RU2453709C1

RU2453709C1 - Ротор турбины газотурбинного двигателя

Info

Publication number: RU2453709C1
Application number: RU2010153033/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Константинович Сычев (RU); Владимир Константинович Сычев; Владимир Михайлович Язев (RU); Владимир Михайлович Язев; Валерий Алексеевич Кузнецов (RU); Валерий Алексеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2010-12-23
Filing date: 2010-12-23
Publication date: 2012-06-20

Abstract

Изобретение относится к области двигателестроения. Ротор турбины газотурбинного двигателя содержит диски первой и второй ступеней. Диски соединены между собой с помощью осевых шпилек в радиальных кольцевых ребрах. Фланец диска второй ступени выполнен Г-образным с радиальным кольцевым ребром, направленным от оси ротора. В радиальном ребре диска первой ступени между отверстиями под шпильки выполнены направленные к оси ротора выемки. В радиальном ребре диска второй ступени между отверстиями под шпильки выполнены выемки, направленные от оси ротора. Выемки диска второй ступени совмещены с выемками диска первой ступени и образуют каналы подвода охлаждающего воздуха. Число выемок равно числу шпилек. Фланец диска первой ступени включает направленный к диску второй ступени осевой кольцевой выступ, по внутренней поверхности которого установлено радиальное ребро диска второй ступени, при этом отношение диаметра окружности, на которой расположена наиболее удаленная от оси ротора верхняя точка В поверхности выемки диска первой ступени к диаметру окружности, на котором расположена наиболее удаленная от оси ротора точка Г поверхности отверстия под шпильку, составляет 1,01…1,3; а отношение диаметра окружности, на котором расположена наиболее близкая к оси ротора точка Д поверхности отверстия под шпильку к диаметру окружности, на которой расположена наименее удаленная от оси ротора наружная точка Е поверхности выемки диска второй ступени, составляет 1,01…1,4. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины. 3 ил.

Description

Изобретение относится к области двигателестроения.

Известен ротор турбины газотурбинного двигателя, в котором радиальные кольцевые ребра дисков соединены между собой осевым болтовым соединением (патент США №6883303, F02C 7/20, 2003 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность, так как из-за увеличенных осевых габаритов болтов необходимо увеличивать осевое расстояние между ступицами дисков ротора турбины, что снижает их прочность.

Наиболее близким к заявляемому является ротор турбины с дисками первой и второй ступени, соединенными между собой радиальными кольцевыми ребрами с помощью осевых шпилек и гаек, причем фланец диска первой ступени выполнен Г-образным и с ребром, направленным к оси ротора (патент РФ №2369746, F01D 5/06, 2009 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в отверстиях, которые выполнены для прохода охлаждающего воздуха в упругих элементах, соединяющих радиальные ребра дисков с их ступицами и которые являются концентраторами напряжений, так как расположены в непосредственной близости от ступиц дисков.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности путем исключения концентраторов напряжений в упругих элементах фланцев дисков первой и второй ступеней, а также уменьшения концентраторов напряжений в отверстиях, выполненных в радиальных ребрах под осевые шпильки.

Сущность изобретения заключается в том, что в роторе турбины газотурбинного двигателя с дисками первой и второй ступеней, соединенными с помощью осевых шпилек в радиальных кольцевых ребрах и с фланцем диска первой ступени, согласно изобретению фланец диска второй ступени выполнен Г-образным с радиальным кольцевым ребром, направленным от оси ротора, в радиальном ребре диска первой ступени между отверстиями под шпильки выполнены направленные к оси ротора выемки, в радиальном ребре диска второй ступени между отверстиями под шпильки выполнены выемки, направленные от оси ротора и совмещенные с выемками диска первой ступени с образованием каналов подвода охлаждающего воздуха, причем число выемок равно числу шпилек, а фланец диска первой ступени включает направленный к диску второй ступени осевой кольцевой выступ, по внутренней поверхности которого установлено радиальное ребро диска второй ступени, при этом

где D - диаметр окружности, на которой расположена наиболее удаленная от оси ротора верхняя точка В поверхности выемки диска первой ступени;

d - диаметр окружности, на котором расположена наиболее удаленная от оси ротора точка Г поверхности отверстия под шпильку;

d₁ - диаметр окружности, на котором расположена наиболее близкая к оси ротора точка Д поверхности отверстия под шпильку;

D₁ - диаметр окружности, на которой расположена наименее удаленная от оси ротора наружная точка Е поверхности выемки диска второй ступени.

Выполнение фланца диска второй ступени также Г-образным, с радиальным кольцевым ребром, направленным от оси ротора, позволяет выполнить каналы подвода охлаждающего воздуха только в радиальных кольцевых фланцах, т.е. на максимальном удалении от ступиц дисков, что способствует снижению концентрации напряжений и повышению циклической долговечности дисков.

Выполнение в радиальном ребре диска первой ступени между отверстиями под шпильки направленных к оси ротора выемок позволяет существенно снизить уровень напряжений растяжения в отверстиях под шпильки с одновременным образованием канала подвода охлаждающего воздуха, также снижается вес конструкции.

Выполнение в радиальном ребре диска второй ступени между отверстиями под шпильки выемок, совмещенных с выемками диска первой ступени, с образованием каналов подвода охлаждающего воздуха и с числом выемок, равным числу шпилек, позволяет снизить гидравлические потери охлаждающего воздуха за счет увеличенной проходной площади каналов подвода воздуха при одновременном снижении уровня напряжений в отверстиях под шпильки, что повышает циклическую долговечность диска второй ступени.

Выполнение фланца диска первой ступени с направленным к диску второй ступени осевым кольцевым выступом, по внутренней поверхности которого устанавливается радиальное ребро диска второй ступени, позволяет обеспечить взаимную фиксацию дисков в радиальном направлении, что повышает надежность конструкции.

При

отверстия под шпильки могут попасть в зону повышенных напряжений растяжения, которые распространяются от ступицы диска первой ступени по Г-образному фланцу на радиальное ребро и которые отсекаются выемками между отверстий под шпильки. В случае, если

, излишне ослабляется выемками радиальное кольцевое ребро диска первой ступени.

При

возможно попадание отверстий под шпильки в зону повышенных напряжений растяжения, распространяющихся от ступицы диска второй ступени по Г-образному фланцу на радиальный фланец и которые отсекаются выемками в радиальном ребре диска второй ступени, а при

излишне ослабляется выемками радиальное ребро диска второй ступени.

Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.

На фиг.1 показан продольный разрез ротора турбины, на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1, на фиг.3 представлено сечение Б-Б на фиг.2.

Ротор турбины 1 газотурбинного двигателя состоит из диска первой ступени 2 и диска второй ступени 3, соединенных между собой фланцевым соединением 4 с помощью резьбовой шпильки 5, а также передней 6 и задней 7 гаек, стягивающих между собой кольцевое радиальное направленное к оси 8 ротора 1 ребро 9 Г-образного фланца 10 диска первой ступени 2 и радиальное кольцевое направленное от оси 8 ротора 1 ребро 11 Г-образного фланца 12 диска второй ступени 3.

В радиальном ребре 9 диска первой ступени 2 между отверстиями 13 под шпильки 5 выполнены направленные к оси 8 ротора 1 выемки 14, а в радиальном ребре 11 диска второй ступени 3 между отверстиями 15 под шпильки 5 выполнены направленные от оси 8 выемки 16, совмещенные с выемками 14 в диске первой ступени 2 с образованием каналов 17 подвода охлаждающего воздуха 18 на рабочие лопатки второй ступени (не показано). Для снижения гидравлического сопротивления потока воздуха 18 число каналов 17 выполнено равным числу шпилек 5, т.е. максимально большим.

Радиальное ребро 9 Г-образного фланца 10 соединено со ступицей 19 диска первой ступени 2 кольцевой упругой перемычкой 20, а радиальное ребро 11 Г-образного фланца 12 соединено со ступицей 21 диска второй ступени 3 кольцевой перемычкой 22, что позволяет передавать крутящий момент с диска второй ступени 3 на диск первой ступени 2.

Фланец 10 диска первой ступени 2 выполнен с направленным к диску второй ступени 3 осевым кольцевым выступом 23, по внутренней поверхности 24 которого устанавливается радиальное ребро 11 Г-образного фланца 12 диска второй ступени 3.

Выемки 14 в ребре 9 выполнены с внешней поверхностью 25, которая расположена на большем диаметре D от оси 8 ротора 1 по отношению к наиболее удаленной от оси ротора поверхности 26 отверстий 13 под шпильки 5 (точка Г), а выемки 16 в ребре 11 диска второй ступени 3 выполнены с внутренней поверхностью 27, расположенной ближе к оси 8 ротора 1 (точка Е), чем наиболее близкая к оси 8 поверхность 28 отверстий 15 под шпильки 5 (точка Д).

Работает данное устройство следующим образом.

При работе ротора турбины 1 в ступице 19 диска первой ступени 2 и в ступице 21 диска второй ступени 3 под действием центробежных сил возникают значительные напряжения растяжения, которые могли бы по перемычкам 20 и 22 распространиться до отверстий 13 и 15, которые являются концентраторами напряжений и с которых могло бы начаться образование трещин сначала в радиальных ребрах 9 и 11, а затем, по мере развития дефекта - и в ступицах 19 и 21. Однако этого не происходит, так как выемки 14 в радиальном ребре 9 диска первой ступени 2, выполненные по внешней своей поверхности 25 на большем диаметре D по отношению к наиболее удаленной от оси ротора поверхности 26 отверстий 13 (точка Г), отсекают распространяющуюся по перемычке 20 зону повышенных напряжений от отверстий 13, повышая таким образом циклическую долговечность диска первой ступени 2.

Выемки 16 в ребре 11 диска второй ступени 3, выполненные с внутренней поверхностью 27, расположенной на меньшем диаметре D₁ по отношению к наиболее близкой к оси 8 ротора 1 поверхности 28 отверстий 15 под шпильки 5 (точка Д), также отсекают распространяющуюся по перемычке 22 от ступицы 21 зону повышенных напряжений от отверстий 15, что повышает циклическую долговечность диска второй ступени 3.

Claims

Ротор турбины газотурбинного двигателя с дисками первой и второй ступеней, соединенными с помощью осевых шпилек в радиальных кольцевых ребрах и с фланцем диска первой ступени, отличающийся тем, что фланец диска второй ступени выполнен Г-образным с радиальным кольцевым ребром, направленным от оси ротора, в радиальном ребре диска первой ступени между отверстиями под шпильки выполнены направленные к оси ротора выемки, в радиальном ребре диска второй ступени между отверстиями под шпильки выполнены выемки, направленные от оси ротора и совмещенные с выемками диска первой ступени с образованием каналов подвода охлаждающего воздуха, причем число выемок равно числу шпилек, а фланец диска первой ступени включает направленный к диску второй ступени осевой кольцевой выступ, по внутренней поверхности которого установлено радиальное ребро диска второй ступени, при этом
,
,
где D - диаметр окружности, на которой расположена наиболее удаленная от оси ротора верхняя точка В поверхности выемки диска первой ступени;
d - диаметр окружности, на котором расположена наиболее удаленная от оси ротора точка Г поверхности отверстия под шпильку;
d₁ - диаметр окружности, на котором расположена наиболее близкая к оси ротора точка Д поверхности отверстия под шпильку;
D₁ - диаметр окружности, на которой расположена наименее удаленная от оси ротора наружная точка Е поверхности выемки диска второй ступени.