×
28.08.2018
218.016.8030

Ротор турбины

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002664902
Дата охранного документа
23.08.2018
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска. На хвостовике цилиндрического упругого элемента дефлектора выполнены направленные к оси ротора турбины радиальные выступы. На упругом элементе диска выполнены направленные от оси ротора турбины радиальные выступы, образующие совместно с радиальными выступами дефлектора нижнее байонетное соединение, зафиксированное в окружном направлении контровочным замком. Контровочный замок выполнен с осевым пластинчатым выступом, с возможностью пластической деформации пластинчатого выступа в радиальном направлении на торцевую поверхность хвостовика цилиндрического упругого элемента дефлектора. Радиальная высота контровочного замка равна радиальной высоте щелевой полости между упругими элементами диска и дефлектора, а контровочный замок выполнен Т-образным в плане, и число радиальных выступов дефлектора в нижнем байонетном соединении кратно или равно числу осевых выступов дефлектора в верхнем байонетном соединении. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины и снизить его массу. 5 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен ротор турбины, включающий в себя диск турбины с установленным на его ободе при помощи байонетного соединения уплотнительным кольцом, зафиксированным в окружном направлении контровочным замком. Недостатком такой конструкции является низкая надежность из-за повышенной температуры полотна и ступицы диска (Патент RU №2517462, МПК F01D 5/30, опубл. 27.05.2014).

Наиболее близким к заявляемому изобретению является ротор турбины, в котором на диске установлен дефлектор, зафиксированный на ободе диска байонетным соединением, а относительно ступицы диска - болтовым соединением (Патент RU №2470170, МПК F02C 7/12, опубл. 20.12.2012).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность и повышенная масса конструкции из-за повышенных напряжений в болтовом соединении и наличия радиальных фланцев для установки болтового соединения.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в повышении надежности и снижении массы конструкции.

Техническая задача решается тем, что в роторе турбины, содержащий диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска, согласно изобретению на хвостовике цилиндрического упругого элемента дефлектора диска выполнены направленные к оси ротора турбины радиальные выступы, на цилиндрическом упругом элементе диска выполнены направленные от оси ротора турбины радиальные выступы, образующие совместно с радиальными выступами дефлектора нижнее байонетное соединение, зафиксированное в окружном направлении контровочным замком с осевым пластинчатым выступом, с возможностью пластической деформации пластинчатого выступа в радиальном направлении на торцевую поверхность хвостовика упругого элемента дефлектора, причем радиальная высота контровочного замка равна радиальной высоте щелевой полости между упругими элементами диска и дефлектора, а контровочный замок выполнен Т-образным в плане, и число радиальных выступов дефлектора в нижнем байонетном соединении кратно или равно числу осевых выступов дефлектора в верхнем байонетном соединении.

Выполнение на хвостовике цилиндрического упругого элемента дефлектора, направленного к оси ротора турбины радиальных выступов, образующих с направленными от оси ротора турбины радиальными выступами на упругом цилиндрическом элементе диска нижнее байонетное соединение, зафиксированное в окружном направлении контровочным замком, позволяет зафиксировать дефлектор относительно диска в окружном и в осевом направлениях, а также исключить из конструкции болтовое соединение между диском и дефлектором, что повышает надежность ротора турбины и снижает его массу.

Выполнение контровочного замка с осевым пластинчатым выступом, с возможностью пластической деформации пластинчатого выступа в радиальном направлении на торцевую поверхность хвостовика цилиндрического упругого элемента дефлектора, исключает осевое перемещение контровочного замка относительно хвостовика дефлектора к диску ротора, что повышает надежность ротора турбины.

Выполнение радиальной высоты контровочного замка, равной радиальной высоте щелевой полости между упругими элементами диска и дефлектора, исключает радиальное перемещение контровочного замка под действием центробежных сил при работе ротора турбины, что исключает дисбаланс ротора и повышает его надежность.

Выполнение контровочного замка Т-образным в плане обеспечивает осевую фиксацию контровочного замка в направлении от диска ротора - радиальными выступами хвостовика дефлектора, что обеспечивает надежную работу ротора турбины.

Выполнение числа радиальных выступов хвостовика дефлектора в нижнем байонетном соединении, кратным или равным числу осевых выступов дефлектора в верхнем байонетном соединении, обеспечивает равномерный подвод охлаждающего воздуха на рабочие лопатки ротора турбины, что повышает его надежность.

На фиг. 1 представлен продольный разрез ротора турбины.

На фиг. 2 представлен элемент I ротора турбины в увеличенном виде.

На фиг. 3 показано размещение контровочного замка в щелевой полости между упругими элементами диска и дефлектора при сборке.

На фиг. 4 показан вид А элемента I ротора турбины.

На фиг. 5 показан вид Б элемента I ротора турбины.

