RU2194864C2

RU2194864C2 - Rotor of high-temperature gas turbine

Info

Publication number: RU2194864C2
Application number: RU2001101976/06A
Authority: RU
Inventors: В.В. Иванов; В.А. Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2001-01-22
Filing date: 2001-01-22
Publication date: 2002-12-20

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas turbines. SUBSTANCE: proposed rotor of high-temperature gas turbine has disks with fitted-on deflectors secured by bolts in hub relative to disks and by bayonet joint over periphery. Deflector is fitted with double axial interference relative to disk: between inner support surface on hub and peripheral end face of deflector, and between contact surfaces of bayonet joint and peripheral end face of deflector. Disk is installed also with double radial fit: on hub - by inner diameter and by inner surfaces of disk radial projections, and in bayonet joint, by outer diameter. Axial interference between inner support surface on hub and peripheral end face of deflector is 0.1 - 2 mm, axial interference between contact surfaces of bayonet joint and peripheral end face of deflector is 0-0.4 mm, and radial clearance by inner surfaces of bayonet joint is 0.01-1.0 mm. EFFECT: improved reliability of gas turbine in operation. 2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к роторам высокотемпературных газовых турбин и газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. The invention relates to rotors of high temperature gas turbines and gas turbine engines for aviation and ground applications.

Известен ротор газовой турбины, диск первой ступени которого покрыт дефлектором, закрепленным на диске с помощью радиальных штифтов [1]. Known rotor of a gas turbine, the disk of the first stage of which is covered with a deflector mounted on the disk using radial pins [1].

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность, так как из-за взаимных температурных деформаций диска и дефлектора радиальные штифты могут деформироваться, что приведет к поломке. A disadvantage of the known design is its low reliability, since due to mutual thermal deformations of the disk and the deflector, the radial pins can be deformed, which will lead to breakage.

Наиболее близким к заявляемому является ротор двухступенчатой газовой турбины, основные диски первой и второй ступеней закрыты от контакта с горячими газами дефлекторами, которые закреплены по периферии дисков с помощью байонетных соединений, а по ступицам - болтами [2]. Closest to the claimed one is the rotor of a two-stage gas turbine, the main disks of the first and second stages are closed from contact with hot gases by deflectors, which are mounted on the periphery of the disks with bayonet connections, and on the hubs with bolts [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за ненадежной работы байонетного соединения, так как для обеспечения взаимного перемещения из-за температурной деформации диска и дефлектора байонетное соединение выполнено с зазорами в осевом направлении, что приводит к наклепам и износу этого соединения, а также к увеличению паразитных утечек охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение первой рабочей лопатки турбины, что приводит к ее перегреву и поломке. A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to unreliable operation of the bayonet joint, since to ensure mutual displacement due to thermal deformation of the disk and the deflector, the bayonet joint is made with gaps in the axial direction, which leads to riveting and wear of this connections, as well as to increase parasitic leaks of cooling air going to the cooling of the first working turbine blades, which leads to its overheating and breakdown.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности работы газовой турбины путем исключения появления вибраций полотна дефлектора и утечек охлаждающего воздуха. The technical problem to be solved by the claimed invention is directed is to increase the reliability of the gas turbine by eliminating the appearance of vibrations of the deflector web and leaks of cooling air.

Сущность технического решения заключается в том, что в роторе высокотемпературной газовой турбины, содержащем диски с установленными на них дефлекторами, зафиксированными относительно дисков по ступице болтами, а по периферии - байонетным соединением, согласно изобретению дефлектор установлен относительно диска с двойным осевым натягом: между внутренней опорной поверхностью на ступице и периферийным торцом дефлектора, и между контактными поверхностями байонетного соединения и периферийным торцом дефлектора, а также с двойной радиальной посадкой: по ступице - по внутреннему диаметру и по внутренним поверхностям радиальных выступов диска, в байонетном же соединении по наружному диаметру. Осевой натяг между внутренней опорной поверхностью на ступице и периферийным торцом дефлектора составляет 0,1....2 мм, осевой натяг между контактными поверхностями байонетного соединения и периферийным торцом дефлектора составляет 0....0,4 мм, а радиальный зазор по внутренним поверхностям байонетного соединения 0,01...1,0 мм. The essence of the technical solution lies in the fact that in the rotor of a high-temperature gas turbine containing disks with deflectors installed on them, bolts fixed to the disks on the hub and bayonet connection on the periphery, according to the invention, the deflector is mounted relative to the double axial interference disk: between the internal support the surface on the hub and the peripheral end of the deflector, and between the contact surfaces of the bayonet connection and the peripheral end of the deflector, as well as with a double radial landing: on the hub - on the inner diameter and on the inner surfaces of the radial protrusions of the disk, in the bayonet connection on the outer diameter. The axial interference between the inner bearing surface on the hub and the peripheral end of the deflector is 0.1 ... 2 mm, the axial interference between the contact surfaces of the bayonet connection and the peripheral end of the deflector is 0 ... 0.4 mm, and the radial clearance is Bayonet joint surfaces 0.01 ... 1.0 mm.

Наличие осевого натяга между контактными поверхностями байонетного соединения и периферийным торцом дефлектора, равного 0...0,4 мм, обеспечивает постоянное прижатие этого торца к диску на всех режимах работы двигателя и минимизацию паразитных утечек. При осевом натяге <0 появится зазор для паразитных утечек охлаждающего воздуха, а при натяге >0,4 мм возможна поломка радиальных выступов этого соединения из-за больших напряжений в них. The presence of an axial interference between the contact surfaces of the bayonet joint and the peripheral end of the deflector, equal to 0 ... 0.4 mm, ensures constant pressing of this end to the disk at all engine operating modes and minimization of spurious leaks. With an axial interference fit <0, a gap will appear for parasitic leaks of cooling air, and with an interference fit> 0.4 mm, the radial protrusions of this joint may break due to high stresses in them.

Наличие осевого натяга между внутренней опорной поверхностью на ступице и периферийным торцом дефлектора, равного 0,1...2 мм, является страховочным, на случай износа контактных поверхностей в байонетном соединении, а также предотвращает вибрации тонкостенного полотна дефлектора. При осевом натяге <0,1 мм возможно появление вибраций полотна дефлектора и увеличение паразитных утечек охлаждающего воздуха в случае износа байонетного соединения. При осевом натяге >2 мм увеличиваются напряжения в полотне дефлектора, что может привести к его поломке. The presence of an axial interference between the inner supporting surface on the hub and the peripheral end of the deflector, equal to 0.1 ... 2 mm, is safety in case of wear of the contact surfaces in the bayonet joint, and also prevents vibration of the thin-walled cloth of the deflector. With an axial interference of <0.1 mm, vibrations of the deflector web may occur and an increase in spurious leakage of cooling air in the event of wear of the bayonet joint. With an axial interference> 2 mm, the stresses in the deflector web increase, which can lead to breakage.

Наличие двойной посадки по внутренним поверхностям байонетного соединения с радиальным зазором 0,01...1,0 мм уменьшает износ этих поверхностей, что повышает надежность байонетного соединения. При радиальном зазоре <0,01 мм затруднена постановка дефлектора при сборке с диском, что может вызвать его поломку. При радиальном зазоре >1,0 мм возможно появление вибрации полотна дефлектора и износ байонетного соединения. The presence of a double landing on the inner surfaces of the bayonet joint with a radial clearance of 0.01 ... 1.0 mm reduces the wear of these surfaces, which increases the reliability of the bayonet joint. When the radial clearance is <0.01 mm, it is difficult to set the deflector when assembling with the disk, which can cause it to break. With a radial clearance of> 1.0 mm, vibration of the deflector web and wear of the bayonet joint may occur.

На фиг.1 изображен продольный разрез ротора высокотемпературной газовой турбины. Figure 1 shows a longitudinal section of the rotor of a high temperature gas turbine.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.

На фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде. Figure 3 - element II in figure 2 in an enlarged view.

Ротор высокотемпературной газовой турбины 1 состоит из вала 2, на котором установлены диски первой и второй ступеней 3 и 4 с рабочими лопатками первой и второй ступеней 5 и 6. Для изоляции дисков 3 и 4 от горячих газов в междисковой полости 7 установлены промежуточные диски 8 и 9. С другой стороны дисков 3 и 4, также для защиты от воздействия горячих газов, установлены дефлекторы дисков первой и второй ступеней 10 и 11. Полость 12 между дефлектором 10 и диском 3 служит для подвода охлаждающего воздуха на охлаждение рабочей лопатки первой ступени 5. Дефлектор 10 своей ступицей 13 установлен в радиальном направлении на внутренних радиальных выступах 14 диска 3 по внутреннему диаметру с переходной посадкой от натяга до зазора и фиксируется в осевом направлении относительно выступов 14 болтами 15 до упора в торцевую поверхность 16 выступов 14. При этом за счет упругой деформации гибкого полотна 17 дефлектора 10 между внутренней опорной поверхностью 18 на ступице 13 и периферийным торцом 19 дефлектора образуется осевой натяг величиной 0,1...2 мм. Байонетное соединение 20 на периферии диска 3 и дефлектора 10 состоит из радиальных выступов 21 диска 3 и выступов 22 дефлектора 10, контактирующих между собой в осевом направлении по радиальной поверхности 23. При этом между контактной радиальной поверхностью 23 байонетного соединения 20 и периферийным торцом 19 дефлектора 10 образуется осевой натяг величиной 0...0,4 мм. В байонетном соединении 20 выполнена периферийная посадка дефлектора 10 относительно диска 3 по наружному диаметру D относительно радиальных выступов 21 диска 3 с радиальным зазором δ = 0,01...1,0 мм. The rotor of a high-temperature gas turbine 1 consists of a shaft 2, on which disks of the first and second stages 3 and 4 are installed with working blades of the first and second stages 5 and 6. To isolate the disks 3 and 4 from hot gases in the interdisc cavity 7, intermediate disks 8 and 9. On the other side of the disks 3 and 4, also for protection from the effects of hot gases, disk deflectors of the first and second stages 10 and 11 are installed. The cavity 12 between the deflector 10 and the disk 3 serves to supply cooling air to cool the working blades of the first stage 5. Defleck OP 10 with its hub 13 is mounted in the radial direction on the inner radial protrusions 14 of the disk 3 in inner diameter with a transitional fit from the interference to the gap and is fixed in the axial direction relative to the protrusions 14 with bolts 15 until it stops in the end surface 16 of the protrusions 14. Moreover, due to the elastic of deformation of the flexible web 17 of the deflector 10 between the inner supporting surface 18 on the hub 13 and the peripheral end face 19 of the deflector, an axial interference of 0.1 ... 2 mm is formed. The bayonet joint 20 at the periphery of the disk 3 and the deflector 10 consists of radial protrusions 21 of the disk 3 and the protrusions 22 of the deflector 10, which are axially contacted along the radial surface 23. Moreover, between the radial contact surface 23 of the bayonet connection 20 and the peripheral end 19 of the deflector 10 an axial interference of 0 ... 0.4 mm is formed. In the bayonet connection 20, a peripheral landing of the deflector 10 relative to the disk 3 along the outer diameter D relative to the radial protrusions 21 of the disk 3 with a radial clearance δ = 0.01 ... 1.0 mm is made.

Работает устройство следующим образом. При работе двигателя в полость 12 между диском 3 и дефлектором 10 поступает охлаждающий воздух для охлаждения рабочей лопатки первой ступени 5. При этом должны быть исключены или уменьшены до минимума паразитные утечки охлаждающего воздуха в месте контакта периферийного торца 19 дефлектора 10 с диском 3. Осевой натяг между контактными радиальными поверхностями 23 байонетного соединения 20 и периферийным торцом 19, равный 0. ..0,4 мм обеспечивает постоянное прижатие торца 19 к диску 3 на всех режимах работы двигателя и минимизацию паразитных утечек, а осевой натяг между ступицей 13 и периферией дефлектора, т.е. между торцами 18 и 19 дефлектора 10, равный 0,1....2 мм, является страховочным, на случай износа контактных поверхностей 23 в байонетном соединении 20, а также для предотвращения вибраций тонкостенного полотна 17 дефлектора 10. Уменьшению износа поверхностей 23 байонетного соединения 20 также способствует наличие посадки дефлектора 10 по поверхности D относительно внутренней поверхности радиальных выступов 21 диска 3 с радиальным зазором δ = 0,01...1,0 мм. При сборке дефлектор 10 устанавливается в радиальном направлении относительно диска 3 по поверхности d с переходной посадкой от натяга до зазора. Однако при работе двигателя из-за большей, чем у диска 3, температуры дефлектора 10, из-за температурной деформации у дефлектора 10 исчезает посадка по поверхности d и он центрируется по поверхности D относительно выступов 21 диска 3, выбирая зазор δ. При этом из-за трения по поверхности D исключается появление вибраций и износ байонетного соединения по поверхности 23, что также способствует повышению надежности соединения 20. При сбросе газа на переходном режиме тонкостенный дефлектор 10 остывает значительно быстрее массивного диска 3 и дефлектор 10 вновь центрируется по поверхности d. Такая двойная центровка дефлектора относительно диска по внутреннему d и периферийному D диаметрам не только повышает надежность работы байонетного соединения 20, но также исключает радиальное смещение дефлектора 10 относительно диска 3, особенно на переходных режимах, предотвращая повышенные вибраций ротора 1. The device operates as follows. When the engine is running, cooling air enters the cavity 12 between the disk 3 and the deflector 10 to cool the working blades of the first stage 5. In this case, parasitic leaks of cooling air should be eliminated or minimized at the contact point of the peripheral end face 19 of the deflector 10 with the disk 3. Axial interference between the radial contact surfaces 23 of the bayonet joint 20 and the peripheral end 19, equal to 0. ..0.4 mm provides a constant pressing of the end 19 to the disk 3 at all engine operating modes and minimization of spurious leaks, and axial interference between the hub 13 and the periphery of the deflector, i.e. between the ends 18 and 19 of the deflector 10, equal to 0.1 .... 2 mm, is safety, in case of wear of the contact surfaces 23 in the bayonet connection 20, and also to prevent vibration of the thin-walled cloth 17 of the deflector 10. To reduce the wear of the surfaces 23 of the bayonet connection 20 also contributes to the presence of the landing of the deflector 10 on the surface D relative to the inner surface of the radial protrusions 21 of the disk 3 with a radial clearance of δ = 0.01 ... 1.0 mm. During assembly, the deflector 10 is installed in the radial direction relative to the disk 3 on the surface d with a transitional fit from the interference to the gap. However, when the engine is running, due to the temperature of the deflector 10 being higher than that of the disk 3, due to the temperature deformation of the deflector 10, the landing on the surface d disappears and it is centered on the surface D relative to the protrusions 21 of the disk 3, choosing a gap δ. In this case, due to friction on the surface D, the occurrence of vibrations and wear of the bayonet joint on the surface 23 are eliminated, which also improves the reliability of the joint 20. When the gas is discharged during the transition, the thin-walled deflector 10 cools much faster than the massive disk 3 and the deflector 10 is again centered on the surface d. Such a double centering of the deflector relative to the disk along the inner d and peripheral D diameters not only increases the reliability of the bayonet connection 20, but also eliminates the radial displacement of the deflector 10 relative to the disk 3, especially in transition modes, preventing increased vibrations of the rotor 1.

Источники информации
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. М.: Машиностроение, стр. 222, рис.4.63, 1989 г.Sources of information
1. S. A. Vyunov. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. M.: Engineering, p. 222, Fig. 4.63, 1989.

2. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30КУ, М.: Машиностроение, 1975 г., стр. 165 - прототип. 2. Aircraft dual-circuit turbojet engine D-30KU, M .: Engineering, 1975, p. 165 - prototype.

Claims

1. The rotor of a high-temperature gas turbine, containing disks with deflectors installed on them, fixed with bolts to the disks on the hub, and a bayonet connection on the periphery, characterized in that the deflector is mounted relative to the disk with double axial interference: between the inner bearing surface on the hub and the peripheral end of the deflector and between the contact surfaces of the bayonet joint and the peripheral end of the deflector, as well as with a double radial fit: along the hub - along the inner diameter and along Cored oil radial drive surfaces of the projections, in the same bayonet connection on the outside diameter.

2. The rotor according to claim 1, characterized in that the axial interference between the inner bearing surface on the hub and the peripheral end face of the deflector is 0.1. . . 2 mm, the axial interference between the contact surfaces of the bayonet joint and the peripheral end of the deflector is 0.. . 0.4 mm, and the radial clearance along the inner surfaces of the bayonet joint is 0.01. . . 1.0 mm.