RU2506428C1 - Многоступенчатая газовая силовая турбина - Google Patents
Многоступенчатая газовая силовая турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2506428C1 RU2506428C1 RU2012143936/06A RU2012143936A RU2506428C1 RU 2506428 C1 RU2506428 C1 RU 2506428C1 RU 2012143936/06 A RU2012143936/06 A RU 2012143936/06A RU 2012143936 A RU2012143936 A RU 2012143936A RU 2506428 C1 RU2506428 C1 RU 2506428C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- radial
- turbine
- axial
- radial rib
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения. Многоступенчатая газовая силовая турбина включает диски ротора, соединенные между собой фланцами с осевыми штифтами. С внутренней стороны от ступиц дисков установлен стяжной вал, на входном по потоку газа хвостовике которого радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осевом направлениях первый по потоку диск ротора турбины. Радиальное ребро расположено в междисковой полости между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом. Изобретение позволяет снизить габариты многоступенчатой газовой силовой турбины, а также повысить ее надежность. 2 ил.
Description
Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения.
Известна многоступенчатая газовая турбина, диски ротора в которой соединены с помощью фланцев, зафиксированных между собой резьбовым соединением (патент США №6883303, F01D 25/16, F01D 25/28, F01D 5/06, F02K 3/06, 2005 г.).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность вследствие труднодоступности резьбовых соединений при выполнении турбины с увеличенной высотой полотна и ступицы дисков.
Наиболее близкой к заявляемой является многоступенчатая газовая силовая турбина, диски ротора в которой соединены между собой с помощью фланцев с осевыми штифтами, передающими крутящий момент, а осевая затяжка ротора осуществляется стяжным болтом и упорным фланцем, установленным с передней стороны ступицы первого по потоку газа диска турбины (патент РФ №2263809, F02C 7/28, 2005 г.).
Недостатками известной конструкции, принятой за прототип, являются ее низкие КПД, надежность, а также увеличенные осевые габариты и масса ротора турбины, так как упорный фланец размещен с передней стороны ступицы первого диска, тем самым увеличивая осевые габариты ротора турбины, а точность установки первого диска относительно вала силовой установки низка из-за большого числа промежуточных деталей между первым диском и валом.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении КПД, надежности и в снижении осевых габаритов многоступенчатой газовой турбины путем надежной фиксации в осевом и радиальном направлениях первого по потоку диска.
Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатой газовой силовой турбине, диски в роторе которой соединены между собой фланцами с осевыми штифтами, согласно изобретению с внутренней стороны от ступиц дисков установлен стяжной вал, на входном по потоку газа хвостовике которого радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осевом направлениях первый по потоку диск ротора турбины, причем радиальное ребро расположено в междисковой полости между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом.
Установка с внутренней стороны ступиц дисков ротора многоступенчатой газовой силовой турбины стяжного вала, на входном по потоку газа хвостовике которого фланцем с радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осевом направлениях первый по потоку диск ротора турбины, позволяет существенно повысить радиальную жесткость ротора турбины на рабочих и переходных режимах работы, что повышает надежность и КПД турбины из-за стабильности радиальных зазоров между статором и ротором.
Размещение фланца с радиальным ребром первого по потоку диска в междисковой полости уменьшает осевые габариты ротора турбины и снижает его вес.
Размещение радиального ребра между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом позволяет с помощью регулировочного кольца и гайки выполнять стабильной силу затяжки ротора турбины вне зависимости от осевых размеров последующих дисков, что повышает надежность ротора турбины.
На фиг.1 показан продольный разрез многоступенчатой газовой силовой турбины, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
Многоступенчатая газовая силовая турбина 1 двигателя 2 состоит из статора 3 и ротора 4, на валу 5 которого консольно установлены: первый по потоку газа 6 диск 7, второй по потоку диск 8 и третий по потоку диск 9, который фланцем 10 с помощью болтового соединения 11 установлен на фланце 12 вала 5. Передача крутящего момента с дисков 7 и 8 на диск 9 осуществляется цилиндрическими фланцами 13, 14, 15, 16 и 10, выполненными за одно целое с дисками 7, 8 и 9 соответственно, а также осевыми штифтами 17 и 18.
Для осевой фиксации дисков 7, 8 и 9, а также для более точной радиальной фиксации первого по потоку диска 7 на валу 5, с внутренней стороны от ступиц 19, 20 и 21 дисков 7, 8 и 9 соответственно установлен стяжной вал 22, на входном хвостовике 23 которого конусным фланцем 24 с радиальным ребром 25 по поверхности 26 зафиксирован в радиальном направлении первый по потоку диск 7. Для более надежной фиксации и уменьшения осевых габаритов ротора 4 фланец 24 с ребром 25 и диск 7 выполнены за одно целое, причем фланец 24 размещен в междисковой полости 27 между дисками 7 и 8.
Осевая фиксация дисков 7, 8 и 9 осуществляется с помощью установленной на хвостовике 23 с передней стороны от радиального ребра 25 диска 7 гайки 28 затяжки ротора 4.
Стабильность усилия затяжки ротора 4 вне зависимости от величины осевых размеров дисков 7, 8 и 9 по фланцам 14, 15, 16 и 10 обеспечивается с помощью регулировочного кольца 29, установленного с задней стороны от радиального ребра 25.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе многоступенчатой газовой турбины 1 ее КПД мог бы снизиться из-за пониженной радиальной жесткости ротора 4 по первому диску 7 и увеличения радиальных зазоров между статором 3 и ротором 4 турбины 1. Однако этого не происходит, так как диск 7 зафиксирован в радиальном направлении своим конусным фланцем 24 с радиальным ребром 25 относительно поверхности 26 стяжного вала 22, что способствует повышению КПД и надежности турбины 1.
Claims (1)
- Многоступенчатая газовая силовая турбина, диски в роторе которой соединены между собой фланцами с осевыми штифтами, отличающаяся тем, что с внутренней стороны от ступиц дисков установлен стяжной вал, на входном по потоку газа хвостовике которого радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осевом направлениях первый по потоку диск ротора турбины, причем радиальное ребро расположено в междисковой полости между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012143936/06A RU2506428C1 (ru) | 2012-10-15 | 2012-10-15 | Многоступенчатая газовая силовая турбина |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012143936/06A RU2506428C1 (ru) | 2012-10-15 | 2012-10-15 | Многоступенчатая газовая силовая турбина |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2506428C1 true RU2506428C1 (ru) | 2014-02-10 |
Family
ID=50032278
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012143936/06A RU2506428C1 (ru) | 2012-10-15 | 2012-10-15 | Многоступенчатая газовая силовая турбина |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2506428C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2661566C2 (ru) * | 2016-12-28 | 2018-07-17 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2030269A (en) * | 1978-09-19 | 1980-04-02 | Rolls Royce | Shaft coupling |
RU2013569C1 (ru) * | 1991-07-01 | 1994-05-30 | Лев Алексеевич Кудинов | Ротор турбомашины |
RU2230195C2 (ru) * | 2002-05-30 | 2004-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
US6883303B1 (en) * | 2001-11-29 | 2005-04-26 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
RU2263809C2 (ru) * | 2003-08-04 | 2005-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Многоступенчатая газовая турбина |
US7008190B2 (en) * | 2002-01-17 | 2006-03-07 | Snecma Moteurs | Turbomachine rotor arrangement |
-
2012
- 2012-10-15 RU RU2012143936/06A patent/RU2506428C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2030269A (en) * | 1978-09-19 | 1980-04-02 | Rolls Royce | Shaft coupling |
RU2013569C1 (ru) * | 1991-07-01 | 1994-05-30 | Лев Алексеевич Кудинов | Ротор турбомашины |
US6883303B1 (en) * | 2001-11-29 | 2005-04-26 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
US7008190B2 (en) * | 2002-01-17 | 2006-03-07 | Snecma Moteurs | Turbomachine rotor arrangement |
RU2230195C2 (ru) * | 2002-05-30 | 2004-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
RU2263809C2 (ru) * | 2003-08-04 | 2005-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Многоступенчатая газовая турбина |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2661566C2 (ru) * | 2016-12-28 | 2018-07-17 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20160333729A1 (en) | Turbine engine having variable pitch outlet guide vanes | |
US9279326B2 (en) | Method for balancing and assembling a turbine rotor | |
EP2230386A2 (en) | Compressor diffuser | |
US20130084174A1 (en) | Strut rods for structural guide vanes | |
US9366260B2 (en) | Spool for turbo machinery | |
CN105736460B (zh) | 结合非轴对称毂流路和分流叶片的轴向压缩机转子 | |
KR102051160B1 (ko) | 터빈 엔진을 위한 베어링 브라켓 | |
JP2008261332A5 (ru) | ||
CN108799200A (zh) | 具有排放槽和辅助法兰的压缩机设备 | |
US20160032734A1 (en) | Fan for a multi-flow turboshaft engine, and turboshaft engine equipped with such a fan | |
WO2013106075A3 (en) | Novel systems for increasing efficiency and power output of in-conduit hydroelectric power system and turbine | |
JP6364415B2 (ja) | 比較的軽量のプロパルサーモジュールを有するギア式タービンエンジン | |
US20150260127A1 (en) | Aircraft Turbofan Engine with Multiple High-Pressure Core Modules Not Concentric with the Engine Centerline | |
RU2506428C1 (ru) | Многоступенчатая газовая силовая турбина | |
JP2011012677A (ja) | 回転機械を組み立てるための方法及び装置 | |
CA2845615C (en) | Tip-controlled integrally bladed rotor for gas turbine engine | |
JP2012233474A (ja) | タービンエンジン及びその荷重低減装置 | |
CN101649758B (zh) | 燃气涡轮发动机涡轮轴断裂时的能量耗散系统 | |
CA2933364C (en) | Advanced distributed engine architecture-design alternative | |
US20160305331A1 (en) | Turbomachine accessory gearbox equipped with a centrifugal pump | |
JP6151901B2 (ja) | ターボ機械内での騒音低減およびその関連方法 | |
RU2347111C2 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя | |
RU2460905C2 (ru) | Рабочее колесо осевого вентилятора или компрессора и вентиляторный контур двухконтурного турбовентиляторного двигателя, использующий такое рабочее колесо | |
RU2470170C1 (ru) | Ротор турбины газотурбинного двигателя | |
CN110700891A (zh) | 涡轮发动机压缩机 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161016 |