RU2674852C2 - Rotor of axial gas turbine - Google Patents

Rotor of axial gas turbine Download PDF

Info

Publication number
RU2674852C2
RU2674852C2 RU2016107605A RU2016107605A RU2674852C2 RU 2674852 C2 RU2674852 C2 RU 2674852C2 RU 2016107605 A RU2016107605 A RU 2016107605A RU 2016107605 A RU2016107605 A RU 2016107605A RU 2674852 C2 RU2674852 C2 RU 2674852C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pins
disks
disk
rotor
gas turbine
Prior art date
Application number
RU2016107605A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2016107605A (en
RU2016107605A3 (en
Inventor
Егор Алексеевич Рыков
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2016107605A priority Critical patent/RU2674852C2/en
Publication of RU2016107605A publication Critical patent/RU2016107605A/en
Publication of RU2016107605A3 publication Critical patent/RU2016107605A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2674852C2 publication Critical patent/RU2674852C2/en

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
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: engine building.SUBSTANCE: rotor of the axial gas turbine contains a disk with cooled blades and pins, a covering disk, forming channels for supplying cooling air to the tail end of the blades, both disks are provided with annular flanges for fastening the pins installed with a radial clearance relative to each other, and at the location of each pin there is a bracket, one end of which is placed in the gap, and the other end from the side of the pin cap. Pins are installed at an acute angle to the longitudinal axis of the disk, and in the annular flanges of both disks there are grooves placed between the pins and mating with each other.EFFECT: technical result: reduction of voltage in the disks, occurring in the zone of axial holes in the disks during engine operation, and improved reliability of the axial turbine, simplified manufacture and assembly.3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно, к конструкции роторов осевых газовых турбин газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to the design of rotors of axial gas turbines of gas turbine engines.

Известно устройство ротора осевой газовой турбины, содержащее диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и прикрепленный к нему штифтами покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток (см. патент №2530 961 класса F01D 5/08, опубл. в 2014 г.A device is known for the rotor of an axial gas turbine containing a disk with cooled working blades mounted on it and a cover disk attached to it with pins forming channels for supplying cooling air to the tail of the blades (see patent No. 2530 961 class F01D 5/08, published in 2014 g.

Недостатком указанного устройства является сложность изготовления, сборки и демонтажа подобных соединений. Указанное приводит к частому производственному браку. Недостатком также является возникновение трещин в зоне отверстий в дисках под установку штифтов из-за разности температурных и динамических напряжений в дисках.The disadvantage of this device is the complexity of the manufacture, assembly and dismantling of such compounds. This leads to frequent production defects. A disadvantage is also the occurrence of cracks in the area of the holes in the disks for the installation of pins due to the difference in temperature and dynamic stresses in the disks.

Задачей изобретения является снижение напряжений в месте крепления покрывного диска.The objective of the invention is to reduce stresses at the mounting point of the cover disk.

Указанная задача решается тем, что в известном роторе осевой турбины, содержащем диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и прикрепленный к нему штифтами покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, согласно изобретению, оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг друга, а в месте размещения каждого штифта установлена скоба, один конец которой размещен в зазоре, а другой - со стороны шляпки штифта. При этом штифты установлены под острым углом к продольной оси диска. При этом в кольцевых фланцах обоих дисков выполнены пазы, размещенные между штифтами и сопряженные друг с другом.This problem is solved in that in a known rotor of an axial turbine containing a disk with cooled working blades mounted on it and pins attached to it by a cover disk forming cooling air supply channels to the tail of the blades, according to the invention, both disks are provided with ring flanges for fixing the pins installed with a radial clearance relative to each other, and at the location of each pin a bracket is installed, one end of which is placed in the gap, and the other from the side of the pin head. In this case, the pins are installed at an acute angle to the longitudinal axis of the disk. At the same time, grooves are placed in the annular flanges of both disks, placed between the pins and mating with each other.

Такое исполнение устройства позволяет значительно уменьшить напряжения в дисках, возникающие в зоне осевых отверстий в дисках во время работы двигателя. Кроме того, значительно упрощается изготовление и сборка устройства.This embodiment of the device can significantly reduce stresses in the disks arising in the area of axial holes in the disks during engine operation. In addition, the manufacture and assembly of the device is greatly simplified.

На фиг. 1 показан продольный разрез ротора осевой газовой турбины;In FIG. 1 shows a longitudinal section through a rotor of an axial gas turbine;

на фиг. 2 - сечение Α-A по пазам в кольцевых фланцах дисков.in FIG. 2 - section Α-A along the grooves in the annular flanges of the disks.

Ротор осевой газовой турбины содержит диск 1, установленные на нем рабочие лопатки 2 и прикрепленный к нему штифтами 3 покрывной диск 4, образующий каналы подвода воздуха 5 к хвостовой части 6 рабочих лопаток 2. Диск 1 и покрывной диск 2 снабжены кольцевыми фланцами 7 и 8 соответственно для крепления штифтов 3, установленных с радиальным зазором 9 относительно друг друга. В месте размещения каждого штифта 3 установлена скоба 10, один конец которой размещен в зазоре 9, а другой - со стороны шляпки штифта 3.The rotor of the axial gas turbine contains a disk 1, working blades 2 mounted on it and a cover disk 4 attached to it with pins 3, forming air supply ducts 5 to the tail portion 6 of the working blades 2. Disk 1 and cover disk 2 are provided with annular flanges 7 and 8, respectively for fastening the pins 3 mounted with a radial clearance 9 relative to each other. At the location of each pin 3, a bracket 10 is installed, one end of which is placed in the gap 9, and the other from the side of the head of the pin 3.

Штифты 3 установлены под острым углом к продольной оси основного диска 1.The pins 3 are installed at an acute angle to the longitudinal axis of the main disk 1.

В кольцевых фланцах дисков 7 и 8 выполнены пазы 11, расположенные между штифтами 3 и совмещенные друг с другом.In the annular flanges of the disks 7 and 8, grooves 11 are made, located between the pins 3 and combined with each other.

Устройство работает следующим образом. При вращении ротора осевой газовой турбины штифты 3 удерживают покрывной диск 4 от проворота относительно основного диска 1. Скобы 10 удерживают штифты 3 от выпадания из фланцев 7 и 8. Каналы в покрывном диске 4 обеспечивают подвод охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам 2.The device operates as follows. When the rotor of the axial gas turbine rotates, the pins 3 keep the cover disk 4 from turning relative to the main disk 1. The brackets 10 hold the pins 3 from falling out of the flanges 7 and 8. The channels in the cover disk 4 provide cooling air to the blades 2.

Благодаря наличию штифтов 3 и скоб 9, закрепленных на фланцах дисков 6 и 7, имеется возможность исключить сложные в изготовлении соединения байонетного типа и осевые отверстия в несущем полотне дисков.Due to the presence of pins 3 and brackets 9, mounted on the flanges of the disks 6 and 7, it is possible to eliminate the bayonet-type joints and axial holes in the carrier web of the disks that are difficult to manufacture.

Осуществление изобретения позволит повысить надежность ротора осевой газовой турбины и увеличить технологичность его изготовления.The implementation of the invention will improve the reliability of the rotor of the axial gas turbine and increase the manufacturability of its manufacture.

