RU2810101C1

RU2810101C1 - Turbocharger rotor

Info

Publication number: RU2810101C1
Application number: RU2023114241A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Александрович Елтаренко; Кирилл Сергеевич Кузнецов; Михаил Юрьевич Илюшин
Original assignee: Акционерное общество "ОДК-Климов"
Filing date: 2023-05-30
Publication date: 2023-12-21

Abstract

FIELD: turbine construction.

SUBSTANCE: fastening the covering disk of a turbine rotor of a gas turbine engine, used in transport and power engineering. According to the claimed invention, the turbocharger rotor includes compressor and turbine rotors, a main disk of the turbine rotor containing grooves open on the side of the cover disk for supplying cooling air to the base of the working blades located on the main disk, a cover disk forming, together with the main disk, a cavity for supplying cooling air to the working blades at the outlet and installed at the entrance to the cavity by a coflowing spin device, characterized in that the hub of the covering disk contains at least three equally spaced spikes, which are immersed in grooves made at the junction of the compressor and turbine rotors, while the rim of the covering disk rests into the rim of the main disk on one side, and the spikes of the hub of the covering disk rest against the compressor rotor shaft on the other side, creating a tension that ensures the tightness of the cavity for supplying cooling air to the working blades.

EFFECT: eliminating holes in the body of the main disk and ensuring the coaxiality of the main and cover disks in transient modes in order to increase the reliability and service life of the gas turbine engine, as well as improve its manufacturability.

1 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к области турбостроения, а именно к конструкции ротора турбокомпрессора газотурбинных двигателей и может быть использовано в транспортном и энергетическом машиностроении.The invention relates to the field of turbine engineering, namely to the design of the turbocharger rotor of gas turbine engines and can be used in transport and power engineering.

Известно устройство ротора осевой газовой турбины (RU 2530961), содержащее основной диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и прикрепленный к нему штифтами покрывной диск, образующие каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток. Недостатком указанного устройства является концентрация напряжений возле отверстий в дисках под установку штифтов.A known device is the rotor of an axial gas turbine (RU 2530961), which contains a main disk with cooled working blades installed on it and a covering disk attached to it with pins, forming channels for supplying cooling air to the tail part of the blades. The disadvantage of this device is the concentration of stress near the holes in the disks for installing the pins.

Известен ротор осевой газовой турбины (RU 2529271), содержащий диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, расположенные 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, отличающийся тем, что 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. Недостатком данного соединения является наличие концентраторов напряжений в виде отверстий и нагружение основного диска покрывным на переходных режимах, что усугубляется различием их масс и теплового состояния.A known rotor of an axial gas turbine (RU 2529271) contains a rotor disk, cooled working blades located on the disk, a covering disk mounted on the rim of the rotor disk to form an annular cavity and fixed using fixed detachable connections, channels in the rim of the disk and at the base of the tail parts 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 rotor blades, characterized in that the rotor disk is equipped with an annular landing protrusion made on the rim of the disk, and the covering disk is equipped with a groove made in response 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 side of the base of the tail part of each blade, and the detachable connection is made in the form of holes radially centered along one axis in the walls of the groove of the covering disk and the landing protrusion of the rotor disk and pins , installed in these holes, while the rotor contains at least three detachable connections. The disadvantage of this connection is the presence of stress concentrators in the form of holes and the loading of the main disk by the cover disk during transient conditions, which is aggravated by the difference in their masses and thermal state.

Известен ротор осевой газовой турбины (RU 2647265), содержащий основной диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, прикрепленный к нему с помощью байонетного соединения, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части рабочих лопаток, отличающийся тем, что в ободе основного диска между рабочими лопатками выполнен по меньшей мере один радиальный паз, в покрывном диске выполнен ответный паз, образующий с пазом диска полость, в которой установлен фиксатор, причем на покрывном диске по обе стороны паза в поперечном направлении выполнены канавки, при этом каждый фиксатор снабжен пластиной, контактирующей с ним средней частью, а концы пластины размещены в канавках и контактируют с соседними лопатками. Недостатком данного соединения дисков турбины является то, что во время эксплуатации, а также вследствие различного теплового состояния основного и покрывного дисков турбины происходит потеря соосности, что приводит к повышению вибраций и к увеличению контактных напряжений в зоне посадочной поверхности сопрягаемых деталей.A known rotor of an axial gas turbine (RU 2647265) contains a main disk with cooled working blades installed on it and a covering disk attached to it using a bayonet connection, forming channels for supplying cooling air to the tail part of the working blades, characterized in that in the rim of the main of the disk between the working blades there is at least one radial groove, in the cover disk there is a counter groove, forming with the groove of the disk a cavity in which the latch is installed, and on the cover disk on both sides of the groove in the transverse direction there are grooves, with each latch equipped with a plate , in contact with it with the middle part, and the ends of the plate are placed in the grooves and are in contact with adjacent blades. The disadvantage of this connection of turbine disks is that during operation, as well as due to the different thermal state of the main and covering turbine disks, a loss of alignment occurs, which leads to increased vibrations and an increase in contact stresses in the area of the seating surface of the mating parts.

