RU2151883C1

RU2151883C1 - Rotor of two-stage turbine

Info

Publication number: RU2151883C1
Application number: RU98118939A
Authority: RU
Inventors: В.А. Кузнецов; В.В. Иванов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1998-10-19
Filing date: 1998-10-19
Publication date: 2000-06-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering; turbines. SUBSTANCE: rotor of two stage turbine has shaft, working disks of first and second stages with cooled blades, and heat screen installed between working disks. Heat screen is made in form of two intermediate disks, each provided with rim, hub and plate with axial channels and holes. Large number of radial rectangular spline projections is made on hubs of intermediate disks. Projections are fitted in spline rectangular slots of centering flanges made under hubs. Clearance is left between projections and slots. EFFECT: improved reliability owing to provision of centering of intermediate disks relative to main disks at all operating conditions of engine. 2 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области турбостроения, а более конкретно к турбинам газотурбинных двигателей. The invention relates to the field of turbine construction, and more particularly to turbines of gas turbine engines.

Известен ротор двухступенчатой турбины, содержащий вал, диски первой и второй ступени с рабочими лопатками и промежуточный диск в междисковой полости, кольцевые осевые выступы обода которого охватывают и центрируются относительно выступов основных дисков. Промежуточный диск к основным дискам крепится с помощью радиальных штифтов [1]. Known rotor of a two-stage turbine containing a shaft, disks of the first and second stage with working blades and an intermediate disk in the interdisc cavity, the annular axial protrusions of the rim of which cover and center relative to the protrusions of the main disks. The intermediate disk to the main disk is attached using radial pins [1].

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за потери центровки промежуточного диска относительно основного диска, так как при работе двигателя температура обода промежуточного диска, омываемого газом, выше обода основного диска, прикрытого рабочими лопатками. A disadvantage of the known design is the low reliability due to the loss of alignment of the intermediate disk relative to the main disk, since during engine operation the temperature of the rim of the intermediate disk washed by gas is higher than the rim of the main disk covered by working blades.

Наиболее близким к заявляемому является ротор двухступенчатой турбины, содержащей диски первой и второй ступени с охлаждаемыми лопатками и тепловым экраном между дисками, причем тепловой экран выполнен в виде двух дефлекторов (промежуточных дисков), ступицы которых зафиксированы в осевом направлении [2]. Closest to the claimed one is the rotor of a two-stage turbine containing disks of the first and second stages with cooled blades and a heat shield between the disks, the heat shield being made in the form of two deflectors (intermediate disks), the hubs of which are fixed in the axial direction [2].

Известная конструкция работает надежно на основных режимах работы двигателя, так как кольцевые осевые выступы ободов промежуточных дисков являются охватываемыми по отношению к основным дискам. На основных режимах более горячий обод промежуточного диска центрируется относительно охватывающего его основного диска. Недостатком же этой конструкции является потеря центровки промежуточных дисков на режимах сброса газа, т.е. при снижении режима работы двигателя имеющий большую поверхность обод промежуточных дисков быстро остывает, в то время как более массивные основные диски, обод которых закрыт рабочими лопатками, остывают значительно медленнее, это приводит к появлению зазоров между центрирующими поверхностями и к повышению вибрации двигателя на режимах сброса газа и к снижению его надежности за счет радиального смещения промежуточных дисков. The known design works reliably in the main modes of engine operation, since the annular axial protrusions of the rims of the intermediate disks are covered in relation to the main disks. In basic modes, the hotter rim of the intermediate disk is centered relative to the main disk enclosing it. The disadvantage of this design is the loss of alignment of the intermediate disks in gas discharge modes, i.e. with a decrease in the engine operating mode, the large surface of the rim of the intermediate disks cools down quickly, while the more massive main disks, the rim of which is closed by the working blades, cool much more slowly, this leads to the appearance of gaps between the centering surfaces and to an increase in engine vibration during gas discharge modes and to reduce its reliability due to the radial displacement of the intermediate disks.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности за счет обеспечения центровки промежуточных дисков относительно основных на всех режимах работы двигателя. The technical problem to be solved by the claimed invention is directed is to increase reliability by providing centering of the intermediate disks relative to the main ones in all engine operation modes.

Сущность технического решения заключается в том, что в роторе двухступенчатой турбины, содержащем вал, рабочие диски первой и второй ступени с охлаждаемыми лопатками, тепловой экран, установленный между рабочими дисками, выполненный в виде двух промежуточных дисков, каждый из которых имеет обод, ступицу и полотно, снабженное соответственно осевыми каналами и отверстиями, согласно изобретению, на ступицах промежуточных дисков выполнено множество радиальных прямоугольных шлицевых выступов, установленных в шлицевые прямоугольные пазы центрирующих фланцев, выполненных под ступицами. Между выступами и пазами выполнен зазор δ₂ = 1,2...8 δ₁, где δ₁ - монтажный радиальный зазор между кольцевыми осевыми выступами ободов промежуточных дисков и кольцевыми выступами основных дисков, равный 0,01...0,3 мм.The essence of the technical solution lies in the fact that in the rotor of a two-stage turbine containing a shaft, working disks of the first and second stages with cooled blades, a heat shield installed between the working disks, made in the form of two intermediate disks, each of which has a rim, a hub and a web equipped respectively with axial channels and holes, according to the invention, on the hubs of the intermediate disks there are a lot of radial rectangular spline protrusions installed in the spline rectangular grooves c ntriruyuschih flanges made by the hubs. Between the protrusions and grooves, a gap δ ₂ = 1.2 ... 8 δ _{1 is made} , where δ ₁ is the mounting radial clearance between 0.01 ... 0.3 mm between the axial axial protrusions of the rims of the intermediate disks and the annular protrusions of the main disks .

Выполнение множества радиальных прямоугольных шлицевых выступов на ступицах промежуточных дисков, установленных в шлицевые прямоугольные пазы центрирующих фланцев, выполненных под ступицами, обеспечивает центровку промежуточных дисков относительно основных на всех режимах работы двигателя. На переходных режимах, например, при сбросе газа, когда обороты ротора двигателя снижаются и требования к вибрациям двигателя уменьшаются, основная центровка (по ободам всех дисков) из-за быстрого охлаждения ободов промежуточных дисков исчезает и промежуточные диски центрируются по радиальным прямоугольным шлицевым выступам на ступицах, т.е. по дополнительной посадке, выполненной менее точно и с большими радиальными зазорами δ₂.
Радиальные прямоугольные шлицевые выступы на ступицах фиксируют промежуточные диски от проворота в окружном направлении. Все это в целом повышает надежность ротора турбины.The implementation of many radial rectangular spline protrusions on the hubs of the intermediate disks installed in the spline rectangular grooves of the centering flanges, made under the hubs, provides centering of the intermediate disks relative to the main ones in all engine operating modes. In transient conditions, for example, during gas discharge, when the engine rotor speed decreases and the requirements for engine vibrations decrease, the main alignment (along the rims of all disks) disappears due to the rapid cooling of the rims of the intermediate disks and the intermediate disks are centered on the radial rectangular spline protrusions on the hubs , i.e. for additional landing, made less accurately and with large radial clearances δ ₂ .
Radial rectangular spline protrusions on the hubs fix the intermediate discs from turning in the circumferential direction. All this in general increases the reliability of the turbine rotor.

На фиг. 1 изображен ротор двухступенчатой турбины. In FIG. 1 shows the rotor of a two-stage turbine.

На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде (ободы основных и промежуточных дисков). In FIG. 2 - element I in FIG. 1 in an enlarged form (rims of the main and intermediate disks).

На фиг. 3 - элемент II на фиг. 1 в увеличенном виде (ступицы промежуточных дисков). In FIG. 3 - element II in FIG. 1 in an enlarged view (hubs of intermediate disks).

На фиг. 4 - вид А на фиг. 3 (прямоугольные выступы, установленные в пазы). In FIG. 4 is a view A in FIG. 3 (rectangular protrusions mounted in grooves).

На фиг. 5 - элемент III на фиг. 4 в увеличенном виде. In FIG. 5 - element III in FIG. 4 enlarged view.

Ротор двухступенчатой турбины 1 содержит вал 2 с закрепленным на нем с помощью фланца 3 диском I ступени 4 с рабочими лопатками I ступени 5, а также закрепленный на валу 2 с помощью фланца 6 диск II ступени 7 с рабочими лопатками II ступени 8. В междисковой полости 9 ротора 1 расположены передний промежуточный диск 10 и задний промежуточный диск 11, каждый из которых имеет ступицу 12 и 13, полотно 14 и 15 и обод 16 и 17 с кольцевыми осевыми выступами 18 и 19, с помощью которых осуществляется основная центровка с зазором δ₁ = 0,01...0,3 мм промежуточных дисков 10 и 11 по поверхностям Б относительно обода 20 и 21 диска I ступени 4 и диска II ступени 7. На ступицах 12 и 13 промежуточных дисков 10 и 11 выполнено множество радиальных прямоугольных шлицевых выступов 22 и 23, с помощью которых осуществляется дополнительная центровка промежуточных дисков относительно переднего и заднего фланцев 24 и 25, зацентрированных в свою очередь относительно вала 2 с помощью центрирующих буртов 26 и 27. Во фланцах 24 и 25 выполнено множество шлицевых прямоугольных пазов 28 и 29, в которые входят шлицевые выступы 22 и 23 с зазором δ₂ = 1,2...8 δ₁.
Работает устройство следующим образом. При запуске, на основных режимах работы двигателя и на взлете ободы 16 и 17 промежуточных дисков нагреты сильнее ободов 20 и 21 основных дисков 4 и 7, так как ободы промежуточных дисков имеют развитую наружную поверхность и контактируют непосредственно с газом, перетекающим от первой рабочей лопатки 5 ко второй рабочей лопатке 8, а выступы 20 и 21 дисков прикрыты от контакта с газом рабочими лопатками 5 и 8. Так как выступы 18 и 19 промежуточных дисков являются охватываемыми по отношению к выступам дисков 20 и 21, то на данных режимах работы двигателя зазор δ₁ исчезает и по поверхностям Б образуется небольшой натяг, надежно фиксирующий промежуточные диски от радиального смещения и центрирующий их относительно дисков 4 и 7. Фланцы 24 и 25 с помощью шлицевых пазов 28 и 29 и шлицевых выступов 22 и 23 на ступицах 12 и 13 промежуточных дисков фиксируют в пределах зазоров δ₂ промежуточные диски от проворота в окружном направлении. При сбросе газа ободы 16 и 17 промежуточных дисков интенсивно охлаждаются, быстрее более массивных ободов 20 и 21 основных дисков 4 и 7. При этом зазор δ₁ быстро увеличивается и становится больше δ₂, т.е. δ₁ > δ₂, и центровка промежуточных дисков 10 и 11 уже осуществляется по шлицевым фланцам 24 и 25 с помощью множества шлицевых выступов 22 и 23 га ступицах 12 и 13. Так как обороты ротор на режимах сброса газа понижены, переход центровки с зазора δ₁ на больший зазор δ₂ не вызывает повышения вибраций двигателя. Для удобства сборки и повышения надежности при работе радиальный зазор δ₁ = 1,2. ..8 δ₂.
Источники информации:
1. В.А.Шварц "Конструкции газотурбинных установок", Машиностроение, Москва, 1970 г., стр. 256, рис. 184.The rotor of a two-stage turbine 1 contains a shaft 2 with a stage I disk 4 mounted on it using a flange 3 and stage I stage 5 working blades, as well as stage II stage 7 mounted on a shaft 2 with a flange 6 and stage two stage vanes 8. In the interdisc cavity 9 of the rotor 1, there is a front intermediate disk 10 and a rear intermediate disk 11, each of which has a hub 12 and 13, a web 14 and 15 and a rim 16 and 17 with annular axial protrusions 18 and 19, with the help of which the main alignment is made with a gap of δ ₁ = 0.01 ... 0.3 mm of intermediate disks 10 and 11 Surfaces B with respect to the rim 20 and 21 of the disk of the first stage 4 and the disk of the second stage 7. On the hubs 12 and 13 of the intermediate disks 10 and 11, a plurality of radial rectangular spline protrusions 22 and 23 are made, with the help of which the intermediate disks are additionally centered relative to the front and rear flanges 24 and 25, centered in turn relative to the shaft 2 by means of centering collars 26 and 27. A lot of slotted rectangular grooves 28 and 29 are made in the flanges 24 and 25, which include the spline protrusions 22 and 23 with a gap of δ ₂ = 1.2. ..8 δ ₁ .
The device operates as follows. When starting, at the main engine operating modes and at take-off, the rims 16 and 17 of the intermediate disks are heated more strongly than the rims 20 and 21 of the main disks 4 and 7, since the rims of the intermediate disks have a developed outer surface and are in direct contact with the gas flowing from the first working blade 5 to the second working blade 8, and the protrusions 20 and 21 of the disks are covered from the gas contact by the working blades 5 and 8. Since the protrusions 18 and 19 of the intermediate disks are covered with respect to the protrusions of the disks 20 and 21, then at these engine operating modes p δ ₁ disappears and a small interference is formed on surfaces B, reliably fixing the intermediate disks against radial displacement and centering them relative to disks 4 and 7. Flanges 24 and 25 with the help of spline grooves 28 and 29 and spline protrusions 22 and 23 on the hubs 12 and 13 intermediate disks are fixed within the gaps δ ₂ intermediate disks from rotation in the circumferential direction. When the gas is discharged, the rims 16 and 17 of the intermediate disks are intensively cooled, faster than the more massive rims 20 and 21 of the main disks 4 and 7. In this case, the gap δ ₁ increases rapidly and becomes larger than δ ₂ , i.e. δ ₁ > δ ₂ , and the centering of the intermediate disks 10 and 11 is already carried out along the splined flanges 24 and 25 with the help of a plurality of splined protrusions 22 and 23 ha of the hubs 12 and 13. Since the rotor speed in the gas discharge modes is reduced, the alignment transition from the gap δ ₁ to a larger gap δ ₂ does not cause an increase in engine vibration. For ease of assembly and increased reliability during operation, the radial clearance δ ₁ = 1.2. ..8 δ ₂ .
Sources of information:
1. V.A.Shvarts "Design of gas turbine units", Engineering, Moscow, 1970, p. 256, Fig. 184.

2. Патент Р.Ф. N 1130008 - прототип. 2. Patent R.F. N 1130008 - prototype.

Claims

1. The rotor of a two-stage turbine, comprising a shaft, working disks of the first and second stages with cooled blades, a heat shield installed between the working disks, made in the form of two intermediate disks, each of which has a rim, a hub and a blade equipped with axial channels and holes, respectively characterized in that on the hubs of the intermediate disks there are a plurality of radial rectangular spline protrusions installed in the spline rectangular grooves of the centering flanges made under the hubs.

2. The rotor according to claim 1, characterized in that a gap is made between the protrusions and grooves
δ ₂ = 1.2-8δ ₁ ,
where δ ₁ - mounting radial clearance between the annular axial protrusions of the rims of the intermediate disks and the annular protrusions of the turbine disks, equal to 0.01 - 0.3 mm