RU2529271C1

RU2529271C1 - Axial gas turbine rotor

Info

Publication number: RU2529271C1
Application number: RU2013122057/06A
Authority: RU
Inventors: Сергей Борисович Абашкин; Елена Александровна Колотова
Original assignee: Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО"
Priority date: 2013-05-15
Filing date: 2013-05-15
Publication date: 2014-09-27

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: axial gas turbine rotor comprises a rotor disk with cooled working blades set on it and a cover disk which is set on the rotor disk rim forming an annular cavity and is fixed by stationary detachable connections. In the disk rim and in the base of tail end at each blade there provided are channels to supply cooling air into the cavities under the blades' base and into the inner cavities of the working blades. The rotor disk is fitted by a circular fitting collar made on the disk rim, and the cover disk is fitted by a groove mating the fitting collar. The channels in the disk rim are made open on its surface on the side of the cover disk and inclined on the side of the base of the tail end of each blade. The detachable connection is made as radially centred along one axis holes in the walls of the cover disk grooves and fitting collar of the rotor disk and as pins inserted in the said holes. The rotor comprises at least three detachable connections.

EFFECT: invention allows for the improvement of reliability and fabricability of the rotor of a gas turbine engine turbine and for the decrease of its weight.

2 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, преимущественно, к турбомашинам, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций.The invention relates to gas turbine engines for aviation and ground applications, mainly to turbomachines, on the rotor of which blades and means are fixed for cooling and eliminating deformations and vibrations.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату, является ротор газовой турбины, содержащий диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, установленные на колесе, покрывной диск, установленный на ободе диска с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений, каналы в ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки, для соединения кольцевой полости с каналами для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток.The closest in technical essence and the achieved result is a gas turbine rotor containing a rotor disk, cooled rotor blades mounted on a wheel, a cover disk mounted on a disk rim with the formation of an annular cavity and fixed with fixed detachable joints, channels in the disk rim and at the base of the tail of each blade, for connecting the annular cavity with channels for supplying cooling air in the cavity under the base of the blades and in the internal cavities of the working blades.

/RU 2378517 C1, МПК F01D 5/08 Опубликовано 10.01.2010 г.// RU 2378517 C1, IPC F01D 5/08 Published on January 10, 2010 /

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в цилиндрических штифтах, которые при взаимных температурных радиальных деформациях диска и покрывного диска работают на срез, что приводит к поломке штифтов при повышенных ресурсах газотурбинного двигателя, а отверстия в ободе диска являются дополнительными концентраторами напряжений.A disadvantage of the known design is its low reliability due to increased stresses in the cylindrical pins, which, at mutual temperature radial deformations of the disk and the cover disk, operate on a cut, which leads to breakage of the pins at increased resource of the gas turbine engine, and the holes in the rim of the disk are additional stress concentrators .

Технической задачей изобретения является повышение надежности ротора турбины газотурбинного двигателя за счет создания условий для температурных радиальных компенсаций при фиксации покрывного диска на диске турбины, уменьшение перетечек охлаждающего воздуха на рабочую лопатку ротора и повышение прочностных параметров ротора турбины.An object of the invention is to increase the reliability of the turbine rotor of a gas turbine engine by creating conditions for temperature radial compensations when fixing the cover disk on the turbine disk, reducing the flow of cooling air to the rotor blade and increasing the strength parameters of the turbine rotor.

Ожидаемый технический результат - улучшение охлаждения рабочих лопаток, повышение надежности ротора турбины, повышение ресурса газотурбинного двигателя и улучшение технологичности изготовления.The expected technical result is an improvement in cooling of the working blades, an increase in the reliability of the turbine rotor, an increase in the life of the gas turbine engine, and an improvement in the manufacturability.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный ротор осевой газовой турбины, содержащий диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, установленные на диске, покрывной диск, установленный на ободе диска ротора с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений, каналы в ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки, для соединения кольцевой полости с каналами для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток, по предложению диск ротора снабжен кольцевым посадочным выступом, выполненным на ободе диска, а покрывной диск оснащен канавкой, выполненной ответной посадочному выступу, каналы в ободе диска выполнены открытыми по его поверхности со стороны покрывного диска и наклонными со стороны основания хвостовой части каждой лопатки, а разъемное соединение выполнено в виде радиально центрированных по одной оси отверстий в стенках канавки покрывного диска и посадочного выступа диска ротора и штифтов, установленных в эти отверстия, при этом ротор содержит не менее трех разъемных соединений.The expected technical result is achieved by the fact that the known rotor of an axial gas turbine containing a rotor disk, cooled rotor blades mounted on a disk, a cover disk mounted on the rim of the rotor disk with the formation of an annular cavity and fixed with fixed detachable joints, channels in the rim of the disk and at the base of the tail of each blade, for connecting the annular cavity with channels for supplying cooling air in the cavity under the base of the blades and in the internal cavities of the working blades, according to The rotor disk is equipped with an annular landing protrusion made on the rim of the disk, and the cover disk is equipped with a groove made in response to the landing protrusion, the channels in the disk rim are made open along its surface from the side of the covering disk and inclined from the base side of the tail part of each blade, and the detachable connection made in the form of holes radially centered on one axis in the walls of the grooves of the cover disk and the landing protrusion of the rotor disk and the pins installed in these holes, while the rotor contains There are at least three plug-in connections.