Claims (3)

1. Ротор осевой газовой турбины, содержащий диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и прикрепленный к нему штифтами покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, отличающийся тем, что оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг друга, а в месте размещения каждого штифта установлена скоба, один конец которой размещен в зазоре, а другой - со стороны шляпки штифта.1. The rotor of the axial gas turbine, comprising a disk with cooling blades mounted on it and a cover disk attached to it with pins, forming cooling air supply channels to the tail of the blades, characterized in that both disks are equipped with annular flanges for attaching pins mounted with a radial the gap relative to each other, and at the location of each pin a bracket is installed, one end of which is placed in the gap, and the other from the side of the pin head. 2. Ротор осевой газовой турбины по п. 1, отличающийся тем, что штифты установлены под острым углом к продольной оси диска.2. The rotor of the axial gas turbine according to claim 1, characterized in that the pins are installed at an acute angle to the longitudinal axis of the disk. 3. Ротор осевой газовой турбины по п. 1, отличающийся тем, что в кольцевых фланцах обоих дисков выполнены пазы, размещенные между штифтами и сопряженные друг с другом.3. The rotor of the axial gas turbine according to claim 1, characterized in that in the annular flanges of both disks grooves are made, located between the pins and mating with each other.
RU2016107605A 2016-03-02 2016-03-02 Rotor of axial gas turbine RU2674852C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016107605A RU2674852C2 (en) 2016-03-02 2016-03-02 Rotor of axial gas turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016107605A RU2674852C2 (en) 2016-03-02 2016-03-02 Rotor of axial gas turbine

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016107605A RU2016107605A (en) 2017-09-06
RU2016107605A3 RU2016107605A3 (en) 2018-10-16
RU2674852C2 true RU2674852C2 (en) 2018-12-13

Family

ID=59798619

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016107605A RU2674852C2 (en) 2016-03-02 2016-03-02 Rotor of axial gas turbine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2674852C2 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2378517C1 (en) * 2008-06-26 2010-01-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Gas turbine rotor
RU2529271C1 (en) * 2013-05-15 2014-09-27 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Axial gas turbine rotor
RU2530961C1 (en) * 2013-09-27 2014-10-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Rotor of axial gas turbine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2378517C1 (en) * 2008-06-26 2010-01-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Gas turbine rotor
RU2529271C1 (en) * 2013-05-15 2014-09-27 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Axial gas turbine rotor
RU2530961C1 (en) * 2013-09-27 2014-10-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Rotor of axial gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2016107605A (en) 2017-09-06
RU2016107605A3 (en) 2018-10-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2537997C2 (en) Turbomachine stator blade circular sector and aircraft turbomachine
US8616832B2 (en) Turbine assemblies with impingement cooling
EP3130750B1 (en) Gas turbine cooling system
US9145788B2 (en) Retrofittable interstage angled seal
US9506653B2 (en) Combustion chamber of a gas turbine
US9657593B2 (en) Aircraft gas turbine having a core engine casing with cooling-air tubes
US10012390B2 (en) Combustion chamber of a gas turbine with bolted combustion chamber head
US20120240583A1 (en) Segmented combustion chamber head
US9506368B2 (en) Seal carrier attachment for a turbomachine
US9335048B2 (en) Combustion chamber of a gas turbine
US10655481B2 (en) Cover plate for rotor assembly of a gas turbine engine
JP2016044630A (en) Exhaust member of gas turbine and exhaust chamber maintenance method
US20160186590A1 (en) Cover plate assembly for a gas turbine engine
US10794224B2 (en) Gas turbine and method of attaching a turbine nozzle guide vane segment of a gas turbine
US10060626B2 (en) Gas turbine combustion chamber with a shingle attachment by means of catching elements
JP5699132B2 (en) Aircraft turbo engine stator shell with mechanical blade load transfer slit
US20130055716A1 (en) Gas-turbine combustion chamber with a holding means of a seal for an attachment
RU2530961C1 (en) Rotor of axial gas turbine
RU2674852C2 (en) Rotor of axial gas turbine
US20180106161A1 (en) Turbine shroud segment
US9982783B2 (en) Aircraft gas turbine with a seal for sealing an igniter plug on the combustion chamber wall of a gas turbine
US9816386B2 (en) Casing arrangement for a gas turbine
US9752451B2 (en) Active clearance control system with zone controls
RU2664750C2 (en) Turbomashine with seal for separation of working environment and cooling environment of turbomashine and application of turbomashine
RU2375607C2 (en) Multi-stage compressor for turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant