×
14.12.2018
218.016.a6c1

Результат интеллектуальной деятельности: РОТОР ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002674852
Дата охранного документа
13.12.2018
Аннотация: 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.


РОТОР ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
РОТОР ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 11-20 of 110 items.
17.02.2018
№218.016.2b11

Устройство для измерения акустического сигнала от деталей турбомашины

Изобретение относится к измерительным устройствам, в частности к устройствам диагностики технического состояния подшипниковых опор авиационных газотурбинных двигателей. Устройство для измерения акустического сигнала от деталей турбомашины содержит трубчатый полый корпус, установленный в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642963
Дата охранного документа: 29.01.2018
04.04.2018
№218.016.3176

Способ испытания авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний турбореактивных двигателей (ТРД). Способ испытания ТРД включает подогрев и наддув воздуха на входе в двигатель. Для двигателя, содержащего топливно-масляный теплообменник, предварительно создают математическую...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002645066
Дата охранного документа: 15.02.2018
10.05.2018
№218.016.392b

Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного двигателя и мотогондолы самолета

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции поворотных сопел турбореактивных двигателей в месте сочленения поворотного устройства сопла с мотогондолой самолета. Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002647018
Дата охранного документа: 13.03.2018
10.05.2018
№218.016.3959

Способ управления газотурбинным двигателем

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам управления газотурбинным двигателем. В известном способе управления газотурбинным двигателем, включающим изменение расхода охлаждающего воздуха подаваемого на турбину в зависимости от режимов работы двигателя, воздух...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002647017
Дата охранного документа: 13.03.2018
10.05.2018
№218.016.3ac5

Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя

Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя относится к области авиационного двигателестроения. Сопло содержит корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, сверхзвуковые створки, шарнирно прикрепленные к дозвуковым створкам и подвижно соединенные с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002647266
Дата охранного документа: 15.03.2018
10.05.2018
№218.016.3d2f

Способ испытания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Для типа двигателей, включающих противообледенительную систему, предварительно проводят испытания на выбранном режиме работы, измеряют параметры при выключенной и при...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002648197
Дата охранного документа: 22.03.2018
10.05.2018
№218.016.43f4

Устройство поворота плоского сопла турбореактивного двигателя

Изобретение относится к авиадвигателестроению, конкретно к реактивным плоским соплам газотурбинных двигателей маневренных летательных аппаратов. Устройство поворота плоского сопла турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус, плоское сопло, установленное на подшипнике с возможностью...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002649723
Дата охранного документа: 04.04.2018
09.06.2018
№218.016.5b4f

Многозонный термопреобразователь

Изобретение относится к области газовой динамики и может быть использовано для измерения поля температуры газового потока, движущегося с большой скоростью, в частности, в газотурбинных установках и в стендовых системах. Известный многозонный термопреобразователь, содержащий не менее трех...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002655734
Дата охранного документа: 29.05.2018
09.06.2018
№218.016.5cbf

Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолёта

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции поворотных реактивных сопел авиационных турбореактивных двигателей в месте их сочленения с мотогондолой самолета. Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002656172
Дата охранного документа: 31.05.2018
09.06.2018
№218.016.5d00

Устройство для перекрытия газового потока в корпусе турбореактивного двигателя

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к реверсивным устройствам турбореактивного двигателя (далее ТРД). Устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, содержащее закрылки, установленные по окружности в корпусе, радиальные оси, установленные вдоль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002656169
Дата охранного документа: 31.05.2018
Showing 1-2 of 2 items.
10.05.2018
№218.016.3b1d

Ротор осевой газовой турбины

Ротор осевой газовой турбины относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции турбин газотурбинных двигателей. Ротор осевой газовой турбины содержит основной диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, прикрепленный к нему с помощью...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002647265
Дата охранного документа: 15.03.2018
16.05.2023
№223.018.620f

Комбинированное пульсирующее выходное устройство турбореактивного двухконтурного двигателя

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания реактивной тяги на летательных аппаратах, так и на стационарных энергетических установках. Комбинированное пульсирующее выходное устройство турбореактивного двухконтурного газотурбинного двигателя с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002780910
Дата охранного документа: 04.10.2022
+ добавить свой РИД