Ротор 1 турбины (без позиции) состоит из диска 2 турбины, на ободе 3 которого верхним байонетным соединением 4 установлен дефлектор 5 диска 2. Вернее байонетное соединение 4 образовано осевыми выступами 6 дефлектора 5 и осевыми выступами 7 обода 3 диска 2. На ободе 3 диска 2 установлены также рабочие лопатки 8, на охлаждение которых поступает охлаждающий воздух 9 из воздушной полости 10 между диском 2 и полотном 11 дефлектора 5.

Ступица 12 дефлектора 5 диска 2 выполнена с цилиндрическим упругим элементом 13 и с щелевой полостью 14 относительно цилиндрического упругого элемента 15 диска 2 турбины, причем на внутренней поверхности 16 хвостовика 17 цилиндрического упругого элемента 13 дефлектора 5 выполнены направленные к оси 18 ротора 1 турбины радиальные выступы 19. На внешней поверхности 20 цилиндрического упругого элемента 15 диска 2 выполнены направленные от оси 18 ротора 1 турбины радиальные выступы 21, образующие совместно с радиальными выступами 19 дефлектора 5 нижнее байонетное соединение 22. В окружном направлении нижнее байонетное соединение 22 фиксируется контровочным замком 23, который выполнен с осевым пластинчатым выступом 24, с возможностью пластической деформации осевого пластинчатого выступа 24 в радиальном направлении на торцевую поверхность 25 хвостовика 17 цилиндрического упругого элемента 13 дефлектора 5.

Радиальная высота h контровочного замка 23 равна радиальной высоте Н щелевой полости 14 между цилиндрическими упругими элементами 13 и 15 дефлектора 5 и диска 2 соответственно.

Для фиксации контровочного замка 23 в осевом направлении радиальными выступами 19 дефлектора 5, контровочный замок 23 выполнен Т-образным в плане, с окружными выступами 26 и 27.

Для обеспечения сборки ротора 1 турбины и обеспечения равномерного по окружности подвода охлаждающего воздуха 9 на рабочие лопатки 8, число радиальных выступов 19 дефлектора 5 в нижнем байонетном соединении 22 равно числу осевых выступов 6 дефлектора 5 в верхнем байонетном соединении 4 дефлектора 5 с диском 2 и равно числу рабочих лопаток 8.

При сборке ротора 1 турбины контровочный замок 23 предварительно размещается в щелевой полости 14, а после совмещения радиальных выступов 19 и 21 нижнего байонетного соединения 22 сдвигается в осевом направлении от диска 2 и фиксируется в осевом направлении путем пластической деформации пластинчатого выступа 24 на торцевую поверхность 25 хвостовика 17 дефлектора 5. Осевой контакт радиальных выступов 19 и 21 нижнего байонетного соединения 22 при сборке обеспечивается за счет сил упругости полотна 11 дефлектора 5, а при работе ротора 1 турбины к силам упругости полотна 11 добавляется усилие от избыточного давления охлаждающего воздуха 9 в воздушной полости 10 между диском 2 и дефлектором 5.

Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками позволяет зафиксировать дефлектор относительно диска в окружном и в осевом направлениях, исключить из конструкции болтовое соединение между диском и дефлектором, осевое перемещение контровочного замка относительно хвостовика дефлектора к диску ротора, радиальное перемещение контровочного замка под действием центробежных сил и дисбаланс ротора турбины, повысить надежность ротора турбины и снизить его массу.

Ротор турбины, содержащий диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска, отличающийся тем, что на хвостовике цилиндрического упругого элемента дефлектора диска выполнены направленные к оси ротора турбины радиальные выступы, на цилиндрическом упругом элементе диска выполнены направленные от оси ротора турбины радиальные выступы, образующие совместно с радиальными выступами дефлектора нижнее байонетное соединение, зафиксированное в окружном направлении контровочным замком с осевым пластинчатым выступом, с возможностью пластической деформации пластинчатого выступа в радиальном направлении на торцевую поверхность хвостовика цилиндрического упругого элемента дефлектора, причем радиальная высота контровочного замка равна радиальной высоте щелевой полости между упругими элементами диска и дефлектора, а контровочный замок выполнен Т-образным в плане, и число радиальных выступов дефлектора в нижнем байонетном соединении кратно или равно числу осевых выступов дефлектора в верхнем байонетном соединении.
Ротор турбины
Ротор турбины
Ротор турбины
Ротор турбины
Ротор турбины
Ротор турбины
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 44.
13.01.2017
№217.015.8855

Способ защиты двухконтурного турбореактивного двигателя от раскрутки турбины низкого давления

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам автоматической защиты газотурбинного двигателя от раскрутки турбины при ее отсоединении от вала компрессора. Для определения технического состояния двигателя дополнительно определяют начальную S и текущую S...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002602644
Дата охранного документа: 20.11.2016
13.01.2017
№217.015.8f83

Валопровод газотурбинного двигателя и способ его сборки

Изобретения относятся к двигателестроению, а именно к конструкциям привода коробок приводных агрегатов газотурбинного двигателя, и могут быть использованы в газотурбинных двигателях авиационного и наземного применения. Валопровод газотурбинного двигателя включает промежуточную опору,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002605161
Дата охранного документа: 20.12.2016
13.01.2017
№217.015.8fa8

