RU2130124C1

RU2130124C1 - Multistage turbine rotor

Info

Publication number: RU2130124C1
Application number: RU96110803A
Authority: RU
Inventors: А.А. Иноземцев; Н.А. Иванов; Е.К. Павлов; В.М. Язев; В.А. Кузнецов; С.И. Фадеев
Original assignee: Акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1996-05-28
Filing date: 1996-05-28
Publication date: 1999-05-10

Abstract

FIELD: aircraft and gas-turbine engines. SUBSTANCE: stage 1 disk is mounted directly on shaft 6. Disks 1 and 7 are provided with external fastening flanges 3, 9 placed on axially directed cylindrical shells 2, 8. Disk 7 is coupled with shaft 6 through additional bushing 12. Fastening flanges 3, 4 are located on side of moving-blade exit edges. EFFECT: improved reliability due to reduced stresses at shell-to-disk and shell-to-flange joints. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано в конструкциях авиационных и газотурбинных двигателей. The invention relates to the field of energy and transport engineering and can be used in the construction of aircraft and gas turbine engines.

Известен ротор трехступенчатой турбины, в котором диски с валом соединены при помощи осенаправленных фланцев и длинных шпилек, проходящих через отверстия во фланцах и полотне диска [1]. Known rotor of a three-stage turbine, in which the disks with the shaft are connected by means of directional flanges and long pins passing through the holes in the flanges and the blade web [1].

Однако наличие отверстий-концентраторов напряжений ослабляет конструкцию и снижает надежность работы ротора турбины. However, the presence of stress hubs weakens the design and reduces the reliability of the turbine rotor.

Наиболее близким к заявляемой является конструкция ротора газотурбинного двигателя, в котором диски соединены с валом при помощи радиальных буртиков, вынесенных от ступиц дисков на осенаправленных цилиндрических оболочках навстречу друг другу и соединенных с радиальным буртом вала с помощью осенаправленных штифтов [2]. Closest to the claimed one is the design of the rotor of a gas turbine engine, in which the disks are connected to the shaft using radial shoulders, spaced from the hubs of the disks on the directed cylindrical shells towards each other and connected to the radial shoulder of the shaft using directed pins [2].

Однако данная конструкция не обеспечивает высокую надежность, особенно для диска 2-й ступени. Ступица диска турбомашины при рабочих режимах под действием центробежных сил от периферийной части деформируется в радиальном направлении. Радиальная деформация ступицы диска 2-й ступени турбины двигателя ПС-90А составляет 0,18 мм, а радиальная деформация фланца крепления диска к валу от действия центробежных сил ниже и составляет 0,12 мм. Если разность деформаций ступицы и фланца диска велика, то в местах присоединения цилиндрической оболочки к ступице и фланцу возникают высокие изгибные напряжения, которые суммируются с напряжениями от действия осевой силы и приводят к появлению трещин на диске. However, this design does not provide high reliability, especially for a disk of the 2nd stage. The hub of the turbomachine disk under operating conditions under the action of centrifugal forces from the peripheral part is deformed in the radial direction. The radial deformation of the disk hub of the 2nd stage of the PS-90A engine turbine is 0.18 mm, and the radial deformation of the mounting flange of the disk to the shaft from the action of centrifugal forces is lower and is 0.12 mm. If the difference between the deformations of the hub and the flange of the disk is large, then at the points of attachment of the cylindrical shell to the hub and flange, high bending stresses arise, which are combined with the stresses from the action of the axial force and lead to cracks on the disk.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности конструкции ротора турбины за счет снижения напряжений, возникающих в местах соединения цилиндрических оболочек с диском и фланцем крепления. The technical problem that the invention solves is to increase the reliability of the turbine rotor design by reducing the stresses arising at the junction of the cylindrical shells with the disk and the mounting flange.

Данная техническая задача решается за счет того, что в роторе многоступенчатой турбины, содержащем вал и диски с рабочими лопатками, в котором диск первой ступени закреплен непосредственно на валу, диски снабжены вынесенными фланцами крепления, согласно изобретению, диски второй и последующих ступеней соединены с валом через дополнительные втулки, а фланцы крепления выполнены со стороны выходных кромок рабочих лопаток. This technical problem is solved due to the fact that in the rotor of a multi-stage turbine containing a shaft and disks with rotor blades, in which the disk of the first stage is mounted directly on the shaft, the disks are provided with remote mounting flanges, according to the invention, the disks of the second and subsequent stages are connected to the shaft through additional bushings, and mounting flanges are made from the side of the output edges of the working blades.

Выполнение цилиндрических оболочек с фланцами крепления для всех дисков со стороны выходных кромок рабочих лопаток создает условия, при которых под действием осевой силы от колес ротора в цилиндрических оболочках возникают напряжения сжатия. В конструкции прототипа осевая сила, действующая на диск, стремится оторвать диск от фланца, в то время как в предлагаемом решении осевая сила напротив стремится прижать диск к фланцу, напряжения от взаимного радиального перемещения ступицы и фланца крепления диска, а также напряжения от действующей на диск осевой силы взаимно вычитаются. Это приводит к снижению концентраций напряжений в месте соединения цилиндрической оболочки со ступицей диска и фланцем крепления и, в конечном счете, предотвращает возникновение дефектов. The implementation of cylindrical shells with mounting flanges for all discs from the side of the outlet edges of the blades creates conditions under which compression stress arises from the rotor wheels in the cylindrical shells. In the design of the prototype, the axial force acting on the disk tends to tear the disk from the flange, while in the proposed solution, the axial force, on the contrary, tends to press the disk against the flange, the stresses from the mutual radial movement of the hub and the mounting flange of the disk, as well as the voltage from acting on the disk axial forces are mutually deductible. This leads to a decrease in stress concentration at the junction of the cylindrical shell with the hub of the disk and the mounting flange and, ultimately, prevents the occurrence of defects.

Такое выполнение цилиндрических оболочек будет технически осуществимым, если все диски, кроме диска I ступени, соединены с валом посредством дополнительных промежуточных втулок. This embodiment of the cylindrical shells will be technically feasible if all the disks, except for the disk of the first stage, are connected to the shaft by means of additional intermediate bushings.

Сущность предлагаемого решения поясняется следующими фигурами. The essence of the proposed solution is illustrated by the following figures.

На фиг. 1 показан ротор двухступенчатой турбины, на фиг. 2 - ротор трехступенчатой турбины. In FIG. 1 shows the rotor of a two-stage turbine; FIG. 2 - rotor of a three-stage turbine.

Диск I ступени с осенаправленной цилиндрической оболочкой 2 и фланцем 3 с помощью болтов 4 и гаек 5 соединен с валом 6. The stage I disk with a directional cylindrical shell 2 and a flange 3 is connected to the shaft 6 using bolts 4 and nuts 5.

Диск II ступени 7 с осенаправленной цилиндрической оболочкой 8 и фланцем 9 с помощью болтов 10 и гаек 11 соединен с дополнительной промежуточной втулкой 12. Втулка 12 снабжена шлицами 13, которые при сборке входят в зацепление с ответными шлицами 14, расположенными на валу 6. Гайка 15 стягивает пакет диска II ступени с валом 6 в осевом направлении. Гайка 15 контрится шлицевым замком 16. The disk II of stage 7 with a directional cylindrical shell 8 and a flange 9 is connected to an additional intermediate sleeve 12 by means of bolts 10 and nuts 11. The sleeve 12 is provided with slots 13, which, when assembled, engage with mating slots 14 located on the shaft 6. Nut 15 pulls together a packet of a disk of the II stage with a shaft 6 in the axial direction. The nut 15 is locked by a slotted lock 16.

Диск III ступени 17 с осенаправленной цилиндрической оболочкой 18 и фланцем 19 с помощью болтов 20 и гаек 21 соединен с промежуточной втулкой 22, которая шлицами 23 входит в зацепление со шлицами 24 вала 6. Пакет дисков II и III ступеней с валом 6 стягивается гайкой 25 и контрится шлицевой контровкой 26. The disk of the III stage 17 with a directed cylindrical shell 18 and the flange 19 is connected to the intermediate sleeve 22 by means of bolts 20 and nuts 21, which splines 23 into engagement with the splines 24 of the shaft 6. The disk pack of the II and III stages with the shaft 6 is tightened with a nut 25 and counter with slotted lock 26.

Сборка ротора двухступенчатой турбины производится в следующей последовательности. The assembly of the rotor of a two-stage turbine is carried out in the following sequence.

Диск I ступени 1 при помощи болтов 4 и гаек 5 через присоединительный фланец 3 скрепляют с валом 6. Диск II ступени 7 при помощи болтов 10 и гаек 11 через присоединительный фланец 9 скрепляют с промежуточной втулкой 12. После этого собранную сборочную единицу устанавливают на вал 6 ротора таким образом, чтобы шлицы 13 промежуточной втулки 12 вошли в зацепление со шлицами 14 вала 6. Гайкой 15 производят стяжку промежуточной втулки 12, последовательно собранной с диском II ступени 7, с валом 6 ротора. The stage I disk 1 with bolts 4 and nuts 5 through the connecting flange 3 is fastened to the shaft 6. The stage II disk 7 with bolts 10 and nuts 11 through the connecting flange 9 is fastened with the intermediate sleeve 12. After that, the assembled assembly unit is mounted on the shaft 6 the rotor in such a way that the splines 13 of the intermediate sleeve 12 are engaged with the splines 14 of the shaft 6. The nut 15 produces a coupler of the intermediate sleeve 12, sequentially assembled with the disk II stage 7, with the shaft 6 of the rotor.

Сборка ротора трехступенчатой турбины осуществляется аналогично. The assembly of the rotor of a three-stage turbine is carried out similarly.

Диск III ступени 17 предварительно собирают при помощи болтов 20 и гаек 21 через присоединительный фланец 19 с промежуточной втулкой 22. Сборочную единицу устанавливают на вал 6 ротора таким образом, чтобы щлицы 23 промежуточной втулкой 22 вошли в зацепление со шлицами 24 вала 6 ротора. The stage III disk 17 is pre-assembled using bolts 20 and nuts 21 through the connecting flange 19 with the intermediate sleeve 22. The assembly unit is mounted on the rotor shaft 6 so that the slots 23 of the intermediate sleeve 22 engage with the splines 24 of the rotor shaft 6.

Диск II ступени 7, предварительно собранные с промежуточной втулкой 12, и диски II ступени 17, предварительно собранные с промежуточной втулкой 22 стягиваются гайкой 25 с валом 6 ротора и контрятся шлицевой контровкой 26. The disk of stage II 7, pre-assembled with an intermediate sleeve 12, and the disks of stage II 17, pre-assembled with an intermediate sleeve 22 are pulled together by a nut 25 with the shaft 6 of the rotor and are controlled by spline lock 26.

При работе двигателя осевая нагрузка с рабочих колес ротора через диски 1, 7, 17 передается на цилиндрические оболочки 2, 8, 18 и сжимает их. При этом напряжения от взаимного радиального перемещения ступиц дисков 1, 7, 17 и фланцев крепления 3, 9, 19 частично компенсируются напряжениями сжатия, возникающими в цилиндрических оболочках 2, 8, 18. When the engine is running, the axial load from the rotor impellers through the discs 1, 7, 17 is transmitted to the cylindrical shells 2, 8, 18 and compresses them. In this case, the stresses from the mutual radial movement of the hubs of the disks 1, 7, 17 and the mounting flanges 3, 9, 19 are partially compensated by the compression stresses arising in the cylindrical shells 2, 8, 18.

Источники информации:
1. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, Машиностроение, 1969, стр. 122.Sources of information:
1. Skubachevsky G.S. Aircraft gas turbine engines. Design and calculation of parts, Engineering, 1969, p. 122.

2. Вьюнов С.А. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1988, стр. 189, рис. 4, 43б. 2. Vyunov S.A. and others. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. M.: Engineering, 1988, p. 189, Fig. 4, 43b.

Claims

A rotor of a multi-stage turbine containing a shaft and disks with rotor blades, in which the first-stage disk is mounted directly on the shaft, the disks are provided with remote mounting flanges, characterized in that the disks of the second and subsequent stages are connected to the shaft through additional bushings, and the disk mounting flanges are made with side of the outlet edges of the blades.