Ротор многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя

Ротор многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя

Реферат

 

Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано в конструкциях турбин авиационных двигателей и газотурбинных установок наземного применения. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности работы за счет исключения затекания газа внутрь ротора при разрушении наружного лабиринта и нелокализованного разрушения двигателя. Такая задача может быть решена в том случае, когда в роторе многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя, в ободной части которого между соседними дисками на верхних фланцах размещено лабиринтное уплотнение, согласно изобретению лабиринтное уплотнение выполнено в виде двух кольцевых балок-лабиринтов, соединенных между собой по наружным и внутренним обечайкам с помощью подвижной кольцевой посадки, причем по внутренним обечайкам соседние балки-лабиринты установлены с торцовым контактом, а по наружным обечайкам - с заданным зазором, при этом полотна балок-лабиринтов жестко скреплены с верхними фланцами соседних дисков в радиальном и осевом направлениях. Кроме того, между нижними фланцами соседних дисков могут быть установлены диафрагмы, которые при работе турбины позволяют организовать направление движения охлаждающего потока воздуха внутри ротора и исключить его перегрев. 1 з.п.ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано в конструкциях турбин авиационных двигателей и газотурбинных установок наземного применения.

Известна конструкция трехступенчатой турбины газотурбинного двигателя, в которой между дисками ротора размещены лабиринтные уплотнения [1].

Недостатком известной конструкции является то, что лабиринтное уплотнение между дисками расположено на малом радиусе, верхняя часть полотна диска омывается горячими газами, поэтому данная конструкция может найти применение только в низкотемпературных турбинах. При использовании конструкции в высокотемпературных турбинах может произойти перегрев и разрушение дисков по ободным частям.

Наиболее близким к заявляемому является ротор многоступенчатой турбины, в которой уплотнения полостей между ступенями турбины выполнены в виде кольцевого лабиринта, имеющего сечение двутавровой балки. Для обеспечения прочности лабиринт поддерживается ступицей, расположенной на меньшем радиусе, в зоне более низких температур и напряжений. Обод лабиринта соединен со ступицей кольцевым полотном [2].

Однако эта конструкция обладает одним существенным недостатком - в случае разрушения наружного обода лабиринта горячие газы могут проникать внутрь ротора. При этом произойдет разогрев полотна и ступицы самого лабиринта, а также дисков и их разрушение с нелокализованными последствиями.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности работы за счет исключения затекания газа внутрь ротора при разрушении наружного лабиринта и нелокализованного разрушения двигателя.

Такая задача может быть решена в том случае, когда в роторе многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя, в ободной части которого между соседними дисками на верхних фланцах размещено лабиринтное уплотнение, согласно изобретению лабиринтное уплотнение выполнено в виде двух кольцевых балок-лабиринтов, соединенных между собой по наружным и внутренним обечайкам с помощью подвижной кольцевой посадки, причем по внутренним обечайкам соседние балки-лабиринты установлены с торцовым контактом, а по наружным обечайкам - с заданным зазором, при этом полотна балок-лабиринтов жестко скреплены с верхними фланцами соседних дисков в радиальном и осевом направлениях.

Кроме того, между нижними фланцами соседних дисков могут быть установлены диафрагмы.

В данной конструкции балки-лабиринты соединены между собой по наружным и внутренним обечайкам с помощью подвижной кольцевой посадки, а их полотна жестко скреплены с верхними фланцами соседних дисков, образуя таким образом наружный защитный пояс, предотвращающий попадание газов внутрь ротора к его силовым частям.

Даже в случае разрушения наружных обечаек балок-лабиринтов при касании гребешков лабиринтов наружной обечайки элементов статора разрушения ротора не происходит, т.к. соседние балки-лабиринты по внутренним обечайкам установлены с подвижной кольцевой посадкой и торцовым контактом, что препятствует затеканию газа внутрь ротора.

Для обеспечения теплового расширения наружных обечаек балок-лабиринтов в осевом направлении предусмотрен осевой зазор, зависящий от фактических параметров, и исходя из конструктивных соображений.

Кроме того, установка упругих диафрагм между нижними фланцами соседних дисков вызвана необходимостью организации направления движения охлаждающего воздуха внутри ротора.