Сущность изобретения заключается в выполнении соединений покрывного диска и диска ротора путем образования центрированных по одной оси отверстий в месте соединения выступа и ответной впадины и их фиксирования с помощью радиально расположенных штифтов, установленных в эти отверстия. Выполнение штифтов в радиальных направлениях позволяет свободно компенсировать деформационные перекосы, возникающие в диске ротора и покрывном диске. Размер впадины и выступа на дисках устанавливают так, чтобы покровный диск свободно перемещался при возникновении градиента температур между диском ротора и покрывным диском и позволял исключить перетечки воздуха при подаче его под полку лопатки.The essence of the invention consists in making the joints of the casing disk and the rotor disk by forming holes centered on the same axis at the junction of the protrusion and the counter cavity and fixing them using radially arranged pins installed in these holes. The implementation of the pins in the radial directions allows you to freely compensate for distortion distortions that occur in the rotor disk and the cover disk. The size of the depression and protrusion on the disks is set so that the cover disk moves freely when a temperature gradient arises between the rotor disk and the cover disk and eliminates air leakage when it is supplied under the shelf of the blade.

Предусмотрено, что отверстие в диске для подачи воздуха под полки рабочих лопаток выполнено открытым со стороны покрывного диска. Поскольку отверстия являются концентраторами напряжений, то при их отсутствии можно обеспечить те же запасы прочности при меньшей ширине обода диска, что позволяет уменьшить вес ротора. Уменьшение количества деталей, закрепляющих покрывной диск, отсутствие одноразовых фиксирующих пластин и замков позволяет уменьшить вес ротора и повысить технологичность изготовления составляющих двигателя.It is envisaged that the hole in the disk for supplying air under the shelves of the working blades is made open from the side of the cover disk. Since the holes are stress concentrators, in their absence it is possible to provide the same safety margins with a smaller width of the disk rim, which allows to reduce the weight of the rotor. Reducing the number of parts securing the cover disk, the absence of disposable fixing plates and locks allows to reduce the weight of the rotor and increase the manufacturability of the manufacture of engine components.

Замена наклонного отверстия в диске ротора открытыми отверстиями заметно облегчает технологии изготовления. Например: использование фрезерования радиальных пазов с торца обода требует намного меньшей технологической оснастки, чем наклонное сверление. Изготовленные методом фрезеровки изделия легко контролировать любым методом цветной дефектоскопии (ЛЮМ, ЦМ), а наклонные отверстия могут контролироваться только методом УЗК (Ультразвуковой дефектоскопии) со сложной настройкой и эталоном.Replacing an inclined hole in the rotor disk with open holes significantly facilitates manufacturing techniques. For example: the use of milling radial grooves from the end of the rim requires much less technological equipment than inclined drilling. Products made by milling can be easily controlled using any method of color flaw detection (LUM, CM), and inclined holes can be controlled only by ultrasonic testing (Ultrasonic flaw detection) with complex settings and standards.

Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 показано крепление покрывного диска на диск газовой турбины.Figure 1 shows the mounting of the cover disk on the disk of a gas turbine.

На фиг.2 показан канал подвода и отвода воздуха.Figure 2 shows the channel for supplying and discharging air.

Ротор газовой турбины состоит из вала с диском 1 с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками 2, покрывной диск 3 установлен на диск 1 с образованием кольцевой полости 4. Покрывной диск 3 зафиксирован со стороны кольцевой полости на диске ротора 1, с помощью неподвижных радиальных штифтовых 5 разъемных соединений. Диск 1 на ободе имеет кольцевой посадочный выступ 6, а покрывной диск оснащен канавкой 7, выполненной ответной посадочному выступу 6. Каналы 8 в ободе диска 1 выполнены открытыми по его поверхности со стороны покрывного диска 3 и наклонными 9 со стороны основания хвостовой части каждой лопатки.The gas turbine rotor consists of a shaft with a disk 1 with cooled blades 2 mounted on it, the cover disk 3 is mounted on the disk 1 with the formation of an annular cavity 4. The cover disk 3 is fixed on the side of the annular cavity on the rotor disk 1, using fixed radial pin 5 detachable connections. The disk 1 on the rim has an annular landing protrusion 6, and the cover disk is equipped with a groove 7 made in response to the landing protrusion 6. The channels 8 in the rim of the disk 1 are made open along its surface from the side of the cover disk 3 and inclined 9 from the base side of the tail portion of each blade.

Штифтовые 5 разъемные соединения выполнены в виде центрированных по одной оси отверстий в стенках канавки 7 покровного диска 3 и посадочного выступа 6 диска ротора 1 и штифтов 5, установленных в эти отверстия, при этом ротор содержит не менее трех разъемных соединений.Pin 5 detachable connections are made in the form of holes centered on the same axis in the walls of the groove 7 of the casing disk 3 and the landing protrusion 6 of the rotor disk 1 and pins 5 installed in these holes, while the rotor contains at least three detachable connections.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Во время работы при вращении диска ротора 1 газовой турбины компрессированный охлажденный воздух протекает в полости 4 между диском 1 турбины и покрывным диском 3, по каналам 8 и наклонным каналам 9 в контур охлаждения рабочих лопаток 2. Возникающее избыточное давление воздуха в канале 4 создает растягивающее осевое усилие, которое стремится оторвать покровный диск 3 в месте соединения диска ротора 1 и покрывного диска 3. Радиальные штифтовые 5 разъемные соединения в количестве не менее 3 обеспечивают надежное прижатие покрывного диска, что позволяет улучшить герметичность каналов, снизить перетечки горячего воздуха под полку лопатки.During operation, during rotation of the disk of the rotor 1 of the gas turbine, the compressed cooled air flows in the cavity 4 between the disk 1 of the turbine and the cover disk 3, through the channels 8 and the inclined channels 9 into the cooling circuit of the working blades 2. The resulting excess air pressure in the channel 4 creates a tensile axial the force that tends to tear off the cover disk 3 at the junction of the rotor disk 1 and the cover disk 3. Radial pin 5 detachable joints in an amount of at least 3 ensure reliable pressing of the cover disk, which Will improve leakproofness channels, reduce Leakage of hot air under the shelf of the blade.

При работе ротора газовой турбины диск 1 и покрывной диск 3 нагреты до различных температур, что увеличивает усилие деформации и неравномерность температурного расширения дисков. Однако предусмотренные радиальные штифтовые соединения 5, выполненные по окружности дисков, свободно компенсируют любые деформационные напряжения и сохраняют концентричность соединения, что повышает надежность работы ротора.During operation of the gas turbine rotor, the disk 1 and the cover disk 3 are heated to various temperatures, which increases the deformation force and the uneven thermal expansion of the disks. However, the provided radial pin connections 5, made around the circumference of the disks, freely compensate for any deformation stresses and maintain the concentricity of the connection, which increases the reliability of the rotor.

Применение изобретения позволяет повысить надежность ротора турбины газотурбинного двигателя за счет создания условий для температурных радиальных компенсаций при «свободной» фиксации покрывного диска на диске турбины, улучшить охлаждение и долговечность рабочих лопаток, уменьшить вес ротора турбины, повысить ресурс газотурбинного двигателя и улучшить технологичность изготовления.The use of the invention allows to increase the reliability of the turbine rotor of a gas turbine engine by creating conditions for temperature radial compensation with “free” fixing of the cover disk on the turbine disk, to improve cooling and durability of the rotor blades, to reduce the weight of the turbine rotor, to increase the resource of the gas turbine engine and to improve the manufacturability.

Claims

An axial gas turbine rotor comprising a rotor disk, cooled rotor blades located on the disk, a cover disk mounted on the rim of the rotor disk with the formation of an annular cavity and fixed with fixed detachable joints, channels in the disk rim and at the base of the tail of each blade, connection of the annular cavity with channels for supplying cooling air in the cavity under the base of the blades and in the inner cavity of the working blades, characterized in that the rotor disk is equipped with an annular landing protrusion the pomp made on the rim of the disk, and the cover disk is equipped with a groove made in response to the landing protrusion, the channels in the rim of the disk are made open on its surface from the side of the cover disk and inclined from the base of the tail of each blade, and the detachable connection is made in the form of radially centered one axis of the holes in the walls of the grooves of the cover disk and the landing protrusion of the rotor disk and the pins installed in these holes, while the rotor contains at least three detachable connections.