Кроме того, предложенные в вышеперечисленных патентах способы соединения дисков ротора усложняют процесс сборки ротора турбины.In addition, the methods for connecting rotor disks proposed in the above patents complicate the process of assembling a turbine rotor.

В качестве прототипа взято устройство ротора газовой турбины (RU 2328601), включающее основной диск с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха к расположенным на нем рабочим лопаткам, формирующие полость подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам аппарат спутной закрутки и покрывной диск, соединяемые охватывающий и охватываемый кольцевые выступы дисков, фиксирующие элементы, отличающееся тем, что охватывающий выступ расположен на основном диске, охватываемый - на покрывном, фиксирующие элементы выполнены в виде стержней с головкой, при этом охватывающий выступ с торца свободного края снабжен выемками, отделенными друг от друга стенками, на поверхности которых со стороны оси дисков сформированы в окружном направлении канавки для стержней, а охватываемый выступ размещен с радиальным зазором внутри охватывающего выступа и снабжен радиальными шипами, установленными в выемках охватывающего выступа, через одну, причем канавки охватывающего выступа закрыты со стороны оси дисков охватываемым выступом, и каждый из стержней в соответствующей ему канавке установлен с возможностью запирания его головкой шипа в выемке, а конец стержня, выступающий из канавки в свободную от шипа выемку, загнут.К недостаткам данного устройства ротора следует отнести наличие концентраторов напряжений в виде наклонных отверстий в теле основного диска для подвода воздуха к рабочим лопаткам, а также нагружение основного диска покрывным на переходных режимах, что значительно снижает надежность и ресурс газотурбинного двигателя.A gas turbine rotor device (RU 2328601) was taken as a prototype, including a main disk with holes for supplying cooling air to the working blades located on it, forming a cavity for supplying cooling air to the working blades, a co-spin device and a covering disk, connected by female and male annular protrusions disks, fixing elements, characterized in that the female protrusion is located on the main disk, the male one is located on the cover disk, the fixing elements are made in the form of rods with a head, while the female protrusion at the end of the free edge is equipped with recesses, separated from each other by walls, on the surface of which on the side of the disk axis, grooves for the rods are formed in the circumferential direction, and the male protrusion is placed with a radial gap inside the female protrusion and is equipped with radial spikes installed in the recesses of the female protrusion, through one, and the grooves of the female protrusion are closed from the side of the disk axis by the male protrusion, and each of the rods in the corresponding groove is installed with the possibility of locking it with the head of the tenon in the recess, and the end of the rod protruding from the groove into the recess free from the tenon is bent. The disadvantages of this rotor device include the presence of stress concentrators in the form of inclined holes in the body of the main disk for air supply to the rotor blades, as well as loading the main disk with the cover disk in transient modes, which significantly reduces the reliability and service life of the gas turbine engine.

Предлагается решение свободное от отмеченных недостатков.A solution free from the noted disadvantages is proposed.

Задача и технический результат, на которые направлено заявленное изобретение состоит в устранении отверстий в теле основного диска, исключении подгружения основного диска покрывным с одновременным обеспечением соосности основного и покрывного дисков на переходных режимах с целью повышения надежности и ресурса газотурбинного двигателя, а также повышения его технологичности.The task and technical result to which the claimed invention is aimed is to eliminate holes in the body of the main disk, eliminate loading of the main disk by the cover disk, while simultaneously ensuring the alignment of the main and cover disks in transient modes in order to increase the reliability and service life of the gas turbine engine, as well as increase its manufacturability.

Технический результат достигается тем, что согласно заявленному изобретению ротор турбокомпрессора включает в себя роторы компрессора и турбины, основной диск ротора турбины, содержащий открытые со стороны покрывного диска пазы для подвода охлаждающего воздуха к основанию расположенных на основном диске рабочих лопаток, покрывной диск, формирующий совместно с основным диском полость подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам на выходе и установленным на входе в полость аппаратом спутной закрутки, отличающийся тем, что ступица покрывного диска содержит по меньшей мере три равнорасположенных шипа, которые погружены в пазы, выполненные в стыке роторов компрессора и турбины, при этом ободная часть покрывного диска упирается в обод основного диска с одной стороны, а шипы ступицы покрывного диска упираются в вал ротора компрессора с другой стороны, создавая натяг Т, обеспечивающий герметичность полости подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам.The technical result is achieved by the fact that, according to the claimed invention, the turbocharger rotor includes compressor and turbine rotors, the main disk of the turbine rotor, containing grooves open on the side of the cover disk for supplying cooling air to the base of the working blades located on the main disk, a cover disk forming together with the main disk is a cavity for supplying cooling air to the working blades at the outlet and a co-swirling apparatus installed at the entrance to the cavity, characterized in that the hub of the covering disk contains at least three equally spaced spikes, which are immersed in grooves made at the junction of the compressor and turbine rotors, with In this case, the rim part of the covering disk rests against the rim of the main disk on one side, and the spikes of the hub of the covering disk rest against the compressor rotor shaft on the other side, creating a tension T that ensures the tightness of the cavity for supplying cooling air to the working blades.

Предложенное решение позволяет осуществить соединение роторов компрессора и турбины как с использованием фланцев, так и с использованием торцовых шлицев.The proposed solution makes it possible to connect the compressor and turbine rotors using both flanges and end splines.

Сущность изобретения поясняется чертежами:The essence of the invention is illustrated by drawings:

Фиг. 1, Фиг. 2 - ротор турбокомпрессора с соединением роторов компрессора и турбины с использованием торцовых шлицев;Fig. 1, Fig. 2 - turbocharger rotor with a connection between the compressor and turbine rotors using end splines;

Фиг. 3 - соединение стыка роторов с использованием торцовых шлицев: а) - до затяжки, б) - после затяжкиFig. 3 - connection of the rotor joint using end splines: a) - before tightening, b) - after tightening

Фиг. 4, Фиг. 5 - ротор турбокомпрессора с соединением роторов компрессора и турбины с использованием фланцевFig. 4, Fig. 5 - turbocharger rotor with connection of compressor and turbine rotors using flanges

Фиг. 6 - соединение стыка роторов с использованием фланцев: а) - до затяжки, б) - после затяжки,Fig. 6 - connection of the rotor joint using flanges: a) - before tightening, b) - after tightening,

гдеWhere

1 - стык роторов компрессора и турбины;1 - junction of compressor and turbine rotors;

2 - основной диск;2 - main disk;

3 - обод основного диска;3 - rim of the main disk;

4 - рабочая лопатка;4 - working blade;

5 - паз для подвода охлаждающего воздуха;5 - groove for supplying cooling air;

6 - покрывной диск;6 - covering disk;

7 - ободная часть покрывного диска;7 - rim part of the covering disk;

8 - шип ступицы покрывного диска;8 - hub spike of the covering disc;

9 - паз в стыке роторов компрессора и турбины;9 - groove at the junction of the compressor and turbine rotors;

10 - ротор компрессора;10 - compressor rotor;

11 - ротор турбины;11 - turbine rotor;

12 - аппарат спутной закрутки.12 - wake-twirling device.

Отсутствие наклонных отверстий для подвода воздуха к рабочим лопаткам в теле основного диска повышает его надежность, циклическую долговечность и увеличивает ресурс турбокомпрессора.The absence of inclined holes for supplying air to the working blades in the body of the main disk increases its reliability, cyclic durability and increases the service life of the turbocharger.

При затяжке стыка роторов компрессора и турбины покрывной диск испытывает осевое сжатие и герметизирует в ободной части полость подвода воздуха к рабочим лопаткам. Такое закрепление позволяет покрывному и основному диску при воздействии температур и центробежных сил свободно перемещаться независимо друг относительно друга без потери соосности и герметичности контакта в их ободной части.When the joint between the compressor and turbine rotors is tightened, the cover disk experiences axial compression and seals the air supply cavity to the rotor blades in the rim part. This fastening allows the cover and main disks, when exposed to temperatures and centrifugal forces, to move freely independently relative to each other without loss of alignment and tightness of contact in their rim part.

Кроме того, предложенная конструкция упрощает процесс сборки ротора турбокомпрессора, что повышает технологичность газотурбинного двигателя как при его производстве, так и при ремонте.In addition, the proposed design simplifies the process of assembling the turbocharger rotor, which increases the manufacturability of the gas turbine engine both during its production and during repair.

Claims

A turbocharger rotor, including compressor and turbine rotors, a main disk of a turbine rotor, containing grooves open on the side of the cover disk for supplying cooling air to the base of the working blades located on the main disk, a cover disk, which together with the main disk forms a cavity for supplying cooling air to the working blades blades at the outlet and a co-twist device installed at the entrance to the cavity, characterized in that the hub of the covering disk contains at least three equally spaced spikes, which are immersed in grooves made at the junction of the compressor and turbine rotors, while the rim part of the covering disk abuts the rim the main disk on one side, and the hub spikes of the cover disk rest against the compressor rotor shaft on the other side.