RU208145U1 - Узел ротора турбины высокого давления - Google Patents

Узел ротора турбины высокого давления Download PDF

Info

Publication number
RU208145U1
RU208145U1 RU2021116425U RU2021116425U RU208145U1 RU 208145 U1 RU208145 U1 RU 208145U1 RU 2021116425 U RU2021116425 U RU 2021116425U RU 2021116425 U RU2021116425 U RU 2021116425U RU 208145 U1 RU208145 U1 RU 208145U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
hpt
pressure turbine
web
rotor assembly
Prior art date
Application number
RU2021116425U
Other languages
English (en)
Inventor
Марина Владимировна Волгина
Игорь Германович Бухалов
Original Assignee
Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" filed Critical Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн"
Priority to RU2021116425U priority Critical patent/RU208145U1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU208145U1 publication Critical patent/RU208145U1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • F01D5/087—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor in the radial passages of the rotor disc
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type

Abstract

Полезная модель относится к двигателестроению, в частности к турбине газотурбинного двигателя и может найти применение в конструкции турбины высокого давления.Техническим результатом, на достижение которого направлена данная полезная модель, является повышение надежности конструкции узла ротора ТВД, за счет уменьшения напряжения в байонетном зацеплении, путём уменьшения осевой составляющей от действия полотна покрывного диска.Технический результат достигается тем, что в узле ротора турбины высокого давления (ТВД), содержащем диск ТВД 1 с установленными в нем охлаждаемыми рабочими лопатками, покрывной диск 2, байонетносоединенный в верхней своей части с диском ТВД 1 и состоящий из криволинейного полотна 3, байонетных выступов 4, лабиринтных уплотнений 5 и 6, отверстий для прохода воздуха 7 и, расположенной в нижней его части, ступицы с фланцевым креплением. Центральная часть 10 криволинейного полотна 3 покрывного диска 2 выполнена выпуклой в сторону диска ТВД, при этом верхняя 11 и нижняя 12 части криволинейного полотна 3 выполнены прямолинейными, а диапазон угла их расположения относительно друг друга составляет 92-100°.

Description

Полезная модель относится к двигателестроению, в частности к турбине газотурбинного двигателя и может найти применение в конструкции турбины высокого давления.
Известна конструкция узла ротора турбины высокого давления (патент №2318120, МПК F01D5/08 опубл. 27.02.2008), содержащая диск ТВД с установленными в нем охлаждаемыми рабочими лопатками, покрывной диск, байонетно соединенный в верхней своей части с диском ТВД и состоящий из криволинейного полотна, байонетных выступов, лабиринтного уплотнения, отверстий для прохода воздуха, ступицы. Недостатком вышеуказанного решения в конструкции высоконагруженной турбины являются высокий уровень напряжений в верхнем байонетном зацеплении (на ободе диска). Высокий уровень напряжений, обусловленный высоким уровнем центробежных сил, дополнительно увеличивается осевой составляющей в байонетном зацеплении от момента вызванного расстоянием от крепления покрывного диска (фланец) до центра тяжести покрывного диска (где реализуется центробежная сила).
Также известна конструкция узла ротора турбины высокого давления (патент № СА2059913, МПК F01D5/06 опубл. 29.08.1992), содержащая диск ТВД с установленными в нем охлаждаемыми рабочими лопатками, покрывной диск, байонетно соединенный в верхней своей части с диском ТВД и состоящий из криволинейного полотна, байонетных выступов, лабиринтных уплотнений, отверстий для прохода воздуха, ступицы. Недостатком данной конструкции является отсутствие элементов уменьшающих в байонетном зацеплении осевую составляющую в контакте с диском.
Наиболее близкой является конструкция узла ротора турбины высокого давления («Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок»: учеб./ А.А.Иноземцев, М.А.Нихамкин, В.Л.Сандрацкий.– М.: Машиностроение, 2008. - Т.1. - 208с., стр. 117, рис.3.6), содержащая диск ТВД с установленными в нем охлаждаемыми рабочими лопатками, покрывной диск, байонетно соединенный в верхней своей части с диском ТВД и состоящий из криволинейного полотна, байонетных выступов, лабиринтных уплотнений, отверстий для прохода воздуха и, расположенной в нижней его части, ступицы с фланцевым креплением. В данном решении наиболее близкой является общая схема полотна покрывного диска, однако, здесь нет элементов, уменьшающих осевую составляющую в контакте с диском, что при росте центробежных сил приводит к росту осевой составляющей напряжений.
Техническим результатом, на достижение которого направлена данная полезная модель, является повышение надежности конструкции узла ротора ТВД, за счет уменьшения напряжения в байонетном зацеплении, путём уменьшения осевой составляющей от действия полотна покрывного диска.
Технический результат достигается тем, что в узле ротора турбины высокого давления (ТВД), содержащем диск ТВД с установленными в нем охлаждаемыми рабочими лопатками, покрывной диск, байонетно соединенный в верхней своей части с диском ТВД и состоящий из криволинейного полотна, байонетных выступов, лабиринтных уплотнений отверстий для прохода воздуха и, расположенной в нижней его части, ступицы с фланцевым креплением, в отличие от известного, центральная часть криволинейного полотна покрывного диска выполнена выпуклой в сторону диска ТВД, при этом верхняя и нижняя части криволинейного полотна выполнены прямолинейными, а диапазон угла их расположения относительно друг друга составляет 92-100°.
Заявляемое решение поясняется рисунком, на котором представлен продольный разрез узла ротора турбины высокого давления.
Узел ротора ТВД (фиг.) содержит диск ТВД 1, с установленными в нем охлаждаемыми рабочими лопатками, покрывной диск 2. Покрывной диск 2 байонетно соединен в верхней своей части с диском ТВД 1 . Покрывной диск 2 состоит из криволинейного полотна 3, байонетных выступов 4, лабиринтных уплотнений 5 и 6, отверстий для прохода воздуха 7. В полотне покрывного диска 2 предусмотрены болтовые отверстия 8 предназначенные для крепления с передним фланцем диска ТВД и валом. В нижней части покрывного диска расположена ступица 9. Центральная часть 10 криволинейного полотна 3 покрывного диска 2 выполнена выпуклой в сторону диска ТВД 1, при этом верхняя 11 и нижняя 12 части криволинейного полотна 3 выполнены прямолинейными, а диапазон угла их расположения относительно друг друга составляет 92-100°. В результате, с целью снижения осевой составляющей в байонетном зацеплении от момента вызванного расстоянием от крепления покрывного диска 2 до центра тяжести покрывного диска, где реализуется центробежная сила, криволинейное полотно 3 покрывного диска 2 выполнено с выпуклой в сторону диска ТВД 1 центральной частью 10, причем наклон полотна в верхней части 11 выполнен в противоположном направлении, чем в нижней части 12.
Таким образом, уменьшение осевой составляющей в байонетном зацеплении от действия криволинейного полотна покрывного диска 2 ведет к снижению напряжения в данном зацеплении, что позволяет повысить надежность конструкции узла ротора ТВД.

