RU2661566C2 - Ротор многоступенчатой турбины - Google Patents
Ротор многоступенчатой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2661566C2 RU2661566C2 RU2016152403A RU2016152403A RU2661566C2 RU 2661566 C2 RU2661566 C2 RU 2661566C2 RU 2016152403 A RU2016152403 A RU 2016152403A RU 2016152403 A RU2016152403 A RU 2016152403A RU 2661566 C2 RU2661566 C2 RU 2661566C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- elastic element
- disk
- flange
- turbine rotor
- circumferential direction
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
- F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к роторам многоступенчатых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор многоступенчатой турбины включает первый, средний и последний диски, стянутые с валом центральным стяжным болтом через сферическую шайбу и упругий элемент. Последний диск установлен радиальным кольцевым фланцем на валу, а первый диск выполнен с радиальным фланцем. Упругий элемент внешней поверхностью установлен в Z-образном переднем фланце первого диска и контактирует с ним по торцевой поверхности, внутренней поверхностью установлен на стяжном болте. Упругий элемент зафиксирован относительно переднего фланца диска первой ступени в окружном направлении осевыми штифтами и выполнен с Г-образным кольцевым фланцем с установленным на нем фиксатором стяжного болта в окружном направлении. Ближайшая к ступице первого диска поверхность упругого элемента выполнена плоской. Изобретение позволяет повысить надежность ротора многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя путем исключения контакта упругого элемента с полотном или ступицей диска при работе ротора газовой силовой турбины. 2 ил.
Description
Изобретение относится к роторам многоступенчатых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известен ротор газотурбинного двигателя, первый, средний последний диски, в котором зафиксированы в осевом направлении стяжным болтом и опорным фланцем (патент RU 2251010, МПК F02K 3/06, опубл. 20.04.2005).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в стяжном болте, который может работать на изгиб.
Наиболее близким к заявляемому и принятому за прототип является ротор многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя, в котором диски зафиксированы в осевом направлении стяжным болтом, а между головкой болта и ступицей диска последовательно установлены сферическая шайба и упругий элемент в виде тарельчатой пружины (патент RU 2230195, МПК F02K 3/06, опубл. 20.04.2005).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за контакта упругого элемента со ступицей или полотном диска, что может привести к повреждению диска в зоне его максимальных напряжений и к дальнейшей его поломке.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности ротора многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя путем исключения контакта упругого элемента с полотном или ступицей диска при работе ротора газовой силовой турбины.
Технический результат достигается тем, что в роторе многоступенчатой турбины, включающем первый, средний и последний диски, стянутые с валом центральным стяжным болтом через сферическую шайбу и упругий элемент, при этом последний диск установлен радиальным кольцевым фланцем на валу, а первый диск выполнен с радиальным фланцем, согласно изобретению упругий элемент внешней поверхностью установлен в Z-образном переднем фланце первого диска и контактирует с ним по торцевой поверхности, внутренней поверхностью установлен на стяжном болте, зафиксирован относительно переднего фланца диска первой ступени в окружном направлении осевыми штифтами и выполнен с Г-образным кольцевым фланцем с установленным на нем фиксатором стяжного болта в окружном направлении, причем ближайшая к ступице первого диска поверхность упругого элемента выполнена плоской.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, установка упругого элемента внешней поверхностью в Z-образном переднем фланце первого диске с контактом с фланцем по торцевой поверхности повышает надежность газотурбинного двигателя, так как исключает контакт наиболее напряженных ступицы и полотна первого диска турбины с упругим элементом, а также обеспечивает соосность упругого элемента относительно дисков турбины.
Установка упругого элемента внутренней поверхностью на стяжном болте повышает надежность ротора газовой силовой свободной турбины, так как исключает радиальное смещение стяжного болта относительно дисков.
Фиксация упругого элемента в окружном направлении осевыми штифтами относительно переднего фланца первого диска исключает перемещение упругого элемента в окружном направлении, что могло бы привести к дисбалансу ротора газовой силовой турбины.
Выполнение упругого элемента с Г-образным кольцевым фланцем, с установкой на фланце фиксатора стяжного болта в окружном направлении, исключает ослабление осевой фиксации дисков ротора вследствие окружного перемещения стяжного болта относительно дисков.
Выполнение ближайшей к ступице первого диска поверхности упругого элемента плоской исключает катастрофическое повреждение ступицы диска в случае ее соприкосновения с упругим элементом, например, при повышенной осевой температурной деформации дисков турбины.
На фиг. 1 показан продольный разрез ротора многоступенчатой турбины;
На фиг. 2 показан элемент I в увеличенном виде.
Ротор многоступенчатой турбины 1 состоит из первого 2, среднего 3 и последнего 4 дисков, консольно установленных на валу 5 ротора 1 относительно подшипника 6 и стянутых центральным стяжным болтом 7 через сферическую шайбу 8 и упругий элемент 9. Последний диск 4 установлен радиальным кольцевым фланцем 10 на валу 5, закреплен на нем болтовым соединением 11 и направлен к подшипнику 6.
Упругий элемент 9 внешней поверхностью 12 установлен в Z-образном переднем фланце 13 первого диска 2 и контактирует с торцевой поверхностью 14 Z-образного переднего фланца 13, а внутренней поверхностью 15 упругий элемент 9 контактирует со стержнем 16 стяжного болта 7. Упругий элемент 9 зафиксирован в окружном направлении относительно Z-образного переднего фланца 13 первого диска 2 осевыми штифтами 17 и выполнен с Г-образным кольцевым фланцем 18 с установленным на нем фиксатором 19 стяжного болта 7 в окружном направлении.
Ближайшая к ступице 20 первого диска 2 поверхность 21 упругого элемента 9 выполнена плоской, что минимизирует повреждение ступицы 20 в случае касания упругим элементом ступицы, например, в случае чрезмерной осевой деформации упругого элемента.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе ротора многоступенчатой турбины 1 диски первый 2, средний 3 и последний 4 имеют более высокие температуры по сравнению с центральным стяжным болтом 7, что приводит к увеличенной осевой температурной деформации дисков 2, 3 и 4 по сравнению с менее нагретым стяжным болтом 7, что могло бы привести к его поломке. Однако этого не происходит, так как упругий элемент 9 за счет своей упругой деформации парирует разницу осевых температурных деформаций первого, среднего, последнего дисков 2, 3 и 4 и стяжного болта 7.
В осевом и в радиальном направлениях упругий элемент 9 соприкасается только с Z-образным передним фланцем 13 первого диска 2, в зоне минимальных напряжений диска 2, что повышает надежность ротора многоступенчатой турбины 1.
Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками в совокупности с известными признаками заявляемого изобретения позволяет повысить надежность ротора многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя путем исключения контакта упругого элемента с полотном или ступицей диска при работе ротора газовой силовой турбины.
Claims (1)
- Ротор многоступенчатой турбины, включающий первый, средний и последний диски, стянутые с валом центральным стяжным болтом через сферическую шайбу и упругий элемент, при этом последний диск установлен радиальным кольцевым фланцем на валу, а первый диск выполнен с радиальным фланцем, отличающийся тем, что упругий элемент внешней поверхностью установлен в Z-образном переднем фланце первого диска и контактирует с ним по торцевой поверхности, внутренней поверхностью установлен на стяжном болте, зафиксирован относительно переднего фланца диска первой ступени в окружном направлении осевыми штифтами и выполнен с Г-образным кольцевым фланцем с установленным на нем фиксатором стяжного болта в окружном направлении, причем ближайшая к ступице первого диска поверхность упругого элемента выполнена плоской.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016152403A RU2661566C2 (ru) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Ротор многоступенчатой турбины |
CN201710963593.5A CN108252745B (zh) | 2016-12-28 | 2017-10-17 | 多级涡轮转子 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016152403A RU2661566C2 (ru) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Ротор многоступенчатой турбины |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2016152403A3 RU2016152403A3 (ru) | 2018-06-28 |
RU2016152403A RU2016152403A (ru) | 2018-06-28 |
RU2661566C2 true RU2661566C2 (ru) | 2018-07-17 |
Family
ID=62720836
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016152403A RU2661566C2 (ru) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Ротор многоступенчатой турбины |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN108252745B (ru) |
RU (1) | RU2661566C2 (ru) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109538302B (zh) * | 2018-10-19 | 2021-10-26 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 涡轮转子结构和涡轮发动机 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2013569C1 (ru) * | 1991-07-01 | 1994-05-30 | Лев Алексеевич Кудинов | Ротор турбомашины |
RU2130124C1 (ru) * | 1996-05-28 | 1999-05-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
RU2230195C2 (ru) * | 2002-05-30 | 2004-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
RU2506428C1 (ru) * | 2012-10-15 | 2014-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Многоступенчатая газовая силовая турбина |
US20150292401A1 (en) * | 2012-12-31 | 2015-10-15 | Rolls-Royce Corporation | Systems, Methods and Apparatuses for Interconnection of Rotating Components |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH257836A (de) * | 1947-08-07 | 1948-10-31 | Sulzer Ag | Läufer für Kreiselmaschinen, insbesondere für Gasturbinen. |
CN203161306U (zh) * | 2012-12-31 | 2013-08-28 | 北京全四维动力科技有限公司 | 一种使用轮盘拉杆结构的多级蒸汽轮机 |
CN203476510U (zh) * | 2013-08-22 | 2014-03-12 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种燃气轮机动力涡轮盘的连接结构 |
-
2016
- 2016-12-28 RU RU2016152403A patent/RU2661566C2/ru active
-
2017
- 2017-10-17 CN CN201710963593.5A patent/CN108252745B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2013569C1 (ru) * | 1991-07-01 | 1994-05-30 | Лев Алексеевич Кудинов | Ротор турбомашины |
RU2130124C1 (ru) * | 1996-05-28 | 1999-05-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
RU2230195C2 (ru) * | 2002-05-30 | 2004-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
RU2506428C1 (ru) * | 2012-10-15 | 2014-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Многоступенчатая газовая силовая турбина |
US20150292401A1 (en) * | 2012-12-31 | 2015-10-15 | Rolls-Royce Corporation | Systems, Methods and Apparatuses for Interconnection of Rotating Components |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN108252745A (zh) | 2018-07-06 |
RU2016152403A3 (ru) | 2018-06-28 |
RU2016152403A (ru) | 2018-06-28 |
CN108252745B (zh) | 2020-05-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10760583B2 (en) | Axial bearing arrangement for a drive shaft of a centrifugal compressor | |
US9709072B2 (en) | Angular diffuser sector for a turbine engine compressor, with a vibration damper wedge | |
US10669882B2 (en) | Variable stator blade operating device | |
US8118540B2 (en) | Split ring for a rotary part of a turbomachine | |
US10724375B2 (en) | Gas turbine engine with ring damper | |
RU2638227C2 (ru) | Конструкция с соединительным валом газовой турбины, содержащая гильзу, расположенную между соединительным валом и ротором | |
JP2015524531A (ja) | ターボ機械のための翼リング | |
US20130315716A1 (en) | Turbomachine having clearance control capability and system therefor | |
US20160097298A1 (en) | Turbine engine comprising a device for braking the fan rotor | |
US6042336A (en) | Offset center of gravity radial damper | |
RU2661566C2 (ru) | Ротор многоступенчатой турбины | |
JP2019049260A (ja) | ターボチャージャー | |
RU2530961C1 (ru) | Ротор осевой газовой турбины | |
US10352326B2 (en) | Assembly for an engine which can define a blade break-off test device | |
US10731493B2 (en) | Gas turbine engine seal | |
RU2668507C1 (ru) | Турбомашина, содержащая кожух вала, и соответствующая труба кожуха | |
JPH11230094A (ja) | ガスタービンエンジン | |
RU2572744C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
US9739176B2 (en) | Turbomachine | |
RU2416029C2 (ru) | Составная лопатка осевой турбомашины | |
RU2506426C1 (ru) | Ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя | |
WO2020039006A1 (en) | A turbo compressor having a flexible contact area between a bearing sleeve and a fixed compressor part | |
RU2470170C1 (ru) | Ротор турбины газотурбинного двигателя | |
RU2551692C2 (ru) | Опора роторной машины (варианты) | |
RU190280U1 (ru) | Устройство для фиксации сегментов сопловых лопаток в силовом корпусе статора турбины |