RU2151883C1 - Rotor of two-stage turbine - Google Patents
Rotor of two-stage turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2151883C1 RU2151883C1 RU98118939A RU98118939A RU2151883C1 RU 2151883 C1 RU2151883 C1 RU 2151883C1 RU 98118939 A RU98118939 A RU 98118939A RU 98118939 A RU98118939 A RU 98118939A RU 2151883 C1 RU2151883 C1 RU 2151883C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disks
- protrusions
- hubs
- rotor
- intermediate disks
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
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
The device operates as follows. When starting, at the main engine operating modes and at take-off, the
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 (2)
δ2= 1,2-8δ1,
где δ1 - монтажный радиальный зазор между кольцевыми осевыми выступами ободов промежуточных дисков и кольцевыми выступами дисков турбины, равный 0,01 - 0,3 мм.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
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98118939A RU2151883C1 (en) | 1998-10-19 | 1998-10-19 | Rotor of two-stage turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98118939A RU2151883C1 (en) | 1998-10-19 | 1998-10-19 | Rotor of two-stage turbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2151883C1 true RU2151883C1 (en) | 2000-06-27 |
Family
ID=20211401
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98118939A RU2151883C1 (en) | 1998-10-19 | 1998-10-19 | Rotor of two-stage turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2151883C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2534672C1 (en) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | High-temperature turbine rotor |
RU2556148C2 (en) * | 2009-10-30 | 2015-07-10 | Турбомека | Method of protection of air passage in joint of movable parts operating in unsafe environment, joint used to implement this method and rotary line with such joints |
CN114599859A (en) * | 2019-10-18 | 2022-06-07 | 西门子能源全球有限两合公司 | Rotor with a rotor component arranged between two rotor disks |
US12037926B2 (en) | 2016-02-05 | 2024-07-16 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Rotor comprising a rotor component arranged between two rotor discs |
-
1998
- 1998-10-19 RU RU98118939A patent/RU2151883C1/en active
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2556148C2 (en) * | 2009-10-30 | 2015-07-10 | Турбомека | Method of protection of air passage in joint of movable parts operating in unsafe environment, joint used to implement this method and rotary line with such joints |
RU2534672C1 (en) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | High-temperature turbine rotor |
US12037926B2 (en) | 2016-02-05 | 2024-07-16 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Rotor comprising a rotor component arranged between two rotor discs |
CN114599859A (en) * | 2019-10-18 | 2022-06-07 | 西门子能源全球有限两合公司 | Rotor with a rotor component arranged between two rotor disks |
CN114599859B (en) * | 2019-10-18 | 2023-11-17 | 西门子能源全球有限两合公司 | Rotor with rotor components arranged between two rotor disks |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5622475A (en) | Double rabbet rotor blade retention assembly | |
JP3965607B2 (en) | Rotor assembly shroud | |
US6062813A (en) | Bladed rotor and surround assembly | |
US4184689A (en) | Seal structure for an axial flow rotary machine | |
US7780398B2 (en) | Bladed stator for a turbo-engine | |
US4190397A (en) | Windage shield | |
US5154581A (en) | Shroud band for a rotor wheel having integral rotor blades | |
US5215435A (en) | Angled cooling air bypass slots in honeycomb seals | |
CN101845996B (en) | Device and system for reducing second air flow in gas turbine | |
US4344738A (en) | Rotor disk structure | |
US5161944A (en) | Shroud assemblies for turbine rotors | |
US6065932A (en) | Turbine | |
US2603453A (en) | Cooling means for turbines | |
US2948505A (en) | Gas turbine rotor | |
JPH0639909B2 (en) | Gas turbine jet propulsion device with high-pressure compressor | |
CN101737088B (en) | Steam turbine | |
US2807434A (en) | Turbine rotor assembly | |
EP1428984A2 (en) | Air-cooled gas turbine | |
JPH0416615B2 (en) | ||
RU2594392C2 (en) | Seal ring for turbine stage aircraft turbine machine containing shutoff projections with slots, rotor stage of turbomachine, turbomachine and method of making sealing ring | |
JP2014507603A (en) | Turbine casing provided with ring sector mounting means | |
RU2151883C1 (en) | Rotor of two-stage turbine | |
JPH0639908B2 (en) | Gas turbine jet propulsion device with high-pressure compressor | |
CA2312949C (en) | Support for a turbine stator assembly | |
US2788951A (en) | Cooling of turbine rotors |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Effective date: 20110819 Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20021030 |