Устройство для присоединения реверсивного устройства к переднему корпусу двигателя

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к реверсивным устройствам газотурбинных двигателей. Устройство для присоединения реверсивного устройства к переднему корпусу двигателя включает «пушечный» замок с подвижным кольцом. Подвижное кольцо выполнено цельным по окружности, имеет...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002605160
Дата охранного документа: 20.12.2016
25.08.2017
№217.015.b103

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель включает компрессор высокого давления, спрямляющий аппарат которого размещен на двух упругих обечайках диффузора камеры сгорания. Спрямляющий аппарат...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002613101
Дата охранного документа: 15.03.2017
25.08.2017
№217.015.b941

Шевронное сопло газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к реактивным соплам с устройствами подавления шума, и предназначено для использования в авиационных двигателях. Шевронное сопло газотурбинного двигателя включает выхлопную трубу, а также сопла наружного и внутреннего контуров,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002615309
Дата охранного документа: 04.04.2017
25.08.2017
№217.015.c51b

Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета. Контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Т, характеризующий температурное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002618171
Дата охранного документа: 02.05.2017
20.06.2018
№218.016.64e3

Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения. Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002658163
Дата охранного документа: 19.06.2018
25.06.2018
№218.016.65c1

Труба для распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Труба распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника включает кольцевой патрубок (1) с отверстиями и кронштейны (4) для крепления кольцевого патрубка к перегородке. Кольцевой патрубок (1) выполнен цельносварным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002658711
Дата охранного документа: 22.06.2018
09.08.2018
№218.016.787c

Способ изготовления секций несущей решетки реверсера тяги

Изобретение относится к области авиации и касается разработки и производства элементов газотурбинного двигателя самолета. При изготовлении секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов в продольные и поперечные канавки оправки непрерывным жгутом из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663249
Дата охранного документа: 03.08.2018
28.08.2018
№218.016.8027

Многоколлекторное устройство подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для управления подачей топлива в коллекторы основной и/или форсажной камер сгорания ГТД. Многоколлекторное устройство подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002664900
Дата охранного документа: 23.08.2018
Показаны записи 1-10 из 87.
27.04.2013
№216.012.3ab5

Турбина газотурбинного двигателя

Турбина газотурбинного двигателя включает кольцевой входной канал, внутренний корпус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени. Радиальные выступы полок сопловых лопаток первой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480590
Дата охранного документа: 27.04.2013
10.06.2013
№216.012.48f5

Ротор компрессора турбовентиляторного двигателя

Изобретение относится к роторам компрессора газотурбинных турбовентиляторных двигателей. Ротор с дисками зафиксирован резьбовым соединением. Резьбовое соединение размещено в кольцевой воздушной полости с внешней стороны от соединяющей диски цилиндрической перемычки и с внутренней стороны от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484257
Дата охранного документа: 10.06.2013
27.07.2013
№216.012.5a30

Силовая установка самолета

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов. Силовая установка самолета содержит два газогенератора с мотогондолой, Воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура. Воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488709
Дата охранного документа: 27.07.2013
27.07.2013
№216.012.5a31

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы при сверхзвуковом полете самолета. Двухконтурный турбореактивный двигатель включает воздухо-воздушный теплообменник в канале наружного контура, а также смеситель и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488710
Дата охранного документа: 27.07.2013
20.09.2013
№216.012.6c48

Ротор турбины турбореактивного двигателя

Ротор турбины турбореактивного двигателя содержит диск турбины с размещенными на нем рабочими лопатками и уплотнительным кольцом, установленным на ободе диска с помощью байонетного соединения. Между радиальными выступами диска установлен балансировочный грузик, осевой выступ С-образной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493371
Дата охранного документа: 20.09.2013
27.09.2013
№216.012.6fcc

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе. Между турбиной и смесителем установлена...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002494271
Дата охранного документа: 27.09.2013
10.02.2014
№216.012.9f0e

Ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя включает рабочие колеса с дисками, рабочими лопатками и внешними лабиринтами. Каждый из внешних лабиринтов с помощью болтового...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506426
Дата охранного документа: 10.02.2014
10.02.2014
№216.012.9f0f

Ротор турбины газотурбинного двигателя

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины газотурбинного двигателя включает конический фланец диска, конический фланец вала и кольцевые фланцы лабиринтов, фиксируемые между собой при помощи болтовых соединений. Кольцевые...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506427
Дата охранного документа: 10.02.2014
10.02.2014
№216.012.9f10

Многоступенчатая газовая силовая турбина

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения. Многоступенчатая газовая силовая турбина включает диски ротора, соединенные между собой фланцами с осевыми штифтами. С внутренней стороны от ступиц дисков установлен...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506428
Дата охранного документа: 10.02.2014
20.02.2014
№216.012.a2d6

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина низкого давления газотурбинного двигателя включает ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами на задней опоре статора. Лабиринтное уплотнение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002507401
Дата охранного документа: 20.02.2014
+ добавить свой РИД