РОТОР ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, преимущественно, к турбомашинам, 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, установленные на колесе, покрывной диск, установленный на ободе диска с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений, каналы в ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки, для соединения кольцевой полости с каналами для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток.

/RU 2378517 C1, МПК F01D 5/08 Опубликовано 10.01.2010 г./

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в цилиндрических штифтах, которые при взаимных температурных радиальных деформациях диска и покрывного диска работают на срез, что приводит к поломке штифтов при повышенных ресурсах газотурбинного двигателя, а отверстия в ободе диска являются дополнительными концентраторами напряжений.

Технической задачей изобретения является повышение надежности ротора турбины газотурбинного двигателя за счет создания условий для температурных радиальных компенсаций при фиксации покрывного диска на диске турбины, уменьшение перетечек охлаждающего воздуха на рабочую лопатку ротора и повышение прочностных параметров ротора турбины.

Ожидаемый технический результат - улучшение охлаждения рабочих лопаток, повышение надежности ротора турбины, повышение ресурса газотурбинного двигателя и улучшение технологичности изготовления.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный ротор осевой газовой турбины, содержащий диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, установленные на диске, покрывной диск, установленный на ободе диска ротора с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений, каналы в ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки, для соединения кольцевой полости с каналами для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток, по предложению диск ротора снабжен кольцевым посадочным выступом, выполненным на ободе диска, а покрывной диск оснащен канавкой, выполненной ответной посадочному выступу, каналы в ободе диска выполнены открытыми по его поверхности со стороны покрывного диска и наклонными со стороны основания хвостовой части каждой лопатки, а разъемное соединение выполнено в виде радиально центрированных по одной оси отверстий в стенках канавки покрывного диска и посадочного выступа диска ротора и штифтов, установленных в эти отверстия, при этом ротор содержит не менее трех разъемных соединений.

Сущность изобретения заключается в выполнении соединений покрывного диска и диска ротора путем образования центрированных по одной оси отверстий в месте соединения выступа и ответной впадины и их фиксирования с помощью радиально расположенных штифтов, установленных в эти отверстия. Выполнение штифтов в радиальных направлениях позволяет свободно компенсировать деформационные перекосы, возникающие в диске ротора и покрывном диске. Размер впадины и выступа на дисках устанавливают так, чтобы покровный диск свободно перемещался при возникновении градиента температур между диском ротора и покрывным диском и позволял исключить перетечки воздуха при подаче его под полку лопатки.

Предусмотрено, что отверстие в диске для подачи воздуха под полки рабочих лопаток выполнено открытым со стороны покрывного диска. Поскольку отверстия являются концентраторами напряжений, то при их отсутствии можно обеспечить те же запасы прочности при меньшей ширине обода диска, что позволяет уменьшить вес ротора. Уменьшение количества деталей, закрепляющих покрывной диск, отсутствие одноразовых фиксирующих пластин и замков позволяет уменьшить вес ротора и повысить технологичность изготовления составляющих двигателя.

Замена наклонного отверстия в диске ротора открытыми отверстиями заметно облегчает технологии изготовления. Например: использование фрезерования радиальных пазов с торца обода требует намного меньшей технологической оснастки, чем наклонное сверление. Изготовленные методом фрезеровки изделия легко контролировать любым методом цветной дефектоскопии (ЛЮМ, ЦМ), а наклонные отверстия могут контролироваться только методом УЗК (Ультразвуковой дефектоскопии) со сложной настройкой и эталоном.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 показано крепление покрывного диска на диск газовой турбины.

На фиг.2 показан канал подвода и отвода воздуха.

Ротор газовой турбины состоит из вала с диском 1 с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками 2, покрывной диск 3 установлен на диск 1 с образованием кольцевой полости 4. Покрывной диск 3 зафиксирован со стороны кольцевой полости на диске ротора 1, с помощью неподвижных радиальных штифтовых 5 разъемных соединений. Диск 1 на ободе имеет кольцевой посадочный выступ 6, а покрывной диск оснащен канавкой 7, выполненной ответной посадочному выступу 6. Каналы 8 в ободе диска 1 выполнены открытыми по его поверхности со стороны покрывного диска 3 и наклонными 9 со стороны основания хвостовой части каждой лопатки.

Штифтовые 5 разъемные соединения выполнены в виде центрированных по одной оси отверстий в стенках канавки 7 покровного диска 3 и посадочного выступа 6 диска ротора 1 и штифтов 5, установленных в эти отверстия, при этом ротор содержит не менее трех разъемных соединений.

Устройство работает следующим образом.

Во время работы при вращении диска ротора 1 газовой турбины компрессированный охлажденный воздух протекает в полости 4 между диском 1 турбины и покрывным диском 3, по каналам 8 и наклонным каналам 9 в контур охлаждения рабочих лопаток 2. Возникающее избыточное давление воздуха в канале 4 создает растягивающее осевое усилие, которое стремится оторвать покровный диск 3 в месте соединения диска ротора 1 и покрывного диска 3. Радиальные штифтовые 5 разъемные соединения в количестве не менее 3 обеспечивают надежное прижатие покрывного диска, что позволяет улучшить герметичность каналов, снизить перетечки горячего воздуха под полку лопатки.

При работе ротора газовой турбины диск 1 и покрывной диск 3 нагреты до различных температур, что увеличивает усилие деформации и неравномерность температурного расширения дисков. Однако предусмотренные радиальные штифтовые соединения 5, выполненные по окружности дисков, свободно компенсируют любые деформационные напряжения и сохраняют концентричность соединения, что повышает надежность работы ротора.

Применение изобретения позволяет повысить надежность ротора турбины газотурбинного двигателя за счет создания условий для температурных радиальных компенсаций при «свободной» фиксации покрывного диска на диске турбины, улучшить охлаждение и долговечность рабочих лопаток, уменьшить вес ротора турбины, повысить ресурс газотурбинного двигателя и улучшить технологичность изготовления.