Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОХЛАЖДЕНИЯ ПАЗОВ ДИСКА РОТОРА В ТУРБОМАШИНЕ, ИМЕЮЩЕЕ ДВА ПОТОКА ПОДАВАЕМОГО ВОЗДУХА

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к области дисков роторов турбомашин, которые выполнены на их перифериях с пазами, в которых установлены хвостовики лопаток. Более конкретно, изобретение относится к устройству, обеспечивающему эффективное охлаждение таких пазов.

Диски ротора турбомашины, такие как диски в различных ступенях турбины низкого давления, известным образом имеют на своей периферии множество по существу осевых пазов, в которые входят хвостовики движущихся лопаток турбины.

Когда турбомашина работает, проточная часть турбины низкого давления, в которой расположены лопатки, пропускает газ при высокой температуре. Следовательно, пазы в диске, в которые вставлены хвостовики лопаток, непосредственно подвергаются воздействию горячего газа, так что возникает необходимость в их охлаждении для избежания какого-либо повреждения дисков.

Известно, что с этой целью часть воздуха, который проходит снаружи проточной части турбины низкого давления, отбирают и направляют его по контуру охлаждения к пазам в дисках ротора. На практике каждый диск ротора имеет кольцевой фланец, который проходит перед расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью диска и вокруг которого установлено удерживающее кольцо. Фланец диска и удерживающее кольцо расположены таким образом, что между ними образуется кольцевое пространство, образующее полость для диффузии охлаждающего воздуха. В данную диффузионную полость охлаждающий воздух подается на ее расположенном выше по потоку конце посредством множества отверстий, которые распределены с равными интервалами вокруг оси вращения диска, и на ее расположенном ниже по потоку конце она открывается в нижнюю часть каждого из пазов в диске. Воздух, который проходит снаружи проточной части турбины, проникает в диффузионную полость контура охлаждения через отверстия, распространяется в указанной полости и затем вентилирует пазы в диске для охлаждения их.

Тем не менее данный тип контура охлаждения не обеспечивает достижения полностью равномерного охлаждения для всех пазов в диске ротора, что препятствует хорошей работе диска и, таким образом, оказывает отрицательное воздействие на срок службы диска. Можно легко понять, что при подобной конфигурации пазы, которые расположены непосредственно на одной линии с отверстиями для увеличения скорости вентиляционных струй, предусмотренными в контуре охлаждения, охлаждаются значительно лучше, чем пазы, которые смещены в угловом направлении дальше от них.

Цель и сущность изобретения

Задачей настоящего изобретения является устранение вышеупомянутых недостатков за счет того, что в соответствии с изобретением предложено устройство, которое обеспечивает улучшение охлаждения пазов в диске ротора для увеличения его срока службы.

Данная цель достигается посредством устройства для охлаждения пазов в диске ротора турбомашины, содержащего:

диск ротора, содержащий:

на его периферии множество по существу осевых пазов, которые распределены с равными интервалами вокруг оси вращения диска; и

кольцевой фланец, проходящий перед расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью диска;

множество лопаток, каждая из которых имеет хвостовик, установленный в соответствующем пазу в диске ротора;

удерживающее кольцо, имеющее конец, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска, и кольцевой фланец, который проходит перед указанной расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью диска и размещен вокруг фланца диска, при этом он взаимодействует с ним так, что между ними остается кольцевое пространство, образующее полость для диффузии охлаждающего воздуха, причем данная диффузионная полость открывается на ее расположенном ниже по потоку конце в нижнюю часть каждого из пазов диска, у расположенных выше по потоку концов пазов; и

множество отверстий для пропускания воздуха, распределенных с равными интервалами вокруг оси вращения диска и открывающихся в диффузионную полость у ее расположенного выше по потоку конца;

при этом конец удерживающего кольца, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска, включает в себя множество отверстий, распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в осевом направлении в нижнюю часть каждого из пазов в диске у расположенных выше по потоку концов пазов.

Таким образом, в паз в диске подается воздух, поступающий как из отверстий для пропускания воздуха, открывающихся в расположенный выше по потоку конец диффузионной полости, так и из пропускающих отверстий, открывающихся непосредственно в нижние части пазов. Такая двойная подача воздуха в пазы в диске обеспечивает получение охлаждения, которое является полностью равномерным для всех пазов в диске, что способствует увеличению срока службы диска.

При предпочтительном расположении конец удерживающего кольца, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска, дополнительно включает в себя множество зубцов, выступающих радиально наружу, каждый из которых выполнен с возможностью взаимодействия в осевом направлении с соответствующим зубцом хвостовика лопатки. Наличие данных зубцов обеспечивает удержание лопаток в осевом направлении. Кроме того, воздух также подается в пазы в диски через их расположенные выше по потоку концы за счет того, что он проходит между двумя соседними зубцами. Таким образом, усиливается охлаждение пазов в диске.

В соответствии с изобретением также предложена турбомашина, включающая в себя, по меньшей мере, одно устройство для охлаждения пазов диска ротора и подобное описанному выше.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут очевидны из нижеследующего описания, приведенного со ссылкой на сопровождающие чертежи, которые показывают вариант осуществления, не имеющий ограничительного характера, на которых:

фиг.1 представляет собой частичный продольный разрез турбины низкого давления турбомашины, которая снабжена устройством, образующим вариант осуществления изобретения;

фиг.2 представляет собой выполненное по линии II-II сечения по фиг.1; и

фиг.3А и 3В представляют собой виды сзади устройства по фиг.1, показывающие, как оно установлено на место.

Подробное описание варианта осуществления

Фиг.1 представляет собой частичный продольный разрез турбины низкого давления авиационной турбомашины, снабженной устройством, образующим вариант осуществления изобретения.

Естественно, настоящее изобретение применимо к любому другому узлу турбомашины (авиационной или наземной), который имеет диск ротора с пазами, в которых хвостовики лопаток установлены в осевом направлении.

Фиг.1 показывает более точно первую ступень и вторую ступень турбины низкого давления. Первая ступень содержит рабочее колесо, образованное из множества лопаток 2 ротора, установленных в осевом направлении на диске 4 ротора. Вторая ступень содержит сопло, образованное из множества лопаток 6 статора, и рабочее колесо, размещенное позади сопла и образованное множеством лопаток 2' ротора, установленных в осевом направлении на диске 4' ротора.

Диски 4 и 4' роторов первой и второй ступеней турбины сцентрированы относительно продольной оси X-X турбомашины и прикреплены друг к другу посредством болтовых соединений 8, которые распределены с равными интервалами вокруг оси X-X.

Каждый диск 4, 4' включает в себя на своей периферии множество по существу осевых пазов 10, 10', которые открыты по направлению к наружной стороне диска и которые распределены с равными интервалами вокруг оси вращения дисков (данная ось вращения совпадает с продольной осью X-X турбомашины). Каждый паз выполнен с возможностью приема в осевом направлении соответствующего хвостовика 12, 12' (например, с елочными пазами) лопатки 2, 2' ротора (например, посредством сопряжения).

Каждый диск 4, 4' также включает в себя кольцевой фланец 14, 14', который проходит в осевом направлении перед радиальной, расположенной выше по потоку поверхностью 16, 16' диска. Фланец 14, 14' образован из по существу осевой кольцевой части 14а, 14'а, которую продолжает по существу радиальная кольцевая часть 14b, 14'b (называемая ниже расположенным выше по потоку концом фланца диска).

Диск 4 первой ступени турбины также имеет кольцевой фланец 18, проходящий в осевом направлении за расположенной ниже по потоку, радиальной поверхностью 20 диска. Данный фланец 18 используется для крепления диска 4 к диску 4' второй ступени посредством болтовых соединений 8, как описано выше.

Удерживающее кольцо 22, 22' установлено у радиальной, расположенной выше по потоку поверхности 16, 16' каждого диска 4, 4'. Более конкретно, каждое удерживающее кольцо 22, 22' содержит расположенный выше по потоку конец 23, 23', который является по существу радиальным и установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности 16, 16' диска, и кольцевой фланец 24, 24', который проходит в осевом направлении выше по потоку и расположен вокруг соответствующего фланца 14, 14' диска.

Кроме того, фланец 24, 24' удерживающего кольца образован из кольцевой части 24а, 24'а, которая является по существу осевой и которую продолжает расположенный ниже по потоку конец 23, 23' и расположенная выше по потоку кольцевая часть 24с, 24'с, которая является по существу радиальной (называемая ниже расположенным выше по потоку концом фланца кольца).

Удерживающее кольцо 22 первой ступени турбины прикреплено к фланцу 14 диска 4 посредством болтовых соединений 26, обеспечивающих зажим вместе их соответствующих расположенных выше по потоку концов 24b, 14b. Удерживающее кольцо 22' второй ступени прикреплено к фланцу 14' диска 4' посредством болтовых соединений 8, предназначенных для скрепления вместе дисков 4, 4'.

Для удобства описание относится только к контуру, предназначенному для охлаждения пазов 10 в диске 4 первой ступени турбины. Естественно, контур, предназначенный для охлаждения пазов 10' в диске 4' второй ступени турбины, полностью аналогичен контуру охлаждения первой турбины.

Фланец 24 удерживающего кольца 22 размещен вокруг фланца 14 диска таким образом, что он взаимодействует с фланцем 14 с образованием кольцевого пространства 28, образующего полость для диффузии охлаждающего воздуха. Данная диффузионная полость 28 образована по существу между осевыми частями 24а, 14а соответствующих фланцев 24, 14 удерживающего кольца и диска.

Расположенный ниже по потоку конец диффузионной полости 28 открывается в нижнюю часть каждого из пазов 10 в диске 4 у расположенных выше по потоку концов данных пазов. На своем расположенном выше по потоку конце диффузионная полость закрыта посредством затягивания вместе болтовых соединений 26 между расположенными выше по потоку концами 24b, 14b соответствующих фланцев 24, 14 удерживающего кольца и диска.

Кроме того, подача воздуха в диффузионную полость 28 осуществляется посредством множества пропускающих воздух отверстий 30, которые распределены с равными интервалами вокруг продольной оси X-X и которые открываются в расположенный выше по потоку конец диффузионной полости.

В варианте осуществления, показанном на фиг.2, данные пропускающие воздух отверстия 30 образованы посредством механической обработки расположенного выше по потоку конца 14b фланца 14 диска 4 в по существу радиальном направлении. Само собой разумеется, данные отверстия с равным успехом могут быть получены посредством механической обработки расположенного выше по потоку конца 24b фланца 24 удерживающего кольца 22.

Кроме того, количество пропускающих воздух отверстий 30 на диске в целом может варьироваться. Таким образом, в примере по фиг.2 угловой шаг (расстояние в угловом направлении) между двумя соседними пропускающими воздух отверстиями 30 соответствует приблизительно восьми пазам в диске. Таким образом, каждое отверстие 30 обеспечивает подачу охлаждающего воздуха для приблизительно семи пазов.

В соответствии с изобретением расположенный ниже по потоку конец 23 удерживающего кольца 22, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности 16 диска 4, содержит множество отверстий 32, распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в осевом направлении в нижнюю часть каждого из пазов 10 диска, у расположенных выше по потоку концов данных пазов.

Более конкретно, расположенный ниже по потоку конец 23 удерживающего кольца 22 имеет столько отверстий 32, сколько имеется пазов 10 на периферии диска. Данные отверстия совмещены в осевом направлении с нижними частями пазов.

Таким образом, в каждый паз 10 в диске охлаждающий воздух подается посредством двух разных источников: во-первых, за счет воздуха, поступающего из диффузионной полости 28, и, во-вторых, за счет воздуха, поступающего через отверстия 32, образованные на расположенном ниже по потоку конце 23 удерживающего кольца. Таким образом, может быть обеспечено равномерное охлаждение пазов в диске на всем диске.

В соответствии с предпочтительным отличительным признаком изобретения расположенный ниже по потоку конец 23 удерживающего кольца 22, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности 16 диска, дополнительно содержит множество зубцов 34, которые выступают радиально наружу.

Как показано на фиг.3А и 3В, каждый из данных зубцов 34 выполнен с возможностью взаимодействия в осевом направлении с соответствующим зубцом (или заостренным выступом) 36 хвостовика 12 лопатки 2 ротора турбины. Кроме того, между зубцами 34 удерживающего кольца образовано множество выемок 38, которые выполнены с такими размерами, которые обеспечивают прохождение зубцов 36 хвостовиков лопаток между ними.

Таким образом, наличие зубцов 34 на удерживающем кольце 22 служит для удержания лопаток в осевом направлении. Кроме того, воздух также подается в пазы 10 в диске через их расположенные выше по потоку концы за счет того, что он проходит между двумя соседними зубцами 34, то есть через выемки 38. Таким образом, усиливается охлаждение пазов в диске.

Фиг.3А и 3В показывают, как удерживающее кольцо 22 установлено у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска. На фиг.3А видно, что кольцо приближают к данной расположенной выше по потоку, радиальной поверхности при одновременном выравнивании выемок 38 расположенного ниже по потоку конца 23 диска в осевом направлении относительно зубцов 36 хвостовиков лопаток. Затем удерживающее кольцо поворачивают вокруг продольной оси турбомашины до тех пор, пока его зубцы 34 не войдут в осевом направлении в контакт с соответствующими зубцами 36 хвостовиков лопаток, как показано на фиг.3В, в результате чего обеспечивается удержание лопаток в осевом направлении в пазах диска. Затем болтовые соединения 26 между расположенными выше по потоку концами соответствующих фланцев удерживающего кольца и диска затягивают для гарантирования того, что удерживающее кольцо будет надежно закреплено и будет предотвращен его поворот.