RU2829557C2

RU2829557C2 - Turbojet high-pressure turbine rotor

Info

Publication number: RU2829557C2
Application number: RU2023105549A
Authority: RU
Inventors: Болот Сталбекович Бакенов; Николай Александрович Кононов; Егор Алексеевич Рыков
Original assignee: Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Filing date: 2023-03-09
Publication date: 2024-10-31

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engine building, namely to design of rotors of axial turbines of turbojet engines (TJE). In the high-pressure turbine rotor of the turbojet engine, containing the main disk with cooled working blades installed on it and a cover disc attached to it by means of a bayonet connection, forming with the main disc cooling air supply channels to the tail part of the working blades, wherein in the rim of the main disc between the working blades there are radial slots, and the cover disc contains mating slots, in which the latches are installed, fixed in the radial direction, according to the present invention, retainers are made in the form of pins, and mating slots are formed between protrusions made along the circumference on the end surface of the covering disc.

EFFECT: improved reliability of the cover disc during operation of the turbojet engine and, as a consequence, improved reliability of the turbojet engine as a whole.

3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции роторов осевых турбин турбореактивных двигателей (ТРД).The invention relates to the field of aircraft engine building, namely to the design of rotors of axial turbines of turbojet engines (TRE).

В качестве наиболее близкого аналога выбран ротор турбины высокого давления ТРД, содержащий основной диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, прикрепленный к нему с помощью байонетного соединения, образующий с основным диском каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части рабочих лопаток, при этом в ободе основного диска между рабочими лопатками выполнены радиальные пазы, а покрывной диск содержит ответные пазы, в которые установлены фиксаторы, зафиксированные в радиальном направлении (см. RU 2647265).The rotor of a high-pressure turbojet engine turbine is selected as the closest analogue, containing a main disk with cooled working blades installed on it and a cover disk attached to it using a bayonet connection, forming with the main disk channels for supplying cooling air to the tail section of the working blades, while radial grooves are made in the rim of the main disk between the working blades, and the cover disk contains mating grooves in which clamps are installed, fixed in the radial direction (see RU 2647265).

Недостатком известного ротора является возникновение высоких окружных напряжений в зоне паза покрывного диска, что увеличивает вероятность поломки последнего.The disadvantage of the known rotor is the occurrence of high circumferential stresses in the groove area of the cover disk, which increases the likelihood of the latter breaking.

Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является повышение надежности покрывного диска при работе ТРД и, как следствие, повышение надежности турбореактивного двигателя в целом.The technical result achieved by using the claimed invention is an increase in the reliability of the cover disk during operation of the turbojet engine and, as a consequence, an increase in the reliability of the turbojet engine as a whole.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в роторе турбины высокого давления ТРД, содержащем основной диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, прикрепленный к нему с помощью байонетного соединения, образующий с основным диском каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части рабочих лопаток, при этом в ободе основного диска между рабочими лопатками выполнены радиальные пазы, а покрывной диск содержит ответные пазы, в которые установлены фиксаторы, зафиксированные в радиальном направлении, согласно настоящему изобретению, фиксаторы выполнены в виде штифтов, а ответные пазы образованы между выступами, выполненными по окружности на торцевой поверхности покрывного диска.The expected technical result is achieved in that in the rotor of the high-pressure turbine of the turbojet engine, containing the main disk with cooled working blades installed on it and a cover disk attached to it using a bayonet connection, forming with the main disk channels for supplying cooling air to the tail section of the working blades, wherein in the rim of the main disk between the working blades radial grooves are made, and the cover disk contains mating grooves in which locks are installed, fixed in the radial direction, according to the present invention, the locks are made in the form of pins, and the mating grooves are formed between protrusions made along the circumference on the end surface of the cover disk.

Вынос ответных пазов за пределы покрывного диска позволяет избежать возникновения высоких окружных напряжений в зоне паза покрывного диска при работе ТРД, по причине отсутствия паза в теле покрывного диска, что повышает его надежность покрывного диска при работе ТРД.The removal of the mating grooves beyond the cover disk allows avoiding the occurrence of high circumferential stresses in the groove area of the cover disk during the operation of the turbojet engine, due to the absence of a groove in the body of the cover disk, which increases the reliability of the cover disk during the operation of the turbojet engine.

Кроме того, такое конструктивное выполнение позволяет использовать фиксаторы более простой геометрической формы - в виде штифтов, что упрощает конструкцию ротора в целом.In addition, this design allows the use of clamps of a simpler geometric shape - in the form of pins, which simplifies the design of the rotor as a whole.

При этом, как и в прототипе, покрывной диск надежно зафиксирован на основном диске от проворота.At the same time, as in the prototype, the cover disk is securely fixed to the main disk to prevent it from turning.

В частном случае реализации на каждом штифте, а также на внутренних поверхностях близлежащих к нему выступов выполнены пазы, в которых установлен П-образный элемент, средним участком примыкающий к штифту, а концевыми участками заведен в зазоры между выступами и близлежащими рабочими лопатками.In a particular case of implementation, grooves are made on each pin, as well as on the inner surfaces of the protrusions adjacent to it, in which a U-shaped element is installed, with its middle section adjacent to the pin, and with its end sections inserted into the gaps between the protrusions and the adjacent working blades.

Такое конструктивное выполнение является наиболее оптимальным вариантом исполнения для исключения выпадания фиксаторов из пазов дисков.This design is the most optimal option for preventing the fasteners from falling out of the disc grooves.

В частном случае реализации предпочтительно выполнение выступов, между которыми образован ответный паз, разной толщины. Это необходимо для возможности сборки ротора. Сущность настоящего изобретения поясняется фиг. 1-3, на которых представлены:In a particular case of implementation, it is preferable to make the projections, between which the corresponding groove is formed, of different thickness. This is necessary to enable the rotor assembly. The essence of the present invention is explained in Fig. 1-3, which show:

- ротор турбины высокого давления, продольный разрез;- high pressure turbine rotor, longitudinal section;

- фрагмент ротора турбины высокого давления, поперечный разрез;- fragment of high-pressure turbine rotor, cross-section;

- узел соединения, изометрия.- connection node, isometry.

Ротор турбины высокого давления ТРД, содержащий основной диск 1 с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками 2 и покрывной диск 3, прикрепленный к нему с помощью байонетного соединения 4, образующий с основным диском 1 каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части рабочих лопаток 2, при этом в ободе основного диска 1 между рабочими лопатками 2 выполнены радиальные пазы 5, а покрывной диск 3 содержит ответные пазы 6, в которые установлены фиксаторы 7, в виде штифтов. Ответные пазы 6 образованы между выступами 8, выполненными по окружности на торцевой поверхности покрывного диска 3.A rotor of a high-pressure turbine of a turbojet engine, comprising a main disk 1 with cooled working blades 2 mounted thereon and a cover disk 3 attached thereto by means of a bayonet connection 4, forming with the main disk 1 channels for supplying cooling air to the tail section of the working blades 2, wherein in the rim of the main disk 1 between the working blades 2 radial grooves 5 are made, and the cover disk 3 contains mating grooves 6, in which locks 7 are installed, in the form of pins. The mating grooves 6 are formed between projections 8 made along the circumference on the end surface of the cover disk 3.

На каждом штифте 7, а также на внутренних поверхностях близлежащих к нему выступов 8 выполнены пазы 9, в которых установлено по П-образному элементу 10, фактически представляющим собой пластину с загнутыми концами. Каждый П-образный элемент 10 средним участком примыкает к штифту 7, а концевыми участками заведен в зазоры между выступами 8 и близлежащими к ним рабочими лопатками 2.On each pin 7, as well as on the inner surfaces of the projections 8 adjacent to it, grooves 9 are made, in which a U-shaped element 10 is installed, which is actually a plate with bent ends. Each U-shaped element 10 is adjacent to the pin 7 with its middle section, and its end sections are inserted into the gaps between the projections 8 and the working blades 2 adjacent to them.

При этом выступы 8, между которыми образовано по ответному пазу 6, выполнены разной толщины.In this case, the projections 8, between which a corresponding groove 6 is formed, are made of different thicknesses.

Устройство работает следующим образом.The device works as follows.

При вращении ротора турбины высокого давления ТРД фиксатор 7 удерживает покрывной диск 3 от проворота относительно основного диска 1. П-образный элемент 10 удерживает фиксатор 7 от выхода из зацепления с пазами 5 и 6 дисков 1 и 3.When the rotor of the high-pressure turbine of the turbojet engine rotates, the retainer 7 holds the cover disk 3 from turning relative to the main disk 1. The U-shaped element 10 holds the retainer 7 from disengaging from the grooves 5 and 6 of the disks 1 and 3.

Claims

1. A rotor of a high-pressure turbine of a turbojet engine, comprising a main disk with cooled working blades mounted thereon and a cover disk attached thereto using a bayonet connection, forming with the main disk channels for supplying cooling air to the tail section of the working blades, wherein radial grooves are made in the rim of the main disk between the working blades, and the cover disk contains mating grooves in which locks are installed, fixed in the radial direction, characterized in that the locks are made in the form of pins, and the mating grooves are formed between projections made along the circumference on the end surface of the cover disk.

2. A rotor according to item 1, characterized in that on each pin, as well as on the inner surfaces of the projections adjacent to it, grooves are made in which a U-shaped element is installed, with its middle section adjacent to the pin, and with its end sections inserted into the gaps between the projections and the adjacent working blades.

3. The rotor according to item 1, characterized in that the mating projections, between which the mating groove is formed, are made of different thicknesses.