РОТОР ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

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.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является ротор газовой турбины, содержащий диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, расположенные на диске, покрывной диск, установленный на диске ротора с образованием кольцевой полости, соединенной каналами в диске с каналами в основании хвостовой части каждой лопатки, закрепленный байонетным соединением и штифтами /RU 2378517 C1, МПК F01D 5/08, опубликовано 10.01.2010 г./

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений обода диска от центробежных сил покрывного диска по причине удаленного расположения штифтов от байонетного соединения и повышенные потери воздуха по причине наличия окон в покрывном диске.

Задача изобретения - повышение надежности ротора и снижение потерь при подводе охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам.

Технический результат заявленного изобретения - улучшение охлаждения рабочих лопаток, повышение надежности ротора турбины, повышение ресурса газотурбинного двигателя.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный ротор осевой газовой турбины, содержащий диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, расположенные на диске, покрывной диск, установленный на диске ротора с образованием кольцевой полости, соединенной каналами в диске с каналами в основании хвостовой части каждой лопатки и закрепленный байонетным соединением и штифтами, по предложению, снабжен, по меньшей мере, тремя выступами с пазами, выполненными над байонетными соединениями, каждое из которых образовано зацепами диска ротора и зацепами покрывного диска, а в покрывном диске выполнено не менее трех отверстий, сопрягаемых с пазами, причем штифты жестко закреплены в отверстиях покрывного диска и установлены в пазы диска ротора с радиальным зазором, при этом каждый зацеп покрывного диска установлен по радиусу на расстоянии, равном 1,4-1,8 внутреннего радиуса ступицы покрывного диска.

Для фиксации покрывного диска в окружном направлении использованы штифтовые соединения, выполненные на байонетных зацепах диска, в виде выступов с радиальными пазами, отверстий в покровном диске и штифтов, установленных в отверстие и паз. Штифты жестко закреплены в отверстиях покрывного диска (например, кернением), что обеспечивает герметичность соединения штифта с диском, а в радиальных пазах штифты установлены с зазором, обеспечивающим его перемещение в радиальных направлениях, что препятствует взаимным температурным деформациям диска турбины и покрывного диска. Расположение штифтовых соединений на байонетных зацепах диска не подгружает обод диска при вращении. Расположение входов охлаждающих каналов для воздуха на покрывном диске в месте размещения зацепа байонета на роторе на расстоянии, выбранном из условия подвода воздуха с меньшими потерями по закону постоянной циркуляции, с внутренним радиусом, равным 1,4-1,8 внутреннего радиуса ступицы покрывного диска, позволяет уменьшить потери охлаждающего воздуха.

На фиг.1 показан продольный разрез ротора турбины.

На фиг.2 показано расположение паза в выступах диска и положение штифта (вид А).

Ротор турбины содержит: диск 1 ротора (с зацепами 2), выступы 3 с пазами 4, покрывной диск 5 с зацепами 6 и отверстиями 7, в которые установлены штифты 8, охлаждаемые рабочие лопатки 9, расположенные на диске 1 ротора, замки 10. Покрывной диск 5 установлен на диске 1 ротора с образованием кольцевой полости, соединяющей каналы в диске с каналами в основании хвостовой части каждой лопатки 9, при этом покрывной диск 5 закреплен байонетными соединениями (каждое из которых образованно зацепом 2 диска 1 ротора и зацепом 6 покрывного диска 5) и штифтами 8.

Выступы 3 с радиальными пазами 4, отверстия 7 в покровном диске 5, штифты 8, установленные в отверстия 7, и пазы 4 образуют штифтовые соединения, расположенные на байонетных зацепах. Штифты 8 жестко закреплены в отверстиях 7 покрывного диска 5, при этом штифты 8 установлены в радиальных пазах 4 с зазором, обеспечивающим перемещение диска 5 в радиальных направлениях.

Входы охлаждающих каналов для воздуха на покрывном диске 5 расположены в месте размещения байонетного соединения. При этом для уменьшения потерь охлаждающего воздуха зацепы 6 расположены таким образом, чтобы внутренний радиус R2 был равен 1,4-1,8 внутреннего радиуса R1 ступицы покрывного диска 5.

При работе покрывной диск 5 зафиксирован штифтами 8 в пазах 4 диска 1 от возможного перемещения в окружном направлении. Кроме того, покрывной диск 5 свободно перемещается в радиальном направлении относительно диска 1, так как между штифтами 8 и диском 1 выполнены зазоры. При этом не нагружается обод диска 1. А расположение зацепов 6 покрывного диска с радиусом R2 уменьшает потери охлаждающего воздуха.

Заявленная конструкция ротора турбины обеспечивает повышенную надежность ротора и уменьшение потерь охлаждаемого воздуха. Применение изобретения позволяет улучшить охлаждение рабочих лопаток, повысить надежность ротора турбины и повысить ресурс газотурбинного двигателя в целом.