RU2514820C1 - Ротор газотурбинного двигателя - Google Patents
Ротор газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2514820C1 RU2514820C1 RU2013113856/06A RU2013113856A RU2514820C1 RU 2514820 C1 RU2514820 C1 RU 2514820C1 RU 2013113856/06 A RU2013113856/06 A RU 2013113856/06A RU 2013113856 A RU2013113856 A RU 2013113856A RU 2514820 C1 RU2514820 C1 RU 2514820C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- gas turbine
- holes
- turbine engine
- elements
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Настоящее изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях многоступенчатых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей, энергетических установках паро- и гидротурбинах. Ротор газотурбинного двигателя содержит диски рабочих колес, сопряженные поверхностями посадочных кольцевых элементов, в которых выполнены цилиндрические радиальные сквозные отверстия с фиксирующими элементами. На части каждого из отверстий во внутренних посадочных кольцевых элементах выполнен расширенный участок со стороны их внешней поверхности. Фиксирующие элементы выполнены в виде втулок с внутренней резьбой, расположенных в расширенных участках отверстий и штифтов с соответствующей наружной резьбой, зафиксированных от проворота в отверстиях методом развальцовки. Диски рабочих колес жестко соединены между собой в их средней части вдоль продольной оси ротора. Изобретение позволяет повысить надежность, технологичность и ремонтопригодность ротора газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях многоступенчатых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей (далее ГТД), энергетических установках паро- и гидротурбинах.
Известен ротор осевого компрессора ГТД, содержащий диски рабочих колес, сопряженные поверхностями посадочных кольцевых элементов, в которых выполнены цилиндрические радиальные отверстия с фиксирующими элементами (Г.С. Скубачевский Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: «Машиностроение», 1974 г., стр.61).
Вышепредставленный ротор осевого компрессора ГТД является наиболее близким к заявленному изобретению, в связи с этим выбран в качестве прототипа.
Известному ротору осевого компрессора ГТД присущи следующие недостатки:
- наличие большого количества концентраторов напряжений, т.к. отверстия под штифты выполняются глухими (чтобы штифт не провалился внутрь ротора);
- низкая ремонтопригодность;
- ограничение конструктивных исполнений ободной части дисков. Задачей настоящего изобретения является создание ротора ГТД, в котором устранены вышеприведенные недостатки.
Техническим результатом, достигаемым при реализации заявленного изобретения, является повышение надежности, технологичности и ремонтопригодности.
Технический результат достигается тем, что ротор газотурбинного двигателя содержит диски рабочих колес, сопряженные поверхностями посадочных кольцевых элементов, в которых выполнены цилиндрические радиальные отверстия с фиксирующими элементами, согласно настоящему изобретению упомянутые отверстия выполнены сквозными, причем части отверстий во внутренних посадочных кольцевых элементах имеют расширенные участки со стороны их внешней поверхности, при этом фиксирующие элементы выполнены в виде втулок с внутренней резьбой, расположенных в расширенных участках отверстий и штифтов с соответствующей наружной резьбой, зафиксированных от проворота в отверстиях методом развальцовки.
Для усиления соединения диски рабочих колес дополнительно могут быть жестко соединены между собой в их средней части вдоль продольной оси ротора любым известным способом, например болтовым или шпилечным соединением, центральной стяжкой и т.п.
Наличие сквозных отверстий в посадочных кольцевых элементах обеспечивает минимальное количество зон концентраций напряжений в основных деталях ротора (дисках), что приводит к повышению надежности узла.
Применение резьбы для фиксации штифта позволяет отказаться от развальцовки отверстия под штифт в кольцевых элементах ротора, при этом повышается надежность и обеспечивается ремонтопригодность узла.
Выполнение резьбы во втулке, а не в основных деталях (дисках), также снижает уровень концентрации напряжений в соединении, повышая его надежность и расширяет область применения изобретения в конструкциях, выполненных из материалов с высокой чувствительностью к концентраторам напряжений (титановых, алюминиевых и др. сплавов).
