каждого штифта установлена скоба, один конец которой размещен в зазоре, а другой - со стороны шляпки штифта.

2. Ротор осевой газовой турбины по п. 1, отличающийся тем, что штифты установлены под острым углом к продольной оси диска.

3. Ротор осевой газовой турбины по п. 1, отличающийся тем, что в кольцевых фланцах обоих дисков выполнены пазы, размещенные между штифтами и сопряженные друг с другом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Уплотнительный узел между путем горячего газа и полостью для диска в турбинном двигателе содержит неповоротный узел направляющих лопаток, поворотный узел рабочих лопаток и кольцеобразный элемент в виде крыла.

Уплотнительный узел между путем горячего газа и полостью для диска в турбинном двигателе содержит неповоротный узел направляющих лопаток, поворотный узел рабочих лопаток и кольцеобразный элемент в виде крыла.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится в основном к газотурбинным двигателям, а конкретнее – к системе активного управления перепускным расходом сжатого воздуха вокруг одного или более уплотнения между статором и узлом ротора первой ступени для подачи продувочного воздуха в полость обода.

Изобретение относится в основном к газотурбинным двигателям, а конкретнее к системе активного управления перепускным потоком, управляющей перепуском сжатого воздуха вокруг одного или нескольких уплотнений между статором и узлом ротора первой ступени для подачи продувочного воздуха в полость обода.

Роторное колесо для ротора газовой турбины имеет первую сторону, имеющую изогнутые лопатки, разделенные изогнутыми канавками, и вторую сторону, имеющую радиальные лопатки, разделенные радиальными канавками.

Роторное колесо для ротора газовой турбины имеет первую сторону, имеющую изогнутые лопатки, разделенные изогнутыми канавками, и вторую сторону, имеющую радиальные лопатки, разделенные радиальными канавками.

Изобретение относится к узлу уплотнения для использования в газотурбинном двигателе. Узел уплотнения между полостью диска и путепроводом горячего газа секции турбины включает в себя неподвижный узел 12 направляющих лопаток 14 и вращающийся узел 18 рабочих лопаток 20, расположенный ниже по потоку относительно узла 12.

Ротор осевой газовой турбины содержит диск с охлаждаемыми рабочими лопатками и штифтами, покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг друга, а в месте размещения каждого штифта установлена скоба, один конец которой размещен в зазоре, а другой - со стороны шляпки штифта. Штифты установлены под острым углом к продольной оси диска, а в кольцевых фланцах обоих дисков выполнены пазы, размещенные между штифтами и сопряженные друг с другом. Технический результат: уменьшение напряжения в дисках, возникающего в зоне осевых отверстий в дисках во время работы двигателя, и повышение надежности работы осевой турбины, упрощение ее изготовления и сборки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх