ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНОЙ Российский патент 2004 года по МПК F01D5/06 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, диск с рабочими лопатками турбины в котором закреплен на валу с помощью радиальных штифтов [1].

Недостатком такой конструкции является низкая надежность в связи с возможностью поломки радиальных штифтов из-за разницы деформаций вала и диска.

Наиболее близким к заявляемому по технической сущности является газотурбинный двигатель с двухступенчатой газовой турбиной, диски в которой закреплены своими установочными фланцами на разных диаметрах радиального кольцевого выступа вала, причем между установочным фланцем и ступицей каждого из дисков выполнена цилиндрическая перемычка [2].

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за возможности образования трещин в перемычках между ступицей диска и установочным фланцем крепления его к валу и поломки дисков. Это связано с тем, что при работе двигателя под действием центробежных сил и температуры упругая деформация ступицы диска значительно превышает упругую деформацию радиального выступа вала и установочного фланца диска, так как уровень центробежных сил и температур, воздействующих на вал и фланец диска, значительно ниже действующих на диск, который нагружен центробежными силами рабочих лопаток.

В результате различной упругой деформации установочного фланца и ступицы диска на цилиндрической перемычке, соединяющей их, возникает напряжение, превышающее предел длительной прочности материала диска, что приводит к образованию трещин в радиусе перехода перемычки к ступице диска. Наиболее часто данный дефект проявляется на диске второй ступени двухступенчатой турбины, так как перемычка этого диска дополнительно нагружена осевой силой от газовых сил, действующих на диск второй ступени.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности за счет исключения разрушения элементов крепления дисков и вала газовой турбины.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с двухступенчатой газовой турбиной, в которой между установочными фланцами ступиц дисков первой и второй ступеней размещен радиальный кольцевой выступ вала с цилиндрическими перемычками, согласно изобретению радиальный кольцевой выступ вала в поперечном сечении выполнен -образным, кольцевая цилиндрическая перемычка которого охватывает установочный фланец диска второй ступени по его наружной поверхности, при этом L/h=2...5, a L₁/h₁=3...6, где L, h - соответственно длина и радиальная толщина цилиндрической перемычки установочного фланца ступицы второй ступени; L₁, h₁ - соответственно длина и радиальная толщина цилиндрической перемычки -образного кольцевого выступа вала.

Под действием центробежных сил от рабочих лопаток первой и второй ступеней двухступенчатой турбины высокого давления в ступицах дисков этих ступеней возникают напряжения, которые могут привести к упругой деформации в радиальном направлении, т.е. возникновению напряжений сжатия и растяжения в цилиндрических перемычках установочных фланцев ступиц дисков и образованию трещин.

Выполнение соотношения L/h=2...5 делает установочный фланец гибким, что позволяет перемычкам упруго деформироваться без превышения допустимых напряжений.

В случае L/h<2 возможна поломка диска из-за малой упругости перемычки кольцевого выступа вала, при L/h>5 возрастают осевые размеры и вес двухступенчатой турбины и газотурбинного двигателя.

Выполнение радиального кольцевого выступа вала в поперечном сечении -образным и охват кольцевой цилиндрической перемычкой установочного фланца диска второй ступени по его наружной поверхности позволяет в цилиндрической перемычке установочного фланца частично парировать напряжение сжатия от газовых сил, действующее на диск второй ступени и лопатку первой ступени.

Кроме того, соотношение L₁/h₁ должно находиться в интервале 3...6.

При L₁/h₁<3 возможно образование трещин в радиусах перехода перемычки к фланцу и ступице диска второй ступени, а при L₁/h₁>6 уменьшаются проходные площади охлаждающего воздуха на охлаждение диска второй ступени, что может привести к его поломке.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя с двухступенчатой турбиной заявляемой конструкции; на фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3, двухступенчатой турбины высокого давления 4 и двухступенчатой турбины низкого давления 5.

Двухступенчатая турбина высокого давления 4 служит для привода компрессора 2 и состоит из вала 6, а также дисков первой и второй ступеней 7 и 8 с рабочими лопатками первой и второй ступеней 9 и 10. Диск первой ступени 7 с помощью установочного фланца 11 закреплен в верхнем фланце 12 кольцевого -образного выступа 13 вала 6 и зафиксирован призонными болтами 14 с гайками 15.

Диск 8 второй ступени установлен в нижнем фланце 16 кольцевого -образного выступа 13 вала 6 с помощью установочного фланца 17 и зафиксирован в окружном направлении призонными штифтами 18, а в осевом направлении - гайкой 19 через втулку 20.

Между ступицей 21 и установочным фланцем 11 диска первой ступени 7 выполнена перемычка 22, а между ступицей 23 и установочным фланцем 17 диска второй ступени 8 выполнена гибкая цилиндрическая перемычка 24 с осевой длиной L и радиальной толщиной h.

Между верхними 12 и нижними 16 фланцами -образного кольцевого выступа 13 выполнена упругая цилиндрическая перемычка 25 с осевой длиной L₁ и радиальной толщиной h₁, охватывающая по наружной поверхности установочный фланец 17 диска 8 второй ступени.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе двигателя 1 под действием центробежных сил от рабочих лопаток первой и второй ступеней 9 и 10 двухступенчатой турбины высокого давления 4 в ступицах 21, 23 дисков первой и второй ступеней 7, 8 возникают значительные напряжения, которые приводят к их значительной упругой деформации в радиальном направлении. Кольцевой -образный выступ 13 вала 6 находится на малом по сравнению с рабочими лопатками 9 и 10 радиусе и поэтому упругая его деформация невелика.

Одновременно на диски 7, 8 и на установленные на них лопатки 9 и 10 турбины 4 действуют значительные газовые силы, которые направлены от входа двигателя 1 к его выходу, прижимают диск первой ступени 7 к фланцу 12 вала, а диск второй ступени 8 стремятся оторвать от фланца 16 кольцевого выступа 13 вала 6. При этом в перемычке 22 диска первой ступени 7 от этих сил возникают напряжения сжатия, а в перемычке 24 диска второй ступени 8 - напряжения растяжения.

Из-за разницы упругих деформаций ступиц 21 и 23 дисков 7, 8 первой и второй ступеней и кольцевого -образного выступа 13 вала 6 в цилиндрических перемычках 22 и 24 в радиусе их перехода к ступице возникают значительные напряжения растяжения, которые могли бы привести к образованию трещин и к поломке дисков 7 и 8. Однако этого не происходит, так как в верхней перемычке 22 напряжение растяжения частично парируется напряжениями сжатия от газовых сил, действующих на диск 7 и лопатку 9 первой ступени, а нижняя перемычка 24 диска 8 второй ступени выполнена упругой, что обеспечивает ее упругую деформацию без превышения допустимых напряжений.

Одновременно ступица 21 диска первой ступени 7 упруго деформирует на большой радиус через перемычку 22 и установочный фланец 11, верхний фланец 12 кольцевого -образного выступа 13 вала 6, деформируя также на большой радиус упругую перемычку 25 выступа 13, которая охватывает по наружному диаметру установочный фланец 17 диска второй ступени 8, что дает возможность деформироваться по радиусу фланцу 17 совместно с цилиндрической перемычкой 24 и ступицей 23 диска второй ступени 8, уменьшая тем самым напряжения в радиусе перехода от перемычки 24 к ступице 23, что исключает образование трещин на диске 8.

Применение такой конструкции особенно эффективно для газотурбинных двигателей наземного применения, имеющих большой радиус.

Источники информации

1. C.A. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981, стр. 205, рис. 4.52.

2. Патент РФ № 2147689, F 01 D 5/06, 1998 г.

Газотурбинный двигатель с двухступенчатой газовой турбиной имеет между установочными фланцами ступиц дисков первой и второй ступеней радиальный кольцевой выступ вала с цилиндрическими перемычками. Радиальный кольцевой выступ вала в поперечном сечении выполнен -образным. Кольцевая цилиндрическая перемычка радиального кольцевого выступа охватывает установочный фланец диска второй ступени по его наружной поверхности При этом отношение длины к радиальной толщине цилиндрической перемычки установочного фланца ступицы второй ступени равно 2...5, а отношение длины к радиальной толщине цилиндрической перемычки -образного кольцевого выступа вала соответственно равно 3...6. Изобретение повышает надежность газотурбинного двигателя за счет исключения разрушения элементов крепления дисков и вала газовой турбины. 2 ил.

Газотурбинный двигатель с двухступенчатой газовой турбиной, в которой между установочными фланцами ступиц дисков первой и второй ступеней размещен радиальный кольцевой выступ вала с цилиндрическими перемычками, отличающийся тем, что радиальный кольцевой выступ вала в поперечном сечении выполнен -образным, кольцевая цилиндрическая перемычка которого охватывает установочный фланец диска второй ступени по его наружной поверхности, при этом

L/h=2...5;

L₁/h₁=3...6,

где L, h - соответственно длина и радиальная толщина цилиндрической перемычки установочного фланца ступицы второй ступени;

L₁, h₁ - соответственно длина и радиальная толщина цилиндрической перемычки -образного кольцевого выступа вала.