RU2378517C1 - Ротор газовой турбины - Google Patents
Ротор газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2378517C1 RU2378517C1 RU2008126131/06A RU2008126131A RU2378517C1 RU 2378517 C1 RU2378517 C1 RU 2378517C1 RU 2008126131/06 A RU2008126131/06 A RU 2008126131/06A RU 2008126131 A RU2008126131 A RU 2008126131A RU 2378517 C1 RU2378517 C1 RU 2378517C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- deflector
- hub
- disk
- rotor
- baffle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к роторам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор газовой турбины включает диск и установленный на нем дефлектор, зафиксированный на периферии относительно диска с помощью байонетного соединения, а также двойной лабиринт, установленный на валу ротора со стороны дефлектора. На внутренней поверхности ступицы дефлектора выполнено направленное к оси ротора кольцевое ребро, плоская часть которого зафиксирована между ступицей диска турбины и двойным лабиринтом. В кольцевом ребре между его плоской частью и ступицей дефлектора выполнены сквозные каналы подвода охлаждающего воздуха с образованием между каналами радиальных ребер, в которых установлены осевые штифты фиксации дефлектора в окружном направлении. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины газотурбинного двигателя за счет безболтовой фиксации дефлектора на диске турбины и подвода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку ротора. 3 ил.
Description
Изобретение относится к роторам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известен ротор газовой турбины, в котором дефлектор фиксируется на диске по периферии и ступице с помощью радиальных штифтов [С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Москва, «Машиностроение», 1981, стр.222, рис.4.63].
Недостатком такой конструкции является низкая ее надежность из-за возможности поломки штифтов при взаимных температурных деформациях диска и дефлектора.
Наиболее близким к заявляемой является ротор газовой турбины, в котором дефлектор зафиксирован на диске турбины по периферии с помощью байонетного соединения, а по ступице - с помощью осевых болтов [Патент РФ №2200235, F01D 5/08. 2003 г.].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в болтах, которые при взаимных температурных радиальных деформациях диска и дефлектора работают на изгиб, что приводит к поломке болтов при повышенных ресурсах газотурбинного двигателя.
Технической задачей изобретения является повышение надежности ротора турбины газотурбинного двигателя за счет безболтовой фиксации дефлектора на диске турбины и подвода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку ротора.
Сущность изобретения заключается в том, что в роторе газовой турбины, включающем диск и установленный на нем дефлектор, зафиксированный на периферии относительно диска с помощью байонетного соединения, а также двойной лабиринт, установленный на валу ротора со стороны дефлектора, согласно изобретению на внутренней поверхности ступицы дефлектора выполнено направленное к оси ротора кольцевое ребро, плоская часть которого зафиксирована между ступицей диска турбины и двойным лабиринтом, в кольцевом ребре между его плоской частью и ступицей дефлектора выполнены сквозные каналы подвода охлаждающего воздуха с образованием между каналами радиальных ребер, в которых установлены осевые штифты фиксации дефлектора в окружном направлении.
Выполнение на внутренней поверхности ступицы дефлектора направленного к оси ротора кольцевого ребра, плоская часть которого зафиксирована между ступицей диска турбины и двойным лабиринтом, позволяет надежно зафиксировать ступицу дефлектора в осевом направлении, прижав ее к ступице диска опорным торцом двойного лабиринта, который в свою очередь через пакет промежуточных деталей фиксируется в осевом направлении установленной на валу ротора гайкой, что позволяет исключить из конструкции осевые болты и повысить надежность конструкции.
Выполнение в кольцевом ребре между плоской его частью и ступицей дефлектора сквозных каналов подвода охлаждающего воздуха с образованием между каналами расширяющихся к ступице дефлектора радиальных ребер, в которых установлены штифты фиксации дефлектора в окружном направлении, позволяет обеспечить надежный с малыми гидравлическими потерями подвод охлаждающего воздуха на рабочую лопатку ротора турбины и одновременно снизить напряжения от действующих на дефлектор газовых сил в радиальных ребрах, повышая таким образом надежность дефлектора и ротора газовой турбины.
Осевые штифты установлены в радиальных ребрах дефлектора с радиальными зазорами и служат для фиксации дефлектора в окружном направлении, исключая таким образом рассоединение периферийного байонетного соединения, что также повышает надежность конструкции.
Изобретение проиллюстрировано следующим образом.
На фиг.1 показан продольный разрез ротора газовой турбины заявленной конструкции. На фиг.2 представлен вид А фиг.1, а на фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.
Ротор 1 газовой турбины состоит из вала 2, на котором кольцевым фланцем 3 установлен диск 4 с рабочими лопатками 5. Со стороны входной кромки 6 лопатки 5, т.е. со стороны натекающего газа 7, на диске турбины 4 установлен дефлектор 8, который по периферии зафиксирован в осевом направлении относительно диска 4 байонетным соединением 9, а ступицей 10 установлен на выступах 11 диска 4. Для крепления в осевом направлении ступицы 10 дефлектора 8 на внутренней поверхности 12 ступицы 10 выполнено направленное к оси ротора 1 кольцевое ребро 13, плоская часть 14 которого зафиксирована в осевом направлении между ступицей 15 диска турбины 4 и опорным торцом 16 двойного лабиринта 17. В свою очередь, двойной лабиринт 17 прижат к ребру 13 через лабиринт 18 и внутреннее кольцо 19 роликоподшипника 20 гайкой 21, установленной на валу 2 ротора 3. Для обеспечения герметичности стыка между опорным торцом 16 лабиринта 17 и ребром 13 на лабиринте 17 установлено дополнительное уплотнение 22.
Для обеспечения подвода охлаждающего воздуха на рабочие лопатки 5 в кольцевом ребре 13 между плоской его частью 14 и ступицей 10 дефлектора 8 выполнены сквозные каналы 23 подвода воздуха с образованием между каналами расширяющихся к ступице 10 радиальных ребер 24, в которых установлены закрепленные в выступах 11 диска турбины 4 осевые штифты 25, фиксирующие дефлектор 8 в окружном направлении. Штифты 25 установлены в ребрах 24 дефлектора 8 с увеличенными радиальными зазорами и поэтому не могут препятствовать взаимным температурным деформациям диска турбины 4 и дефлектора 8.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе ротора 1 газовой турбины охлаждающий воздух, протекающий на охлаждение рабочей лопатки 5 в полости между диском турбины 4 и дефлектором 8, за счет избыточного давления создает осевое усилие, которое могло бы оторвать ступицу 10 дефлектора 8 от диска 4. Однако этого не происходит, так как осевое усилие от дефлектора 8 через двойной лабиринт 17, лабиринт 18 и внутреннее кольцо 19 подшипника 20 воспринимается установленной на валу 2 гайкой 21, обладающей повышенной надежностью. При работе ротора 1 газовой турбины двойной лабиринт 17 и лабиринт 18 нагреты до более высокой температуры, чем вал 2, что увеличивает усилие прижатия ребра 13 дефлектора 8 к ступице 15 диска турбины 4 и повышает надежность крепления дефлектора 8.
Claims (1)
- Ротор газовой турбины, включающий диск и установленный на нем дефлектор, зафиксированный на периферии относительно диска с помощью байонетного соединения, а также двойной лабиринт, установленный на валу ротора со стороны дефлектора, отличающийся тем, что на внутренней поверхности ступицы дефлектора выполнено направленное к оси ротора кольцевое ребро, плоская часть которого зафиксирована между ступицей диска турбины и двойным лабиринтом, в кольцевом ребре между его плоской частью и ступицей дефлектора выполнены сквозные каналы подвода охлаждающего воздуха с образованием между каналами радиальных ребер, в которых установлены осевые штифты фиксации дефлектора в окружном направлении.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008126131/06A RU2378517C1 (ru) | 2008-06-26 | 2008-06-26 | Ротор газовой турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008126131/06A RU2378517C1 (ru) | 2008-06-26 | 2008-06-26 | Ротор газовой турбины |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2378517C1 true RU2378517C1 (ru) | 2010-01-10 |
Family
ID=41644257
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008126131/06A RU2378517C1 (ru) | 2008-06-26 | 2008-06-26 | Ротор газовой турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2378517C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2664902C1 (ru) * | 2017-08-29 | 2018-08-23 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Ротор турбины |
RU2674852C2 (ru) * | 2016-03-02 | 2018-12-13 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Ротор осевой газовой турбины |
RU2678861C1 (ru) * | 2015-09-10 | 2019-02-04 | Сименс Акциенгезелльшафт | Устройство для газовой турбины |
-
2008
- 2008-06-26 RU RU2008126131/06A patent/RU2378517C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2678861C1 (ru) * | 2015-09-10 | 2019-02-04 | Сименс Акциенгезелльшафт | Устройство для газовой турбины |
RU2674852C2 (ru) * | 2016-03-02 | 2018-12-13 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Ротор осевой газовой турбины |
RU2664902C1 (ru) * | 2017-08-29 | 2018-08-23 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Ротор турбины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4393797B2 (ja) | 圧縮機の抽気ケース | |
CA2822965C (en) | Gas turbine engine and variable camber vane system | |
US9145788B2 (en) | Retrofittable interstage angled seal | |
JP6441611B2 (ja) | ガスタービンの排気部材及び排気室メンテナンス方法 | |
US8388310B1 (en) | Turbine disc sealing assembly | |
US20130094938A1 (en) | Turbomachine | |
EP2776682B1 (en) | Turbomachinery seal | |
US9103223B2 (en) | Shaft sealing device and rotating machine comprising same | |
US20160177960A1 (en) | Dual thrust bearing for a turbocharger | |
US9605547B2 (en) | Turbine engine wheel, in particular for a low pressure turbine | |
JP2013139810A (ja) | 先端シュラウドを一列に並べる装置及び方法 | |
US8967951B2 (en) | Turbine assembly and method for supporting turbine components | |
CN106246241B (zh) | 涡轮机密封板 | |
RU2378517C1 (ru) | Ротор газовой турбины | |
US20100124496A1 (en) | Turbomachine | |
US20140064937A1 (en) | Fan blade brush tip | |
RU2632066C2 (ru) | Устройство для обеспечения уплотнения между коаксиальными валами турбомашины | |
US20130064645A1 (en) | Non-continuous ring seal | |
US20110182721A1 (en) | Sealing arrangement for a gas turbine engine | |
RU2603885C2 (ru) | Турбина и корпус турбины | |
US11098605B2 (en) | Rim seal arrangement | |
JP2009191850A (ja) | 蒸気タービンエンジンとその組立方法 | |
US9664065B2 (en) | Clamping ring for a turbomachine | |
US10533445B2 (en) | Rim seal for gas turbine engine | |
RU2480590C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120627 |