Claims (1)

  1. Узел ротора турбины высокого давления (ТВД), содержащий диск ТВД с установленными в нем охлаждаемыми рабочими лопатками, покрывной диск, байонетно соединенный в верхней своей части с диском ТВД и состоящий из криволинейного полотна, байонетных выступов, лабиринтных уплотнений, отверстий для прохода воздуха и, расположенной в нижней его части, ступицы с фланцевым креплением, отличающийся тем, что центральная часть криволинейного полотна покрывного диска выполнена выпуклой в сторону диска ТВД, при этом верхняя и нижняя части криволинейного полотна выполнены прямолинейными, а диапазон угла их расположения относительно друг друга составляет 92-100°.
RU2021116425U 2021-06-07 2021-06-07 Узел ротора турбины высокого давления RU208145U1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021116425U RU208145U1 (ru) 2021-06-07 2021-06-07 Узел ротора турбины высокого давления

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021116425U RU208145U1 (ru) 2021-06-07 2021-06-07 Узел ротора турбины высокого давления

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU208145U1 true RU208145U1 (ru) 2021-12-06

Family

ID=79174731

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021116425U RU208145U1 (ru) 2021-06-07 2021-06-07 Узел ротора турбины высокого давления

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU208145U1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6749400B2 (en) * 2002-08-29 2004-06-15 General Electric Company Gas turbine engine disk rim with axially cutback and circumferentially skewed cooling air slots
US20070059164A1 (en) * 2005-04-29 2007-03-15 Snecma Turbine module for a gas turbine engine
US20110280735A1 (en) * 2008-10-20 2011-11-17 Snecma Ventilation of a high-pressure turbine in a turbomachine
RU2664902C1 (ru) * 2017-08-29 2018-08-23 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Ротор турбины

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6749400B2 (en) * 2002-08-29 2004-06-15 General Electric Company Gas turbine engine disk rim with axially cutback and circumferentially skewed cooling air slots
US20070059164A1 (en) * 2005-04-29 2007-03-15 Snecma Turbine module for a gas turbine engine
US20110280735A1 (en) * 2008-10-20 2011-11-17 Snecma Ventilation of a high-pressure turbine in a turbomachine
RU2664902C1 (ru) * 2017-08-29 2018-08-23 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Ротор турбины

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR100706723B1 (ko) 가스 터빈 엔진용 스테이터 베인 조립체
US8007230B2 (en) Turbine seal plate assembly
KR820000756B1 (ko) 로우터블레이드
US7094029B2 (en) Methods and apparatus for controlling gas turbine engine rotor tip clearances
US10287895B2 (en) Midspan shrouded turbine rotor blades
CA2822965C (en) Gas turbine engine and variable camber vane system
US10221699B2 (en) Shrouded turbine rotor blades
US9347325B2 (en) Damper for a turbine rotor assembly
US10253638B2 (en) Turbomachine blade tip shroud
US9303519B2 (en) Damper for a turbine rotor assembly
US20150211373A1 (en) High chord bucket with dual part span shrouds and curved dovetail
RU2014106552A (ru) Колесо статора турбомашины и турбина или компрессор, содержащие такое колесо статора
US2923459A (en) Vane positioning device
US4685863A (en) Turbine rotor assembly
US20190136696A1 (en) Turbine blade having improved flutter capability and increased turbine stage output
RU208145U1 (ru) Узел ротора турбины высокого давления
CN109826673B (zh) 一种防止汽轮机油中进水及漏油的结构
CN111927829B (zh) 一种航空发动机风扇进口整流器叶片结构
RU2664902C1 (ru) Ротор турбины
RU2386816C1 (ru) Высокотемпературная газовая турбина
CN114233402A (zh) 具有叶片缘板密封结构的静子叶片
CN105179309A (zh) 一种压气机叶片
CN216588740U (zh) 密封结构及采用该密封结构的汽轮机转子
CN217055309U (zh) 一种具有容积式油泵的汽轮机的隔板
GB2483495A (en) Rotor blade disc, eg for a turbofan engine, having blades supported by an outer ring