Кроме того, в связи с тем, что фиксация штифта осуществляется резьбой, а не замком рабочей лопатки (как в прототипе), штифтовое соединение возможно конструктивно выполнить в удобном месте, не усложняя ободную часть диска.
Заявленное изобретение более подробно поясняется фиг.1 и фиг.2 чертежей, на которых схематично представлены продольный разрез в месте соединения секций осевого компрессора ГТД и внешняя поверхность ротора в зоне соединения, вид сверху соответственно.
Ротор газотурбинного двигателя содержит диски 1 рабочих колес, жестко соединенные между собой разъемным резьбовым соединением (на чертежах не показано) в их средней части вдоль продольной оси ротора и сопряженные цилиндрическими поверхностями посадочных кольцевых элементов 2 и 3, расположенными в периферийной части дисков 1, в которых выполнены соосные цилиндрические сквозные радиальные отверстия с образованием общего сквозного радиального отверстия 4 с фиксирующими элементами, причем части отверстий во внутренних посадочных кольцевых элементах 3 имеют расширенные участки 5 со стороны их внешней поверхности 6, при этом фиксирующие элементы выполнены в виде втулок 7 с внутренней резьбой, расположенных в расширенных участках 5 отверстий и штифтов 8 с соответствующей наружной резьбой, зафиксированных от отворота в отверстиях методом развальцовки наружного торца штифта 8. При этом усилия в стыке, возникающие при работе ГТД, воспринимаются гладкой частью штифта, резьба воспринимает только центробежную силу, действующую на штифт при работе ГТД.
Контровка резьбового соединения штифта с втулкой осуществляется следующим образом:
Радиальное сквозное отверстие 4 со стороны внешней поверхности посадочного кольцевого элемента 2 имеет эллиптическую фаску, а наружный торец штифта 8 имеет внутреннее отверстие 9. В собранном состоянии узла отверстие в торце штифта 8 развальцовывается по форме эллиптической фаски. Эллиптическая форма торца штифта и фаски обеспечивает надежную фиксацию штифта в отверстии.
При работе ГТД в результате вращения ротора с высокой частотой и наличия газодинамических процессов на детали ротора действуют различные силовые факторы, такие как: осевые и поперечные силы, изгибающие и крутящие моменты.
За счет наличия крепежных элементов в средней и периферийной частях ротора предлагаемое устройство обеспечивает оптимальные прочностные свойства ротора в сочетании с высокой надежностью, технологичностью и ремонтопригодностью.
По мнению заявителя, специалисту на основании известного уровня техники должно быть очевидно, что вышеприведенное описание предложенной конструкции ротора ГТД в достаточной мере раскрывает преимущества настоящего изобретения по сравнению с известным уровнем техники.
Claims (2)
1. Ротор газотурбинного двигателя, содержащий диски рабочих колес, сопряженные поверхностями посадочных кольцевых элементов, в которых выполнены цилиндрические радиальные отверстия с фиксирующими элементами, отличающийся тем, что упомянутые отверстия выполнены сквозными, причем части отверстий в внутренних посадочных кольцевых элементах имеют расширенные участки со стороны их внешней поверхности, при этом фиксирующие элементы выполнены в виде втулок с внутренней резьбой, расположенных в расширенных участках отверстий и штифтов с соответствующей наружной резьбой, зафиксированных от проворота в отверстиях методом развальцовки.
2. Ротор газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что диски рабочих колес жестко соединены между собой в их средней части вдоль продольной оси ротора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013113856/06A RU2514820C1 (ru) | 2013-03-28 | 2013-03-28 | Ротор газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013113856/06A RU2514820C1 (ru) | 2013-03-28 | 2013-03-28 | Ротор газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2514820C1 true RU2514820C1 (ru) | 2014-05-10 |
Family
ID=50629517
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013113856/06A RU2514820C1 (ru) | 2013-03-28 | 2013-03-28 | Ротор газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2514820C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2563953C1 (ru) * | 2014-12-05 | 2015-09-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Ротор газотурбинного двигателя |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2818228A (en) * | 1954-04-30 | 1957-12-31 | Rolls Royce | Rotor for gas-turbine engine with means to locate rotor discs with respect to one another |
DE1058070B (de) * | 1954-02-07 | 1959-05-27 | Siemens Ag | Laeufer fuer Hochtemperaturturbinen |
SU693040A1 (ru) * | 1978-05-06 | 1979-10-25 | Предприятие П/Я А-3492 | Междискова проставка ротора турбомашины |
US4844694A (en) * | 1986-12-03 | 1989-07-04 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) | Fastening spindle and method of assembly for attaching rotor elements of a gas-turbine engine |
US5388963A (en) * | 1993-07-02 | 1995-02-14 | United Technologies Corporation | Flange for high speed rotors |
-
2013
- 2013-03-28 RU RU2013113856/06A patent/RU2514820C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1058070B (de) * | 1954-02-07 | 1959-05-27 | Siemens Ag | Laeufer fuer Hochtemperaturturbinen |
US2818228A (en) * | 1954-04-30 | 1957-12-31 | Rolls Royce | Rotor for gas-turbine engine with means to locate rotor discs with respect to one another |
SU693040A1 (ru) * | 1978-05-06 | 1979-10-25 | Предприятие П/Я А-3492 | Междискова проставка ротора турбомашины |
US4844694A (en) * | 1986-12-03 | 1989-07-04 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) | Fastening spindle and method of assembly for attaching rotor elements of a gas-turbine engine |
US5388963A (en) * | 1993-07-02 | 1995-02-14 | United Technologies Corporation | Flange for high speed rotors |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Г.С. СКУБАЧЕВСКИЙ, Авиационные газотурбинные двигатели, Москва, "Машиностроение", 1969, стр. 65, рис. 3.10. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2563953C1 (ru) * | 2014-12-05 | 2015-09-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Ротор газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2668297C1 (ru) | Способ сборки набора рабочих колес с помощью стяжных стержней, рабочее колесо и турбомашина | |
RU2565110C1 (ru) | Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя | |
RU2565091C1 (ru) | Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты) | |
JP6563631B2 (ja) | ロック用スペーサアセンブリ | |
JP2015132265A (ja) | ダンピングクランプを備えたガスタービン | |
US9903229B2 (en) | Joint assembly and a method of using the same | |
US10221691B2 (en) | Method of connecting an impeller to a shaft, connection arrangement and rotary machine | |
RU2514820C1 (ru) | Ротор газотурбинного двигателя | |
US2431249A (en) | Securing projections to rotors | |
RU2603382C1 (ru) | Рабочее колесо первой ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты) | |
RU2570087C1 (ru) | Рабочее колесо ротора газотурбинного двигателя с демпфированием вибрационных колебаний | |
RU2630919C1 (ru) | Рабочее колесо четвёртой ступени ротора компрессора высокого давления (КВД) турбореактивного двигателя (варианты), диск рабочего колеса ротора КВД, лопатка рабочего колеса ротора КВД, лопаточный венец рабочего колеса ротора КВД | |
JP6118182B2 (ja) | マルチピースロッキングブレードを備えるタービンロータ・ブレード組立体 | |
RU149739U1 (ru) | Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя | |
US20160177785A1 (en) | Joint assembly and a method of using the same | |
RU2565114C1 (ru) | Рабочее колесо ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты) | |
RU144432U1 (ru) | Диск второй ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя | |
RU2606295C1 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя | |
RU144418U1 (ru) | Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя | |
RU2630817C1 (ru) | Двухъярусная ступень двухъярусного цилиндра низкого давления | |
JP5480965B2 (ja) | 低圧タービン | |
RU2573408C2 (ru) | Секция вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты) | |
RU149748U1 (ru) | Диск первой ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя | |
RU2572744C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
RU2630923C1 (ru) | Рабочее колесо седьмой ступени ротора компрессора высокого давления (КВД) турбореактивного двигателя (варианты), диск рабочего колеса ротора КВД, лопатка рабочего колеса ротора КВД, лопаточный венец рабочего колеса ротора КВД |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |