RU2453708C1 - Ротор двухступенчатой турбины - Google Patents
Ротор двухступенчатой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2453708C1 RU2453708C1 RU2010152635/06A RU2010152635A RU2453708C1 RU 2453708 C1 RU2453708 C1 RU 2453708C1 RU 2010152635/06 A RU2010152635/06 A RU 2010152635/06A RU 2010152635 A RU2010152635 A RU 2010152635A RU 2453708 C1 RU2453708 C1 RU 2453708C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- hub
- stage turbine
- stage
- width
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор двухступенчатой турбины включает в себя диск первой ступени, диск второй ступени и промежуточный диск, расположенный в междисковой полости. Внутренняя поверхность ступицы каждого из дисков выполнена в центральной своей части цилиндрической с переходом на конические поверхности от центральной части к краям ступицы диска. При этом отношение ширины ступицы диска к ширине цилиндрической части внутренней поверхности ступицы диска составляет от 1,5 до 6, а угол образующей конуса конической внутренней поверхности ступицы диска находится в пределах 5-15°. Изобретение позволяет повысить надежность ротора двухступенчатой турбины путем равномерного распределения напряжений по внутренней поверхности ступицы каждого из дисков. 1 ил.
Description
Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известен ротор двухступенчатой турбины, включающий в себя диск первой ступени, диск второй ступени и двойной промежуточный диск в междисковой полости (патент RU №2261350).
Недостатком известной конструкции является повышенный вес ротора двухступенчатой турбины из-за увеличенного веса двойного промежуточного диска.
Наиболее близким к заявляемому является ротор двухступенчатой турбины, включающий в себя диск первой ступени, диск второй ступени и промежуточный диск в междисковой полости (патент US №6763654).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за неравномерного распределения напряжений от действия центробежных сил по внутренней поверхности ступицы каждого из дисков, что приводит к местной концентрации напряжений и к снижению запасов прочности по циклической долговечности дисков.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности ротора двухступенчатой турбины путем равномерного распределения напряжений по внутренней поверхности ступицы каждого из дисков.
Сущность технического решения заключается в том, что в роторе двухступенчатой турбины, включающем в себя диск первой ступени, диск второй ступени и промежуточный диск в междисковой полости, согласно изобретению внутренняя поверхность ступицы каждого из дисков выполнена в центральной своей части цилиндрической с переходом на конические поверхности от центральной части к краям ступицы диска, при этом отношение Н/h=1,5…6, а угол α=5…15°, где:
Н - ширина ступицы диска,
h - ширина цилиндрической части внутренней поверхности ступицы диска,
α - угол образующей конуса конической внутренней поверхности ступицы диска.
Под действием центробежных сил ступицы высоконагруженных дисков турбины нагружены неравномерно по ширине ступицы. Наименее нагруженной является центральная, находящаяся под полотном часть ступицы диска, а наиболее нагруженными являются боковые части ступицы диска, в которых радиус перехода от внутренней поверхности ступицы к ее боковой поверхности является дополнительным концентратором напряжений.
Выполнение внутренней поверхности ступицы каждого из дисков в центральной своей части цилиндрической с переходом на конические поверхности от центральной части к краям ступицы диска позволяет равномерно распределить напряжения по ширине ступицы диска, разгрузив боковые части ступицы и подгрузив центральную ее часть, что позволяет снизить массу диска и повысить запасы его прочности.
При Н/h<1,5 повышаются напряжения в боковых частях ступицы диска.
При H/h>6 увеличивается масса диска.
При α<5° увеличиваются напряжения в боковой части ступицы диска.
При α>15° увеличивается масса диска.
На фигуре изображен продольный разрез ротора двухступенчатой турбины.
Ротор двухступенчатой турбины 1 состоит из диска первой ступени 2, диска второй ступени 3 и расположенного в междисковой полости 4 промежуточного диска 5. Каждый из дисков 2, 3 и 5 состоит из обода 6, 7 и 8, полотна 9, 10 и 11 и ступицы 12, 13 и 14 соответственно. Внутренняя поверхность 15 ступиц 12, 13 и 14 каждого из дисков 2, 3 и 5 состоит из цилиндрической части 16 в центральной своей части 17 с переходом под углом α на конические поверхности 18 и 19 от центральной части 17 к краям 20 и 21 ступицы, что повышает равномерность распределения напряжений на внутренней поверхности 15 ступицы и снижает уровень напряжений в радиусах перехода 22 и 23 от внутренней поверхности 15 к боковым поверхностям 24 и 25 ступицы 12, 13 или 14.
Работает устройство следующим образом.
При работе ротора двухступенчатой турбины 1 под действием центробежных сил в ступицах 12, 13 и 14 дисков 2, 3 и 5 соответственно возникают неравномерные по ширине ступицы напряжения, которые могли бы привести к образованию трещин в ступицах в месте максимальной концентрации напряжений. Однако этого не происходит, так как конические поверхности 18 и 19 способствуют выравниванию уровня напряжений по ширине ступиц 12, 13 и 14 с уменьшением максимального уровня напряжений.
Claims (1)
- Ротор двухступенчатой турбины, включающий в себя диск первой ступени, диск второй ступени и промежуточный диск в междисковой полости, отличающийся тем, что внутренняя поверхность ступицы каждого из дисков выполнена в центральной своей части цилиндрической с переходом на конические поверхности от центральной части к краям ступицы диска, при этом отношение H/h=1,5…6, а угол α=5…15°,
где Н - ширина ступицы диска;
h - ширина цилиндрической части внутренней поверхности ступицы диска;
α - угол образующей конуса конической внутренней поверхности ступицы диска.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010152635/06A RU2453708C1 (ru) | 2010-12-22 | 2010-12-22 | Ротор двухступенчатой турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010152635/06A RU2453708C1 (ru) | 2010-12-22 | 2010-12-22 | Ротор двухступенчатой турбины |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2453708C1 true RU2453708C1 (ru) | 2012-06-20 |
Family
ID=46681104
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010152635/06A RU2453708C1 (ru) | 2010-12-22 | 2010-12-22 | Ротор двухступенчатой турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2453708C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0541250A1 (en) * | 1991-10-30 | 1993-05-12 | General Electric Company | Turbine disk forward seal assembly |
US5320488A (en) * | 1993-01-21 | 1994-06-14 | General Electric Company | Turbine disk interstage seal anti-rotation system |
RU2209318C1 (ru) * | 2001-11-02 | 2003-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Несущий элемент ротора турбомашины |
US6763654B2 (en) * | 2002-09-30 | 2004-07-20 | General Electric Co. | Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans |
JP2005048771A (ja) * | 2003-07-28 | 2005-02-24 | United Technol Corp <Utc> | 所定の輪郭形状のディスクボアを有するディスク |
RU2279571C2 (ru) * | 2003-07-11 | 2006-07-10 | Снекма Мотер | Деталь ротора компрессора, усовершенствованная связь между дисками с системами лопаток на линии ротора компрессора, турбомашина и способ монтажа связи (варианты) |
-
2010
- 2010-12-22 RU RU2010152635/06A patent/RU2453708C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0541250A1 (en) * | 1991-10-30 | 1993-05-12 | General Electric Company | Turbine disk forward seal assembly |
US5320488A (en) * | 1993-01-21 | 1994-06-14 | General Electric Company | Turbine disk interstage seal anti-rotation system |
RU2209318C1 (ru) * | 2001-11-02 | 2003-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Несущий элемент ротора турбомашины |
US6763654B2 (en) * | 2002-09-30 | 2004-07-20 | General Electric Co. | Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans |
RU2279571C2 (ru) * | 2003-07-11 | 2006-07-10 | Снекма Мотер | Деталь ротора компрессора, усовершенствованная связь между дисками с системами лопаток на линии ротора компрессора, турбомашина и способ монтажа связи (варианты) |
JP2005048771A (ja) * | 2003-07-28 | 2005-02-24 | United Technol Corp <Utc> | 所定の輪郭形状のディスクボアを有するディスク |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA2646970C (fr) | Panneau de support d'abradable dans une turbomachine | |
US8342804B2 (en) | Rotor disc and method of balancing | |
US8777558B2 (en) | Casing for a moving-blade wheel of turbomachine | |
US10584685B2 (en) | Wind turbine | |
US7458774B2 (en) | High pressure turbine disk hub with curved hub surface and method | |
CN106089310B (zh) | 一种提高辐板承载能力的纤维增强双辐板涡轮盘 | |
CN105736461A (zh) | 并入分流叶片的轴流式压缩机转子 | |
CA2826153A1 (fr) | Ensemble pale-plateforme pour ecoulement subsonique | |
US20080247515A1 (en) | Rotor | |
GB2505299A (en) | Hub for variable pitch blades secured to a housing within a radial ring | |
CN102797703B (zh) | 一种压缩机叶轮 | |
RU2453708C1 (ru) | Ротор двухступенчатой турбины | |
US20160032734A1 (en) | Fan for a multi-flow turboshaft engine, and turboshaft engine equipped with such a fan | |
CN204312394U (zh) | 带压气机斜流叶轮的涡轮增压器 | |
US1399816A (en) | Rotor for multistage high-speed engines | |
CN105221478B (zh) | 一种压气机转子叶片止动环及具有其的叶轮 | |
US8974185B2 (en) | Balancing of rotatable components | |
CN204255625U (zh) | 一种用于轮盘试验的轮缘离心载荷模拟结构 | |
US20130052021A1 (en) | Rotor asymmetry | |
WO2016110364A1 (fr) | Turbo hélico réacteur alimentée | |
RU2382910C1 (ru) | Рабочее колесо компрессора | |
EP2721305B1 (fr) | Procédé de diffusion d'un étage de compression d'une turbine a gaz et étage de diffusion de mise en oeuvre | |
RU2661452C2 (ru) | Высоконагруженный диск турбины или компрессора | |
RU191663U1 (ru) | Центробежное рабочее колесо газотурбинного двигателя | |
RU92694U1 (ru) | Узел соединения дисков ротора осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20191203 Effective date: 20191203 |