RU2166640C2 - Одновальная газотурбинная установка - Google Patents
Одновальная газотурбинная установка Download PDFInfo
- Publication number
- RU2166640C2 RU2166640C2 RU99111336/06A RU99111336A RU2166640C2 RU 2166640 C2 RU2166640 C2 RU 2166640C2 RU 99111336/06 A RU99111336/06 A RU 99111336/06A RU 99111336 A RU99111336 A RU 99111336A RU 2166640 C2 RU2166640 C2 RU 2166640C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- disks
- rim
- disk
- stage
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Одновальная газотурбинная установка с многоступенчатым ротором турбины включает диски с рабочими лопатками и промежуточные диски. В пазах обода диска последней ступени ротора размещены контровочные замки лопаток с цилиндрическими осевыми выступами, входящими в ответные им отверстия, выполненные в ободе соседнего промежуточного диска. Предложенное техническое решение позволяет повысить надежность работы газотурбинной установки путем фиксации промежуточных дисков относительно дисков с рабочими лопатками в окружном направлении и обеспечивает ремонт за счет выполнения конструкции ротора разборочной. 4 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным установкам с многоступенчатой турбиной.
Известна газотурбинная установка, в роторе турбины которой рабочие лопатки фиксируются на диске в осевом направлении с помощью стопорных пластин либо рабочие лопатки привариваются к ободу диска [1].
Недостатком известной конструкции является низкая надежность работы из-за наличия концентраторов напряжений на ободе диска ротора турбины.
Наиболее близкой к заявляемой по технической сущности является одновальная газотурбинная установка, в роторе турбины которой рабочие лопатки в осевом направлении зафиксированы с промежуточными дискам радиальными штифтами, которые закреплены расчеканкой материала у краев отверстий на дисках [2].
Однако данная конструкция не обеспечивает высокую надежность работы из-за вероятности дисбаланса и вибрации ротора турбины и выпадения штифтов, что ведет к поломке установки. Кроме того, конструкция ротора турбины является неразборной, что усложняет ее ремонт.
Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности работы путем фиксации промежуточных дисков относительно дисков с рабочими лопатками в окружном направлении и обеспечении ремонта за счет выполнения конструкции ротора турбины разборной.
Сущность изобретения заключается в том, что в одновальной газотурбинной установке с многоступенчатым ротором турбины, включающим диски с рабочими лопатками и промежуточные диски согласно изобретению, в пазах обода последней ступени ротора размещены контровочные замки лопаток с цилиндрическими осевыми выступами, входящими в ответные им отверстия, выполненные в ободе соседнего промежуточного диска.
Размещение контровочного замка в пазу обода диска последней ступени ротора позволяет осуществлять фиксацию рабочей лопатки этой ступени в осевом направлении. А выполнение на контровочном замке цилиндрических осевых выступов, входящих в ответные им отверстия в ободе соседнего промежуточного диска, дает возможность осуществлять фиксацию промежуточного диска в окружном направлении, что позволяет избежать дисбаланса и вибрации его в процессе работы установки.
Кроме того, конструкция ротора является разборной, что обеспечивает ремонт турбины.
Изобретение иллюстрируется следующими фигурами.
На фиг. 1 показан продольный разрез заявляемой установки. На фиг. 2 представлен элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде. На фиг. 3 - элемент II на фиг. 2 в увеличенном виде. Сечение А-А на фиг. 3 показано на фиг. 4.
Установка 1 состоит из входного устройства 2, компрессора 3, камеры сгорания 4 и многоступенчатой турбины 5, ротор 6 которой закрыт от попадания в полость Б горячих газов с помощью промежуточного диска 7, который состоит из ступицы 8, полотна 9 и обода 10. Промежуточный диск 7 установлен между рабочим колесом II ступени 11 и рабочим колесом III ступени 12. Промежуточный диск 7 зафиксирован торцами 13 и 14 в осевом направлении. Промежуточный диск 7 опирается кольцевыми осевыми выступами 15 и 16 на цилиндрические поверхности 17 ободов 18 и 19 дисков 20 и 21 II и III ступеней соответственно. 11-я рабочая лопатка 22 выполнена полой и охлаждаемой, а III рабочая лопатка 23 ввиду пониженной температуры газа перед ней выполнена без внутренней полости и неохлаждаемой.
От перемещения в осевом направлении рабочая лопатка 23 фиксируется с одной стороны ободом 10 промежуточного диска 7, а с другой стороны - радиальным выступом 24 контровочного пластинчатого замка 25, который в свою очередь фиксируется относительно обода 19 диска 21 с помощью радиального выступа 26, направленного к оси вращения турбины. Контровочный замок 25 установлен в пазу 27 елочного замка 28 и фиксируется пазом 27 в окружном направлении.
В ободе 10 промежуточного диска 7 на выступах 26 замка 25 выполнены цилиндрические осевые выступы 29, которые входят в ответные им отверстия 30 в ободе 10 промежуточного диска 7.
Заявляемая установка работает следующим образом.
В процессе работы двигателя заявляемой установки 1 рабочая лопатка III ступени 23 под действием газовых сил стремится сдвинуться в осевом направлении, но фиксируется радиальным выступом 24 контровочного замка 25.
В случае врезания гребешков 31 на ободе 10 промежуточного диска 7 в сотовый уплотнитель 32 на сопловой лопатке III ступени 33 промежуточный диск 7 стремится провернуться в окружном направлении относительно диска II ступени 21, но с помощью цилиндрических выступов 29 контровочных замков 25 фиксируется в окружном направлении. Фиксация промежуточных дисков относительно дисков с рабочими лопатками в окружном направлении предотвращает вибрацию и дисбаланс ротора турбины в процессе работы установки, повышая надежность конструкции.
Источники информации
1. В. А. Шварц. Конструкции газотурбинных установок. - М.: Машиностроение, 1970, стр. 256, рис. 184.
1. В. А. Шварц. Конструкции газотурбинных установок. - М.: Машиностроение, 1970, стр. 256, рис. 184.
2. В. А. Шварц. Конструкции газотурбинных установок. - М.: Машиностроение, 1970, стр. 265, рис. 189.
Claims (1)
- Одновальная газотурбинная установка с многоступенчатым ротором турбины, включающим диски с рабочими лопатками и промежуточные диски, отличающаяся тем, что в пазах обода диска последней ступени ротора размещены контровочные замки лопаток с цилиндрическими осевыми выступами, входящими в ответные им отверстия, выполненные в ободе соседнего промежуточного диска.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU99111336/06A RU2166640C2 (ru) | 1999-05-25 | 1999-05-25 | Одновальная газотурбинная установка |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU99111336/06A RU2166640C2 (ru) | 1999-05-25 | 1999-05-25 | Одновальная газотурбинная установка |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU99111336A RU99111336A (ru) | 2001-02-20 |
RU2166640C2 true RU2166640C2 (ru) | 2001-05-10 |
Family
ID=20220534
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU99111336/06A RU2166640C2 (ru) | 1999-05-25 | 1999-05-25 | Одновальная газотурбинная установка |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2166640C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2614893C2 (ru) * | 2012-01-03 | 2017-03-30 | Дженерал Электрик Компани | Ступень (варианты ) и турбина газотурбинного двигателя |
-
1999
- 1999-05-25 RU RU99111336/06A patent/RU2166640C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ШВАРЦ В.А. Конструкции газотурбинных установок. - М.: Машиностроение, 1970, с.265, рис.189. ШВАРЦ В.А. Конструкции газотурбинных установок. - М.: Машиностроение, 1970, с.260, рис.184. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2614893C2 (ru) * | 2012-01-03 | 2017-03-30 | Дженерал Электрик Компани | Ступень (варианты ) и турбина газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4130379A (en) | Multiple side entry root for multiple blade group | |
US3849023A (en) | Stator assembly | |
US3037742A (en) | Compressor turbine | |
RU2451215C2 (ru) | Вращающийся узел вентилятора газотурбинного двигателя, вентилятор, содержащий узел, и газотурбинный двигатель | |
RU2607982C2 (ru) | Турбоустановка (варианты) и способ монтажа | |
US9719363B2 (en) | Segmented rim seal spacer for a gas turbine engine | |
US2999668A (en) | Self-balanced rotor blade | |
JP5674672B2 (ja) | タービンエンジンのロータまたはステータ要素を締結するための環状フランジ | |
EP2503098A2 (en) | Rotor disk assembly and lock assembly therefor | |
KR100814170B1 (ko) | 증기 터빈용 증기로 | |
US20070148002A1 (en) | Turbine blade retaining apparatus | |
RU2005129351A (ru) | Турбинный модуль для газотурбинного двигателя | |
KR20180130786A (ko) | 베인 링 조립체 및 이를 포함하는 압축기, 가스터빈 | |
GB905582A (en) | Improvements relating to the sealing of blades in a bladed rotor | |
RU2005129353A (ru) | Модуль турбины для газотурбинного двигателя с ротором, который включает в себя моноблок | |
KR101985109B1 (ko) | 1단 터빈 베인 지지 구조 및 이를 포함하는 가스터빈 | |
US8267646B2 (en) | Method of assembling a multi-stage turbine or compressor | |
US5961278A (en) | Housing for turbine assembly | |
GB2434414A (en) | Stator blade assembly | |
RU2166640C2 (ru) | Одновальная газотурбинная установка | |
US2928586A (en) | Stator for multi-stage axial-flow compressor | |
KR102401100B1 (ko) | 로터 및 이를 포함하는 터보머신 | |
US11215084B2 (en) | Support straps and method of assembly for gas turbine engine | |
KR102036193B1 (ko) | 터빈장치 | |
KR101985098B1 (ko) | 가스 터빈 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040526 |