Результат интеллектуальной деятельности: РОТОР ТУРБИНЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а точнее - к ротору турбины ГТД.

Известен ротор турбины, диск и дефлектор которого стянуты между собой призонным болтом с гайкой, причем гайка контрится пластинчатым парным замком - один замок на две соседние гайки с загибкой усика замка на плоскую грань гайки [1].

Такая конструкция отличается простотой и технологичностью, однако обладает низкой надежностью: особенно при высоких центробежных нагрузках и в условиях действия высоких температур, так как детали ротора и контровочный замок расширяются в этих условиях по-разному.

Наиболее близким к заявляемому является ротор турбины, в котором дефлектор крепится к диску с помощью болтов, причем каждый болт контрится индивидуальным пластинчатым замком, а сам замок фиксируется относительно дефлектора путем загибки усика за осевой кольцевой выступ дефлектора, расположенный к оси вращения ротора от головки болта [2].

Недостатком известной конструкции является то, что в такой конструкции возможна отгибка фиксирующего выступа замка под действием центробежных сил. Центробежные силы в этом случае работают на изгиб, что снижает надежность конструкции. Кроме того, выполнение кольцевого осевого выступа с кольцевой канавкой приводит к появлению концентраторов напряжений в этой канавке, что также снижает надежность конструкции.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности ротора турбины за счет исключения деформации осевого выступа роторной детали.

Выполнение в осевом выступе роторной детали радиальных пазов с тангенциально-расположенным по отношению к плоскости крепления контровочного замка донышка позволяет повысить надежность двигателя за счет того, что радиальные пазы не создают концентраторов напряжений на роторной детали, на которой расположена головка болта. Контровочный замок фиксируется своим выступом относительно детали, которую крепит болт, причем фиксирующий выступ в этом случае расположен по действию центробежной силы, действующей на него, и поэтому работает только на растяжение. Т.е. фиксирующий выступ не может быть деформирован от действующих на него центробежных сил.

На фиг. 1 изображен продольный разрез ротора турбины.

На фиг. 2 - элемент 1 на фиг. 1 в увеличенном виде с фиксирующим выступом контровочного замка.

На фиг. 3 - элемент 1 на фиг. 1 без фиксирующего выступа контровочного замка.

На фиг. 4 - вид А на фиг. 2.

Ротор 1 двухступенчатой турбины состоит из вала 2 с закрепленным на нем диском 1 ступени 3 и диском II ступени 4. На диске 4 с помощью болтов 5, зафиксированных чашечными контровочными замками 6, закреплен дефлектор диска II ступени 7. Контровочный замок 6 расположен между головкой 8 болта 5 и торцом 9 дефлектора 7 и фиксируется относительно дефлектора 7 с помощью выступа 10, расположенного в радиальном пазу 11 осевого выступа 12 дефлектора 7, а фиксация болта 5 относительно контровочного замка 6 осуществляется подмятием 13 контровочного замка 6 в пазы 14 головки 8 болта 5. Донышко (поверхность) 15 паза 11 выполняется с углом α к поверхности 9, к которой головкой 8 болта 5 прижат замок 6, т.е. тангенциально по касательной, причем угол α является острым (90^o > α >0^o), т.е. не более 90^o - в этом случае на поверхности 9 не образуется концентраторов напряжений, снижающих ресурс роторных деталей.

Работает устройство следующим образом. При работе двигателя на дефлектор 7 и контровочный замок 6 действуют центробежные силы большой величины. Так как пазы 11 для размещения выступа 10 замка 6 выполнены радиально и от оси по отношению к головке 8 болта 5, то на выступ 10 замка 6 действуют только растягивающие напряжения от центробежных сил, а тангенциальное расположение донышка 15 паза 11 к опорной поверхности 9 исключает появление повышенных напряжений на нагруженной роторной детали (например, дефлекторе 7).

Источники информации
1. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под общей ред. Д.В. Хронина. - М.: Машиностроение, 1989 г., с. 189, рис. 4. 43 г.

2. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под общей ред. Д.В. Хронина. - М.: Машиностроение, 1989 г., с. 188, рис. 4. 42 г. - прототип.