Изобретение проиллюстрировано следующим образом.

На фиг.1 показан ротор многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя заявляемой конструкции. На фиг.2 представлен вид А на фиг.1. На фиг.3 показана ступичная часть дисков по п.2 формулы изобретения.

Ротор состоит из вала 1, диска первой ступени 2 с рабочими лопатками 3, диска второй ступени 4 с рабочими лопатками 5, диска третьей ступени 6 с рабочими лопатками 7.

Между дисками 2, 4 и 6 на верхних фланцах 8 размещены лабиринтные уплотнения, которые выполнены в виде двух кольцевых балок-лабиринтов 9, 10 и 11, 12.

Балки-лабиринты 9, 10, 11, 12 соединены между собой по наружным 13 и внутренним 14 обечайкам с помощью подвижной кольцевой посадки, образуя наружный защитный пояс. По наружным обечайкам 13 соседние балки-лабиринты установлены с заданным зазором 15, а по внутренним обечайкам 14 - с торцовым контактом.

Диски 2, 4, 6 контактируют между собой нижними фланцами 16, 17 и 18, 19, а в окружном направлении зафиксированы штифтами 20, образуя внутренний силовой пояс.

Диск 6 с помощью вынесенного фланца 21 и болта 22 прикреплен к валу 1.

Полотна балок-лабиринтов 9, 10 и 11, 12 жестко скреплены с верхними фланцами 8 дисков 2, 4, 6 болтами 23.

В осевом направлении диски 2, 4 поджаты к диску 6 стяжным болтом 24.

Дополнительно между нижними фланцами 16, 17 и 18, 19 могут быть установлены диафрагмы 25.

Работа ротора осуществляется следующим образом.

В процессе работы турбины на вал 1 ротора подается крутящий момент с рабочих лопаток первой ступени 3, второй ступени 5 и третьей ступени 7 через соответствующие диски 2, 4, 6, штифты 20 и болты 22. Наружный защитный пояс, состоящий из балок-лабиринтов 9, 10 и 11, 12, предохраняет от попадания горячих газов внутри ротора.

В случае разрушения наружных обечаек 13 по какой-либо причине (например, по причине разрушения гребешков лабиринтов при их касании элементов статора) горячие газы могут попасть в полость между полотнами балок-лабиринтов 9, 10 и 11, 12, но не проникают внутрь ротора к его силовых частям, что исключает нелокализованное разрушение двигателя. Упругие диафрагмы 25 при работе турбины позволяют организовать направление движения охлаждающего потока воздуха внутри ротора и исключить его перегрев.

Источники информации 1. Г.С. Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1974, стр. 113, рис. 5.02.

2. Патент США 4645424, F 01 D 5/06, 11/02, 1987.

Формула изобретения

1. Ротор многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя, в ободной части которого между соседними дисками на верхних фланцах размещено лабиринтное уплотнение, отличающийся тем, что лабиринтное уплотнение выполнено в виде двух кольцевых балок-лабиринтов, соединенных между собой по наружным и внутренним обечайкам с помощью подвижной кольцевой посадки, причем по внутренним обечайкам соседние балки-лабиринты установлены с торцовым контактом, а по наружным обечайкам - с заданным зазором, при этом полотна балок-лабиринтов жестко скреплены с верхними фланцами соседних дисков в радиальном и осевом направлениях.

2. Ротор многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что между нижними фланцами соседних дисков установлены диафрагмы.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

PC4A - Регистрация договора об уступке патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение

Прежний патентообладатель:Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"

(73) Патентообладатель:Открытое акционерное общество "Газпром"

(73) Патентообладатель:Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"

Договор № РД0046680 зарегистрирован 09.02.2009

Извещение опубликовано: 20.03.2009        БИ: 08/2009

QB4A Государственная регистрация договора о распоряжении исключительным правом

Дата и номер государственной регистрации договора: 31.03.2011 № РД0078790

Вид договора: лицензионный

Лицо(а), предоставляющее(ие) право использования: Открытое акционерное общество "Газпром" (RU), Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)

Лицо, которому предоставлено право использования: Открытое акционерное общество "Пермский моторный завод" (RU)

Условия договора: НИЛ, на срок действия патента на территории РФ.

Дата публикации: 10.05.2011