RU2228445C2 - Лопатка ротора (варианты), ротор и диск ротора газотурбинного двигателя - Google Patents
Лопатка ротора (варианты), ротор и диск ротора газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2228445C2 RU2228445C2 RU2000111019/06A RU2000111019A RU2228445C2 RU 2228445 C2 RU2228445 C2 RU 2228445C2 RU 2000111019/06 A RU2000111019/06 A RU 2000111019/06A RU 2000111019 A RU2000111019 A RU 2000111019A RU 2228445 C2 RU2228445 C2 RU 2228445C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- contact
- disk
- rotor
- grooves
- lock
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2240/00—Components
- F05B2240/20—Rotors
- F05B2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05B2240/31—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor of changeable form or shape
- F05B2240/311—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor of changeable form or shape flexible or elastic
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
- F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Лопатка ротора газотурбинного двигателя, установленная в пазу диска ротора, содержит профиль, площадку, выполненную за одно целое с профилем, и замок в виде ласточкина хвоста, выполненный за одно целое с упомянутой площадкой. Замок имеет шейку минимальной площади поперечного сечения, расположенную между парой выступающих частей замка ласточкина хвоста, форма которых позволяет входить в паз в диске. Каждая из выступающих частей содержит наружную поверхность, обращенную наружу для взаимодействия с соответствующими внутренними поверхностями паза в диске между соответствующими границами контакта, разгрузочные канавки, выполненные в выступающих частях внутри границ контакта. Ротор газотурбинного двигателя с диском ротора, содержит множество стоек, распределенных по периферии и разделенных соответствующими пазами типа ласточкина хвоста, в которых могут размещаться соответствующие замки лопаток. Каждая из стоек имеет противоположные первую и вторую выступающие части с внутренними поверхностями, обращенными радиально внутрь для взаимодействия с соответствующими наружными поверхностями замков лопаток между границами контакта, а также наружные поверхности разгрузочных канавок, расположенные в выступающих частях снаружи границ контакта. Изобретение позволяет уменьшить контактные напряжения. 4 с. и 16 з. п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение относится главным образом к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к лопаткам ротора вентилятора и компрессора.
В обычном турбовентиляторном газотурбинном двигателе многоступенчатый осевой компрессор сжимает воздух, который смешивается с топливом в камере сгорания, смесь воспламеняют для получения горячих газообразных продуктов сгорания, истекающих через турбину высокого давления, в которой отбирается мощность для привода компрессора. Вентилятор, расположенный перед компрессором, приводится от турбины низкого давления, расположенной за турбиной высокого давления.
Ступени вентилятора и компрессора содержат ряд расположенных по периферии прилегающих лопаток ротора, направленных радиально наружу от закрепляющего диска ротора. Каждая лопатка имеет аэродинамический профиль, который обтекает сжатый воздух, а также площадку у корневой части профиля, которая образует радиальную границу воздушного потока.
Обычно лопатки делают съемными, поэтому они имеют соответствующий замок в виде "ласточкина хвоста", который входит в паз в виде "ласточкина хвоста" такой же формы, который выполнен в периферийной части диска ротора. Замки типа "ласточкин хвост" могут иметь или аксиальный ввод или ввод в окружном направлении, которые взаимодействуют с соответствующими осевыми или окружным пазами, выполненными по периметру диска. Обычный замок "ласточкин хвост" содержит шейку минимальной площади поперечного сечения, которая проходит полностью радиально внутрь от донной части площадки лопатки, которая затем отклоняется наружу, делясь на пару противоположных выступающих частей или анкеров с раздвоенным концом ЛХ.
Для осевых замков ЛХ диск ротора содержит множество разнесенных по периферии проходящих аксиально пазов ЛХ, образованных между соответствующими стойками диска. Осевые пазы и стойки диска проходят по всей аксиальной толщине диска между его передней и задней поверхностями.
Для окружных замков ЛХ единственный паз ЛХ проходит по периферии, по всему периметру диска и аксиально между передней и задней сплошной стойками. Периферийный паз локально расширен в одном месте, позволяя вставлять первоначально отдельные окружные замки ЛХ в радиальном направлении, а затем переместить их по окружности в пазу ЛХ до заполнения паза полностью заданным числом лопаток.
В замках ЛХ обоих типов соответствующие стойки диска включают дополняющие выступающие части или анкеры с раздвоенным концом, которые взаимодействуют с выступающими частями замка, удерживая в радиальном направлении отдельные лопатки против действия центробежной силы во время работы. Каждая выступающая часть замка ЛХ имеет обращенную радиально наружу внешнюю прижимную поверхность или грань, которая контактирует с соответствующей радиально обращенной внутрь прижимной поверхностью или гранью стоек диска. Когда возникает центробежная сила от вращающейся лопатки, она направлена радиально наружу от выступающих частей замка ЛХ и передается к соответствующим стойкам диска при взаимодействии наружной и внутренней прижимных поверхностей, а затем центробежная сила передается радиально внутрь по диску.
Поскольку шейки замка ЛХ имеют минимальную площадь поперечного сечения между площадками лопатки и собственно замками ЛХ, то максимальное напряжение от действия центробежных сил будет у шейки, причем это напряжение должно быть ограничено для обеспечения соответствующего ресурса работы лопатки. Типичная лопатка компрессора конструируется в расчете на неограниченный срок службы, для этого необходимо, чтобы замки ЛХ и шейки были достаточно большими, в то же время центробежные напряжения должны быть меньше пределов прочности для материала лопатки.
В противоположность этому диски ротора имеют ограниченный срок службы, поскольку они испытывают более высокие напряжения, чем лопатки, закрепленные на них. Поскольку осевые пазы для замков ЛХ, расположенные по периметру диска, делают этот периметр прерывистым, то диск ротора с осевым вводом реагирует на центробежную нагрузку не так, как это имеет место для дисков ротора с окружным вводом лопаток, в которых две соответствующие стойки диска представляют собой замкнутые обода, которые обладают соответственно высокой прочностью обода.
В одном типе авиационного турбовентиляторного газотурбинного двигателя, который был введен в эксплуатацию в предыдущем десятилетии в США средний срок службы был определен по первым появившимся усталостным трещинам от высокочастотных нагрузок в статически небольшом, но значительном количестве осевых замков ЛХ и дисков ротора. Это нежелательно, поскольку при обнаружении первой трещины в единственном замке ЛХ при осмотре во время периодического обслуживания требуется замена полного комплекта лопаток или замена диска ротора, если в нем обнаружена трещина.
Для увеличения срока службы диска ротора с аксиальными замками ЛХ в отношении усталостных напряжений при высокочастотной цикличности были усовершенствованы аксиальные пазы для замков ЛХ в соответствии с патентом США №5141401, выданным заявителю настоящего изобретения.
Для одного и того же типа двигателя были использованы замки ЛХ с осевым вводом и окружным вводом, причем в последнем случае трещины не были обнаружены при осмотре при среднем сроке службы, поскольку замки ЛХ с окружным вводом и пазы для них оказались более прочными. Однако при продолжении эксплуатации этих двигателей в наступившем десятилетии также были обнаружены в статически небольшом количестве трещины в замках ЛХ с окружным вводом при очень продолжительных циклах или времени эксплуатации.
Анализ показал, что локальные большие напряжения имеют место на обеих радиально наружных и внутренних границах контакта между замком ЛХ и прижимными торцами стоек, через которые передается нагрузка от лопаток. Поле напряжений вблизи границ контакта еще более концентрируется за счет малых радиусов закруглений в этой зоне.
Таким образом, требуется создать усовершенствованные лопатку ротора и взаимодействующий с ней диск ротора, позволяющие уменьшить контактные напряжения.
В соответствии с изобретением создана лопатка ротора газотурбинного двигателя, установленная в пазу диска ротора, содержащая профиль; площадку, выполненную за одно целое с профилем, и замок в виде "ласточкина хвоста" (замок ЛХ), выполненный за одно целое с упомянутой площадкой и включающий шейку минимальной площади поперечного сечения, расположенную между парой выступающих частей замка ЛХ, форма которых позволяет входить в паз в диске; каждая из выступающих частей содержит наружную поверхность, обращенную наружу для взаимодействия с соответствующими внутренними поверхностями паза в диске между соответствующими границами контакта; разгрузочные канавки, выполненные в выступающих частях внутри границ контакта. Разгрузочные канавки расположены под границами контакта для уменьшения жесткости в нижней части, причем разгрузочные канавки находятся на расстоянии от наружных поверхностей и ниже их, образуя соответствующие выступы, консольно установленные под границами контакта. При этом каждая из выступающих частей имеет наружную и внутреннюю границы контакта, а разгрузочные канавки расположены только под внутренними границами контакта. Предпочтительно разгрузочные канавки по существу параллельны наружным поверхностям.
В соответствии с изобретением создан ротор газотурбинного двигателя с диском ротора и с описанной выше лопаткой ротора, который дополнительно содержит множество стоек, распределенных по периферии и разделенных соответствующими пазами типа "ласточкина хвоста" (ЛХ), в которых могут размещаться соответствующие замки ЛХ лопаток; каждая из стоек имеет противоположные первую и вторую выступающие части с внутренними поверхностями, обращенными радиально внутрь для взаимодействия с соответствующими наружными поверхностями замков ЛХ лопаток между границами контакта, а также наружные поверхности разгрузочных канавок, расположенные в выступающих частях снаружи границ контакта. Наружные канавки перекрывают упомянутые границы контакта для снижения жесткости над ними. Предпочтительно наружные канавки расположены на расстоянии от внутренних поверхностей и над ними, образуя соответствующие наружные выступы, консольно размешенные над границами контакта. В роторе согласно изобретению каждая выступающая часть имеет наружную и внутреннюю границы контакта, а наружные канавки расположены только над наружными границами контакта.
В соответствии с еще одним аспектом изобретения создан диск ротора газотурбинного двигателя, предназначенный для удерживания лопаток, содержащий множество стоек, распределенных по периферии и разделенных соответствующими пазами типа "ласточкин хвост" (ЛХ) для размещения соответствующих замков ЛХ лопаток стойки, каждая из которых имеет противоположные первую и вторую выступающие части с внутренними поверхностями, обращенными радиально внутрь для взаимодействия с соответствующими наружными поверхностями замков ЛХ лопаток между границами контакта, а также разгрузочные канавки, расположенные в выступающих частях вне границ контакта. При этом разгрузочные канавки лежат над границами контакта для снижения жесткости над ними. Предпочтительно разгрузочные канавки расположены на расстоянии от внутренних поверхностей и над ними, образуя соответствующие выступы, консольно размещенные над границами контакта. В диске каждая выступающая часть имеет наружную и внутреннюю границы контакта, а разгрузочные канавки расположены только над наружными границами контакта. Разгрузочные канавки расположены по существу параллельно внутренним поверхностям.
Также согласно изобретению создана лопатка ротора, имеющая замок ЛХ, расположенный в соответствующем пазу в диске ротора, с радиальным взаимодействием наружной и внутренней рабочими поверхностями соответственно, проходящими между соответствующими границами контакта, а также имеющая средство для уменьшения жесткости на упомянутых границах контакта для уменьшения пика напряжений в этом месте. Указанное средство подвергается действию сжимающих нагрузок от центробежной силы, генерируемой в лопатках, причем средство изолировано от исходного тракта передачи центробежной силы от лопатки через диск и содержит разгрузочную канавку, отделенную от границ контакта в одном из упомянутых замке ЛХ и диске. Предпочтительно разгрузочная канавка расположена в замке ЛХ внутри направленных внутрь границ контакта. В лопатке согласно изобретению разгрузочная канавка расположена в диске снаружи внешних границ контакта.
Лопатку ротора с замком типа "ласточкина хвоста" (ЛХ) устанавливают в соответствующем пазу дополняющей формы в диске ротора с радиальным зацеплением наружной и внутренней прижимных поверхностей соответственно. И разгрузочные канавки снижают жесткость у контактных кромок между рабочими поверхностями, снижающие пики напряжения на них.
Данное изобретение в соответствии с предпочтительными вариантами, приведенными в качестве примера, а также его другие задачи и преимущества будут более конкретно представлены в нижеследующем описании со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 в изометрии представляет часть диска ротора компрессора или вентилятора газотурбинного двигателя, в котором выполнены аксиальные пазы ЛХ, в которые входят рабочие лопатки, имеющие замки ЛХ с аксиальным вводом, в соответствии с вариантом реализации данного изобретения, взятым в качестве примера;
фиг.2 в увеличенном масштабе представляет вид одного из замков ЛХ, расположенного в опорном диске, показанном на фиг.1;
фиг.3 в еще более увеличенном масштабе представляет одну долю (половину) замка ЛХ и соседнюю часть стойки диска в соответствии с примером реализации настоящего изобретения.
На фиг.1 представлена часть вентилятора или компрессора 10 газотурбинного двигателя, например турбовентиляторного двигателя, создающего тягу в полете. Компрессор включает диск 12 ротора, в котором выполнено множество распределенных по периферии пазов 14 для замков ЛХ.
Множество примыкающих друг к другу по периферии рабочих лопаток 16 установлены с возможностью съема в соответствующих пазах 14 диска. Каждая лопатка 16 включает профиль 18, который обтекает поток воздуха 20 во время работы для повышения его давления. В корневой части профиля имеется выполненная за одно целое с профилем соответствующая площадка 22, которая образует внутреннюю границу в радиальном направлении для сжимаемого воздуха 20.
Каждая лопатка также содержит замок ЛХ 24 с осевым вводом, выполненный за одно целое с площадкой 22 и направленный радиально внутрь от нее. Каждый замок ЛХ 24 имеет шейку 26 минимальной плошали поперечного сечения по радиусу, которая в окружном направлении находится между парой выступающих частей или половин 28, 30, форма которых обеспечивает их сцепление с пазом 14 в диске, удерживая в радиальном направлении отдельные лопатки 18 на периферии диска.
Пазы 14 диска образованы между соответствующими стойками 32 в диске. Каждая стойка в диске содержит первую выступающую часть (или анкер) 34, обращенную радиально внутрь и сцепляющуюся с первой выступающей частью 28 замка ЛХ. Аналогично, каждая стойка диска также содержит расположенную по периферии противоположную выступающую часть (или анкер) 36, которая сцепляется с соответствующей второй выступающей частью 30 замка ЛХ.
Как показано на фиг.2, выступающие части 28, 30 замка ЛХ имеют наружные первую и вторую рабочие поверхности 38, 40, обращенные радиально наружу и сцепляющиеся с соответствующими внутренними, обращенными радиально внутрь, первой и второй рабочими поверхностями 42, 44 выступающих частей 34, 36, образуя паз 14 в диске.
Наружная и внутренняя рабочие поверхности главным образом ровные и проходят аксиально по всей ширине замка ЛХ 24 и стоек 32 диска, сходясь друг с другом в радиальном направлении наружу на противоположных сторонах замка ЛХ обычным образом, чтобы удержать замок ЛХ в пазе диска. Площадь контакта между рабочими поверхностями обычно выбирается таким образом, чтобы выдержать действие центробежной силы F, которая образуется при вращении и передается радиально внутрь через замки ЛХ и примыкающие стойки 32 диска к диску 12, причем не должны превышаться пределы напряжения для обеспечения заданного срока службы лопаток и диска.
Как более детально показано на фиг.3, центробежная сила F направлена радиально наружу, когда лопатки вращаются с диском, при этом возникает сила реакции, направленная радиально внутрь и равная центробежной силе, поэтому сила реакции также обозначена F. Суммарная сила, действующая на лопатку, включая центробежную силу и аэродинамические нагрузки, передается через отдельные замки ЛХ 24, через рабочие поверхности к стойкам диска и радиально внутрь.
Поскольку шейка 26 замка ЛХ имеет минимальную площадь поперечного сечения, она обычно тяжело нагружена во время работы. Аналогично каждая стойка диска имеет соответствующую минимальную площадь шейки, которая относительно тяжело нагружена во время работы. Эти высокие напряжения можно ограничить вводом соответствующих закруглений на противоположных сторонах шеек, радиусы которых максимальны, практически показывая предельную геометрическую огибающую для их размещения.
Выступающие части диска 34, 36 сцепляются с выступающими частями замка ЛХ 38, 40 соответствующими рабочими поверхностями, ограничивающими радиально наружные и внутренние контактные границы 46, которые проходят аксиально по всей ширине замков ЛХ. Наружная контактная граница 46, показанная на фиг.3, смешена немного внутрь шейки замка ЛХ 26, а внутренняя контактная граница 46 смещена немного наружу на соответствующих шейках стоек диска. На наружной и внутренней контактных границах соответствующие выступающие части замка ЛХ и стоек плавно отклоняются в сторону для обеспечения максимального значения имеющейся площади поверхности, которая несет нагрузки, снижая при этом концентрации напряжений на них.
Однако, как было указано выше, в части, относящейся к предпосылкам изобретения, анализ показал, что локальные высокие контактные напряжения имеют место на наружной и внутренней контактных границах в обычных конструкциях замков ЛХ и стоек диска. Распределение контактных напряжений таково, что они снижаются от локальных пиковых значений на контактных границах до существенно уменьшенных значений на большей части рабочих поверхностей в радиальном направлении между соответствующими контактными границами. Такое распределение напряжений прямо аналогично книжной обложке тома, лежащего на плоской поверхности. Нижние углы тома создают локальные высокие контактные напряжения в плоской поверхности, которые существенно больше номинальных значений напряжений на этой поверхности.
В соответствии с настоящим изобретением предлагается средство для снижения жесткости у контактных границ 46, соответственно уменьшая пиковые напряжения. В предпочтительном варианте, показанном на фиг.1-3, средство, снижающее жесткость, выполнено в виде разгрузочных канавок 48, 50, отнесенных от соответствующих контактных границ 46, причем имеется по меньшей мере одна канавка в замке ЛХ 24 и диске 12.
Как было показано на фиг.2, каждый замок ЛХ 24 включает соответствующую пару направленных радиально внутрь разгрузочных канавок 48, расположенных в соответствующих первой и второй выступающих частях 28, 30 соответствующих внутренних контактных границ 46. Внутренние разгрузочные канавки 48 в замках ЛХ проходят по всей его аксиальной ширине.
Аналогично в каждой стойке 32 диска может быть выполнена пара направленных радиально наружных разгрузочных канавок 50, расположенных в выступающих частях стоек 34, 36 радиально снаружи относительно внешних контактных границ 46. Наружные разгрузочные канавки аналогично проходят по всей аксиальной ширине стоек диска на противоположных сторонах каждого замка ЛХ 24, который удерживается в пазах 14 диска.
Как показано на фиг.3, внутренние канавки 48 расположены радиально ниже или под внутренними контактными границами 46 для уменьшения жесткости в нижней части или для повышения гибкости. Аналогично наружные канавки 50 расположены радиально выше или над наружными контактными границами 46 для снижения жесткости верхней части или повышения гибкости.
Разгрузочные канавки могут иметь любую соответствующую глубину, причем они расположены преимущественно ниже наружных рабочих поверхностей 38, 40, образуя соответствующие внутренние выступы 52, консольно выступающие под нижними контактными границами 46. Аналогично наружные канавки 50 расположены над внутренними рабочими поверхностями 42, 44, образуя соответствующие наружные выступы 54, консольно выступающие над наружными контактными границами 46.
Канавки 48, 50 имеют достаточную глубину в замке ЛХ и в стойках диска для уменьшения жесткости у выступов 52, 54 и, следовательно, допуская упругий изгиб, когда центробежные силы передаются от замков ЛХ к стойкам диска. Упругие выступы 52, 54 существенно уменьшают локальные пики напряжений на наружной и внутренней контактных границах 46 по сравнению с обычными конструкциями, в которых нет разгрузочных канавок.
Разгрузочные канавки 48, 50 сами по себе создают концентрации напряжений, поскольку они вводят локальные нарушения сплошности в исходном металле. Концентрации напряжений обычно зависят от радиусов кривизны, чем меньше радиус, тем сильнее концентрация напряжений.
Поскольку размеры толщины материала в замках ЛХ и стойках диска ограничены, то размеры радиусов, определяющие соответствующие канавки 48, 50, также ограничены. Снижение пиковых значений напряжений на контактных границах 46 неизбежно сопровождаются увеличением напряжений в других местах.
В соответствии с другим признаком настоящего изобретения разгрузочные канавки 48, 50, в значительной степени снижают пиковые напряжения в узкой или локальной зоне вокруг каждой контактной границы 46, что сопровождается увеличением напряжений в остальной части рабочих поверхностей 38, 42. Поскольку площадь этих рабочих поверхностей существенно больше по сравнению с линиями или границами контакта 46, то увеличение напряжений на них значительно меньше большого снижения пиковых напряжений на самих контактных границах.
Поскольку разгрузочные канавки 48,50 сами создают концентрации напряжений, их преимущественно изолируют от исходного или прямого тракта передачи нагрузки, создаваемой центробежной силой, от лопатки через диск. Поскольку центробежная сила передается радиально внутрь, проходя шейку замка ЛХ 26 и соответствующие выступающие части 28, 30 замка ЛХ на выступающие части стоек 34, 36 и через шейку стойки, то разгрузочные канавки размещают таким образом, чтобы исключить этот прямой тракт.
Как видно на фиг.2 канавки в замке ЛХ 48 расположены исключительно под внутренними контактными границами 46, причем внешние контактные границы 46 в замке ЛХ не определяются какими-либо разгрузочными канавками, поэтому нет разрыва непрерывности в плавном переходном закруглении в виде дуги у шейки замка ЛХ 26.
Аналогично наружные разгрузочные канавки 50 расположены исключительно над наружными контактными границами 46 в стойках замка ЛХ, причем стойки замка ЛХ у соседних внутренних контактных границ 46 не имеют разгрузочных канавок, обеспечивая плавное непрерывное переходное закругление у шеек стойки диска.
В примере, показанном на фиг.3, внутренние канавки 48 проходят главным образом параллельно соответствующим канавкам в наружных рабочих поверхностях 38, причем они имеют глубину, достаточную для снижения жесткости у соответствующих внутренних выступов 52. Аналогично, наружные канавки 50 проходят главным образом параллельно соответствующим канавкам во внутренних рабочих поверхностях 42, обеспечивая достаточную гибкость наружных губ 54 для снижения границы контактных напряжений.
Таким образом, внутренние канавки 48 располагаются радиально внутри наружных рабочих поверхностей 38, 40 замка ЛХ 24, причем они выведены или изолированы от прямого тракта передачи нагрузки через рабочие поверхности. А поскольку нижний конец замка ЛХ 24 не нагружен центробежными силами от пера лопатки, передающимися через замок ЛХ, то он подвергается воздействию только своей собственной центробежной силы.
Таким образом, центробежная сила в нижней части замка ЛХ пол внутренними канавками 48 подвергает эти внутренние канавки сжимающим нагрузкам от центробежной силы, которая генерируется во время работы. Воздействие на места концентрации напряжений, например, на внутренние канавки 48 сжимающих нагрузок предпочтительно по сравнению с воздействием на них растягивающих нагрузок для увеличения срока службы лопатки.
Аналогично, наружная часть стоек диска над соответствующими рабочими поверхностями 42, 44 в радиальном направлении изолирована от прямого тракта передачи центробежных сил через рабочие поверхности. Поэтому наружные канавки 50 изолированы от исходного тракта передачи нагрузки, и они подвергаются сжимающим нагрузкам от центробежных сил, действующих в стойках диска, сводя к минимуму отрицательный эффект концентрации напряжений в этих местах, что предпочтительно по отношению к воздействию растягивающих центробежных сил на наружные канавки 50.
Разгрузочные канавки, описанные выше в предпочтительных вариантах можно использовать отдельно в замках ЛХ 24, отдельно в стойках 32 диска или вместе, если это потребуется. Конкретные размеры и форма разгрузочных канавок 48, 50 могут быть определены для каждой конкретной конструкции для заданного снижения локальных пиковых напряжений на контактных границах без чрезмерного увеличения напряжений в других местах.
На фиг.3 сплошными линиями и штрихпунктирными линиями показаны исходные профили замка ЛХ и стойки диска, которые были соответственно модифицированы вводом канавок 48, 50. Площадь контакта взаимодействующих рабочих поверхностей осталась неизменной в обеих конструкциях для передачи нагрузки от лопатки в диск. Разгрузочные канавки вводятся только при необходимости снижения пиковых напряжений на контактной границе с увеличением номинальных напряжений в других зонах. Для данных конструкций замка ЛХ и стойки диска можно увеличить их срок службы простым вводом разгрузочных канавок 48, 50 в соответствующих местах.
Описаны в качестве примеров предпочтительные варианты реализации настоящего изобретения. Однако понятно, что возможны другие модификации, изобретения, очевидные для специалиста в данной области техники, согласно объему в прилагаемой формуле изобретения в соответствии с его содержанием.
Claims (20)
1. Лопатка 16 ротора газотурбинного двигателя, установленная в пазу 14 диска ротора 12, содержащая профиль 18, площадку 22, выполненную за одно целое с профилем, и замок 24 в виде ласточкина хвоста (замок ЛХ), выполненный за одно целое с упомянутой площадкой и включающий шейку 26 минимальной площади поперечного сечения, расположенную между парой выступающих частей 28, 30 замка ЛХ, форма которых позволяет входить в паз 14 в диске 12, каждая из выступающих частей содержит наружную поверхность 38, 40, обращенную наружу для взаимодействия с соответствующими внутренними поверхностями 42, 44 паза 14 в диске между соответствующими границами 46 контакта, разгрузочные канавки 48, выполненные в выступающих частях 28, 30 внутри границ 46 контакта.
2. Лопатка по п.1, в которой разгрузочные канавки 48 расположены под границами 46 контакта для уменьшения жесткости в нижней части.
3. Лопатка по п.2, в которой разгрузочные канавки 48 находятся на расстоянии от наружных поверхностей 38, 40 и ниже их, образуя соответствующие выступы 52, консольно установленные под границами контакта.
4. Лопатка по п.3, в которой каждая из выступающих частей 28, 30 имеет наружную и внутреннюю границы 46 контакта, а разгрузочные канавки 48 расположены только под внутренними границами контакта.
5. Лопатка по п.3, в которой разгрузочные канавки 48, по существу, параллельны наружным поверхностям 38.
6. Ротор газотурбинного двигателя с диском 12 ротора, где лопатка выполнена по п.3, который дополнительно содержит множество стоек 32, распределенных по периферии и разделенных соответствующими пазами 14 типа ласточкина хвоста (ЛХ), в которых могут размещаться соответствующие замки ЛХ 24 лопаток, каждая из стоек имеет противоположные первую и вторую выступающие части 34, 36 с внутренними поверхностями 42, 44, обращенными радиально внутрь для взаимодействия с соответствующими наружными поверхностями 38, 40 замков ЛХ лопаток между границами контакта, а также наружные поверхности разгрузочных канавок 50, расположенные в выступающих частях 34, 36 снаружи границ контакта.
7. Ротор по п.6, в котором наружные канавки 50 перекрывают упомянутые границы 46 контакта для снижения жесткости над ними.
8. Ротор по п.7, в котором наружные канавки 50 расположены на расстоянии от внутренних поверхностей 42, 44 и над ними, образуя соответствующие наружные выступы 54, консольно размещенные над границами контакта.
9. Ротор по п.8, в котором каждая выступающая часть 34, 36 имеет наружную и внутреннюю границы 46 контакта, а наружные канавки 50 расположены только над наружными границами контакта.
10. Диск 12 ротора газотурбинного двигателя, предназначенный для удерживания лопаток 16, содержащий множество стоек 32, распределенных по периферии и разделенных соответствующими пазами 14 типа ласточкина хвоста (ЛХ) для размещения соответствующих замков ЛХ 24 лопаток, стойки 32, каждая из которых имеет противоположные первую и вторую выступающие части 34, 36 с внутренними поверхностями 42, 44, обращенными радиально внутрь для взаимодействиям соответствующими наружными поверхностями 38, 40 замков ЛХ лопаток между границами 46 контакта, а также разгрузочные канавки 50, расположенные в выступающих частях 34, 36 вне границ контакта.
11. Диск по п.10, в котором разгрузочные канавки 50 лежат над границами 46 контакта для снижения жесткости над ними.
12. Диск по п.11, в котором разгрузочные канавки 50 расположены на расстоянии от внутренних поверхностей 42, 44 и над ними, образуя соответствующие выступы 54, консольно размещенные над границами контакта.
13. Диск по п.12, в котором каждая выступающая часть 34, 36 имеет наружную и внутреннюю границы 46 контакта, а разгрузочные канавки 50 расположены только над наружными границами контакта.
14. Диск по п.12, в котором разгрузочные канавки 50 расположены, по существу, параллельно внутренним поверхностям 42.
15. Лопатка 18 ротора, имеющая замок ЛХ 24, расположенный в соответствующем пазу 14 в диске 12 ротора, с радиальным взаимодействием наружной и внутренней рабочими поверхностями 38, 42, соответственно, проходящими между соответствующими границами 46 контакта, а также имеющая средство 48, 50 для уменьшения жесткости на упомянутых границах контакта для уменьшения пика напряжений в этом месте.
16. Лопатка по п.15, в которой средство 48, 50 подвергается действию сжимающих нагрузок от центробежной силы, генерируемой в лопатках.
17. Лопатка по п.15, в которой средство 48, 50 изолировано от исходного тракта передачи центробежной силы от лопатки 16 через диск 12.
18. Лопатка по п.15, в которой указанное средство содержит разгрузочную канавку 48, 50, отделенную от границ 46 контакта в одном из упомянутых замке ЛХ 24 и диске 12.
19. Лопатка по п.18, в которой разгрузочная канавка 48 расположена в замке ЛХ 24 внутри направленных внутрь границ контакта.
20. Лопатка по п.18, в которой разгрузочная канавка 50 расположена в диске 12 снаружи внешних границ контакта.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/302,966 US6183202B1 (en) | 1999-04-30 | 1999-04-30 | Stress relieved blade support |
US09/302,966 | 1999-04-30 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2000111019A RU2000111019A (ru) | 2002-02-20 |
RU2228445C2 true RU2228445C2 (ru) | 2004-05-10 |
Family
ID=23170012
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000111019/06A RU2228445C2 (ru) | 1999-04-30 | 2000-04-28 | Лопатка ротора (варианты), ротор и диск ротора газотурбинного двигателя |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6183202B1 (ru) |
EP (1) | EP1048821B1 (ru) |
JP (1) | JP2000337294A (ru) |
CA (1) | CA2306547C (ru) |
DE (1) | DE60031031T2 (ru) |
RU (1) | RU2228445C2 (ru) |
Families Citing this family (61)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6439851B1 (en) * | 2000-12-21 | 2002-08-27 | United Technologies Corporation | Reduced stress rotor blade and disk assembly |
GB2380770B (en) * | 2001-10-13 | 2005-09-07 | Rolls Royce Plc | Indentor arrangement |
US6764282B2 (en) * | 2001-11-14 | 2004-07-20 | United Technologies Corporation | Blade for turbine engine |
US6773234B2 (en) * | 2002-10-18 | 2004-08-10 | General Electric Company | Methods and apparatus for facilitating preventing failure of gas turbine engine blades |
DE10357134A1 (de) * | 2003-12-06 | 2005-06-30 | Alstom Technology Ltd | Rotor für einen Verdichter |
US7104759B2 (en) * | 2004-04-01 | 2006-09-12 | General Electric Company | Compressor blade platform extension and methods of retrofitting blades of different blade angles |
US7156621B2 (en) * | 2004-05-14 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade fixing relief mismatch |
WO2006124619A2 (en) * | 2005-05-12 | 2006-11-23 | General Electric Company | BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (7FA+e, STAGE 2) |
WO2006124614A2 (en) * | 2005-05-12 | 2006-11-23 | General Electric Company | Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (9fa+e, stage 2) |
WO2006124618A1 (en) * | 2005-05-12 | 2006-11-23 | General Electric Company | BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (6FA AND 6FA+e, STAGE 1) |
WO2006124617A2 (en) * | 2005-05-12 | 2006-11-23 | General Electric Company | BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (9FA+e, STAGE 1) |
WO2006124615A1 (en) * | 2005-05-16 | 2006-11-23 | General Electric Company | Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (7fa+e, stage 1) |
EP1703079A1 (de) * | 2005-08-26 | 2006-09-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Rotationskörper zum Befestigen von Laufschaufeln einer Strömungsmaschine |
EP1818506A1 (de) * | 2006-02-08 | 2007-08-15 | Siemens Aktiengesellschaft | HCF-Beanspruchungsreduktion in Tannenfüssen |
JP2009536994A (ja) * | 2006-05-12 | 2009-10-22 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ブレード/ディスクにおける応力低減のためのブレード/ディスクダブテールバックカット(6FA+e、第2段) |
US7476085B2 (en) * | 2006-05-12 | 2009-01-13 | General Electric Company | Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (6FA+E, stage2) |
US7594799B2 (en) * | 2006-09-13 | 2009-09-29 | General Electric Company | Undercut fillet radius for blade dovetails |
GB2442968B (en) | 2006-10-20 | 2009-08-19 | Rolls Royce Plc | A turbomachine rotor blade and a turbomachine rotor |
US20080101939A1 (en) * | 2006-10-26 | 2008-05-01 | General Electric | Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (7FA, stage 2) |
US20080101937A1 (en) * | 2006-10-26 | 2008-05-01 | General Electric | Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (9FA, stage 1) |
US20080101938A1 (en) * | 2006-10-26 | 2008-05-01 | General Electric | Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (7FA, stage 1) |
FR2911632B1 (fr) * | 2007-01-18 | 2009-08-21 | Snecma Sa | Disque de rotor de soufflante de turbomachine |
US20090208339A1 (en) * | 2008-02-15 | 2009-08-20 | United Technologies Corporation | Blade root stress relief |
US8240042B2 (en) | 2008-05-12 | 2012-08-14 | Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag | Methods of maintaining turbine discs to avert critical bucket attachment dovetail cracks |
US20090285690A1 (en) * | 2008-05-19 | 2009-11-19 | Brown Clayton D | Axial blade slot pressure face with undercut |
US8177502B2 (en) * | 2008-11-25 | 2012-05-15 | General Electric Company | Vane with reduced stress |
US20100126018A1 (en) * | 2008-11-25 | 2010-05-27 | General Electric Company | Method of manufacturing a vane with reduced stress |
US9840931B2 (en) * | 2008-11-25 | 2017-12-12 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Axial retention of a platform seal |
GB0906342D0 (en) * | 2009-04-15 | 2009-05-20 | Rolls Royce Plc | Apparatus and method for simulating lifetime of and/or stress experienced by a rotor blade and rotor disc fixture |
JP5227241B2 (ja) * | 2009-04-17 | 2013-07-03 | 株式会社日立製作所 | タービンロータ、タービン動翼結合構造、蒸気タービンおよび発電設備 |
US8925201B2 (en) * | 2009-06-29 | 2015-01-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and apparatus for providing rotor discs |
EP2299056A1 (de) * | 2009-09-02 | 2011-03-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlung eines Gasturbinenbauteils ausgebildet als Rotorscheibe oder Turbinenschaufel |
EP2320030B1 (de) * | 2009-11-10 | 2012-12-19 | Alstom Technology Ltd | Rotor mit Laufschaufel für eine axial durchströmte Turbomaschine |
EP2546465A1 (en) * | 2011-07-14 | 2013-01-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade root, corresponding blade, rotor disc, and turbomachine assembly |
FR2981132B1 (fr) * | 2011-10-10 | 2013-12-06 | Snecma | Ensemble pour turbomachine a refroidissement de disque |
JP5922370B2 (ja) | 2011-10-20 | 2016-05-24 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 動翼支持構造 |
US9121296B2 (en) | 2011-11-04 | 2015-09-01 | United Technologies Corporation | Rotatable component with controlled load interface |
US9359905B2 (en) * | 2012-02-27 | 2016-06-07 | Solar Turbines Incorporated | Turbine engine rotor blade groove |
JP2013249756A (ja) * | 2012-05-31 | 2013-12-12 | Hitachi Ltd | 圧縮機 |
CN103850715A (zh) * | 2012-11-30 | 2014-06-11 | 西门子公司 | 转子轮盘 |
US20140174098A1 (en) * | 2012-12-20 | 2014-06-26 | United Technologies Corporation | Turbine disc with reduced neck stress concentration |
WO2014149104A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-25 | United Technologies Corporation | Lock for retaining minidisks with rotors of a gas turbine engine |
US9739159B2 (en) | 2013-10-09 | 2017-08-22 | General Electric Company | Method and system for relieving turbine rotor blade dovetail stress |
JP6645986B2 (ja) | 2014-05-05 | 2020-02-14 | ホートン, インコーポレイテッド | 複合ファン |
GB201416505D0 (en) | 2014-09-18 | 2014-11-05 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
US10550697B2 (en) * | 2015-08-21 | 2020-02-04 | Mitsubishi Heavy Industries Compressor Corporation | Steam turbine |
AT517878B1 (de) | 2015-11-06 | 2017-11-15 | Ge Jenbacher Gmbh & Co Og | Pleuel |
US9682756B1 (en) * | 2016-10-17 | 2017-06-20 | General Electric Company | System for composite marine propellers |
US20180112544A1 (en) * | 2016-10-26 | 2018-04-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine rotor blade, turbine rotor arrangement and method for manufacturing a turbine rotor blade |
US10895160B1 (en) * | 2017-04-07 | 2021-01-19 | Glenn B. Sinclair | Stress relief via unblended edge radii in blade attachments in gas turbines |
KR102176954B1 (ko) | 2017-09-14 | 2020-11-10 | 두산중공업 주식회사 | 가스 터빈용 압축기 로터 디스크 |
JP6936126B2 (ja) | 2017-11-29 | 2021-09-15 | 三菱重工コンプレッサ株式会社 | インペラ、回転機械 |
US11021972B2 (en) | 2018-08-14 | 2021-06-01 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Variable pitch blade holder for gas turbine engine |
CN109046068B (zh) * | 2018-09-12 | 2019-08-13 | 四川宣朗环保工程有限公司 | 一种污水搅拌池应用的搅拌组件 |
CN109107409B (zh) * | 2018-09-12 | 2019-07-16 | 绵阳飞远科技有限公司 | 一种基于排污池中搅拌器应用的传动机构 |
KR102113326B1 (ko) * | 2018-10-01 | 2020-05-21 | 두산중공업 주식회사 | 블레이드 일체형 탄성체를 이용한 블레이드 고정 구조 및 이를 포함하는 가스터빈 |
JP7385992B2 (ja) * | 2018-12-28 | 2023-11-24 | 川崎重工業株式会社 | 回転体の動翼およびディスク |
FR3091553B1 (fr) * | 2019-01-09 | 2021-04-02 | Safran Aircraft Engines | Aube destinée à être montée sur un disque de rotor d’une turbomachine |
FR3091552B1 (fr) * | 2019-01-09 | 2021-05-21 | Safran Aircraft Engines | Alvéole de disque de rotor destiné à recevoir une aube de turbomachine |
DE102022202368A1 (de) | 2022-03-10 | 2023-09-14 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Nutdesign einer Scheibe für eine Turbinenschaufel, Rotor und ein Verfahren |
US20240093615A1 (en) * | 2022-09-20 | 2024-03-21 | Siemens Energy, Inc. | System and method for reducing blade hook stress in a turbine blade |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB280221A (en) * | 1926-11-06 | 1928-02-23 | Alfred Buechi | Improvements in blading for gas and steam turbines |
JPS5872604A (ja) * | 1981-10-26 | 1983-04-30 | Hitachi Ltd | タ−ボ機械のブレ−ド取付構造 |
JPS61210855A (ja) * | 1985-03-13 | 1986-09-19 | Toshiba Corp | 回転電機 |
US5141401A (en) | 1990-09-27 | 1992-08-25 | General Electric Company | Stress-relieved rotor blade attachment slot |
US5511945A (en) * | 1994-10-31 | 1996-04-30 | Solar Turbines Incorporated | Turbine motor and blade interface cooling system |
DE19728085A1 (de) * | 1997-07-02 | 1999-01-07 | Asea Brown Boveri | Fügeverbindung zwischen zwei Fügepartnern sowie deren Verwendung |
-
1999
- 1999-04-30 US US09/302,966 patent/US6183202B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2000
- 2000-04-20 CA CA002306547A patent/CA2306547C/en not_active Expired - Fee Related
- 2000-04-28 DE DE60031031T patent/DE60031031T2/de not_active Expired - Fee Related
- 2000-04-28 RU RU2000111019/06A patent/RU2228445C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2000-04-28 EP EP00303631A patent/EP1048821B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-04-28 JP JP2000129533A patent/JP2000337294A/ja not_active Withdrawn
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2306547A1 (en) | 2000-10-30 |
EP1048821B1 (en) | 2006-10-04 |
EP1048821A2 (en) | 2000-11-02 |
DE60031031D1 (de) | 2006-11-16 |
US6183202B1 (en) | 2001-02-06 |
EP1048821A3 (en) | 2002-11-20 |
JP2000337294A (ja) | 2000-12-05 |
CA2306547C (en) | 2006-02-07 |
DE60031031T2 (de) | 2007-05-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2228445C2 (ru) | Лопатка ротора (варианты), ротор и диск ротора газотурбинного двигателя | |
US4743166A (en) | Blade root seal | |
JP4017794B2 (ja) | 応力緩和ダブテール | |
JP5503662B2 (ja) | 鋸壁形タービンノズル | |
US5562419A (en) | Shrouded fan blisk | |
US5277548A (en) | Non-integral rotor blade platform | |
US6234747B1 (en) | Rub resistant compressor stage | |
US6543995B1 (en) | Stator vane and stator assembly for a rotary machine | |
US4580946A (en) | Fan blade platform seal | |
US5388964A (en) | Hybrid rotor blade | |
RU2313671C2 (ru) | Средство контроля зоны утечки под платформой лопатки | |
US7442007B2 (en) | Angled blade firtree retaining system | |
US4907944A (en) | Turbomachinery blade mounting arrangement | |
US5624233A (en) | Gas turbine engine rotary disc | |
EP0821133B1 (en) | Gas turbine engine fan blade retention | |
EP0343361A1 (en) | Turbine vane shroud sealing system | |
US20200102842A1 (en) | Turbine wheel assembly with ceramic matrix composite blades | |
JPH02238102A (ja) | ガスタービンエンジンの振動減衰翼列 | |
GB2037901A (en) | Nozzle guide vane assembly | |
US4688992A (en) | Blade platform | |
US5232346A (en) | Rotor assembly and platform spacer therefor | |
EP0609979A1 (en) | Balanced rotor for a gas turbine engine | |
US9540955B2 (en) | Stator assembly | |
US3868197A (en) | Spacer rings for a gas turbine rotor | |
GB2280478A (en) | Gas turbine sealing assemblies. |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080429 |