КОМПРЕССОР ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2006 года по МПК F04D29/26 

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен компрессор газотурбинного двигателя, в котором барабанная часть ротора выполнена за одно целое с диском и соединена с последующим по потоку воздуха диском с помощью болтового или штифтового соединения [Г.С.Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, Москва, «Машиностроение», 1965, стр.54, фиг.3.08].

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за несимметричности нагрузки барабанной части на обод и полотно диска, что может привести к поломке компрессора.

Наиболее близким по конструкции к заявляемому является компрессор газотурбинного двигателя, в роторе которого конусный фланец заднего вала выполнен составным, а между дисками расположены промежуточные роторные кольца [Патент РФ №2033566, 1995].

Недостатками известной конструкции являются низкие надежность и к.п.д. компрессора из-за высокого уровня напряжений промежуточных рабочих колес и обода, а также большого количества болтовых соединений.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и к.п.д. компрессора газотурбинного двигателя за счет снижения уровня напряжений промежуточных рабочих колец и обода диска, а также уменьшения количества болтовых соединений.

Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя, ротор которого выполнен с дисками и с конусным фланцем заднего вала, согласно изобретению конусный фланец заднего вала выполнен за одно целое с последним по потоку воздуха диском, предпоследний диск выполнен Т-образным в поперечном сечении, с осевыми кольцевыми ребрами, которые охвачены ободами предыдущего и последнего дисков и образуют втулку ротора компрессора, причем предыдущий и последний диски выполнены с конусными, направленными к оси ротора фланцами, соединенными с полотном предпоследнего диска крепежными элементами.

Выполнение конусного фланца заднего вала за одно целое с последним по потоку воздуха диском позволяет исключить дополнительное болтовое соединение, тем самым повысить надежность и снизить вес, так как болтовое соединение дополнительно нагружает центробежными силами диск компрессора и увеличивает его вес.

Выполнение предпоследнего диска Т-образным в поперечном сечении и с осевыми кольцевыми ребрами, которые охвачены ободами предыдущего и последнего дисков и образуют втулку ротора компрессора, снижает уровень напряжений в кольцевых осевых ребрах и снижает вес ротора компрессора, так как ребра выполнены за одно целое с ободом предпоследнего диска и, таким образом, удерживаются полотном и ступицей предпоследнего диска. Под действием центробежных сил между осевыми кольцевыми ребрами и охватывающими их ободами предыдущего и последнего дисков образуется натяг, что увеличивает радиальную жесткость ротора компрессора при его работе, позволяет уменьшить радиальные зазоры между статором и ротором компрессора и повысить его к.п.д.

Выполнение предыдущего и последнего дисков с конусными, направленными к оси ротора фланцами, совместно соединенными с полотном предпоследнего диска крепежными элементами, позволяет разместить крепежные элементы на уменьшенном диаметре, снижая уровень центробежных сил, действующих на диск от этих крепежных элементов. Одновременно сохраняются целостность и жесткость ротора компрессора в случае касания направляющими лопатками компрессора осевых кольцевых ребер диска и их перерезания, например, в аварийных ситуациях, что исключает лавинообразное разрушение ротора компрессора.

Такая конструкция позволяет также применять диски ротора компрессора, изготовленные из разных марок материала. Например, диски первых ступеней могут быть изготовлены из титановых сплавов, а диски двух последних ступеней, где температура сжимаемого воздуха превышает рабочий диапазон титановых сплавов, - из высокопрочных никелевых сплавов.

На фиг.1. показан продольный разрез компрессора газотурбинного двигателя; на фиг.2. показан элемент I фиг.1 в увеличенном виде.

Компрессор 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 с направляющими лопатками 3 и ротора 4, установленного в статоре 2 с помощью радиально-упорного подшипника 5. От входа 6 к выходу 7 диски 8 ротора 4 компрессора 1 выполнены из титановых сплавов и соединены между собой с помощью неразъемного соединения 9 (например, сваркой), а предпоследний 10 и последний 11 диски выполнены из жаропрочных никелевых сплавов. Последний по потоку воздуха диск 11 выполнен за одно целое с конусным фланцем вала 12 с задней стороны, а с передней стороны - с конусным направленным к оси ротора фланцем 13, примыкающим к полотну 14 предпоследнего диска 10.

Предпоследний по потоку воздуха диск 10 выполнен Т-образным, с осевыми кольцевыми ребрами 15 и 16, охватываемыми ободами 17 и 18 предыдущего 19 и последнего 11 дисков по посадочным поверхностям 20, 21 и образующими втулку 22 ротора 4 компрессора 1.

Предыдущий диск 19 также выполнен с конусным направленным к оси ротора фланцем 23, примыкающим к полотну 14 предпоследнего диска 10.

Конусные фланцы 13 и 23 дисков 11 и 19 соединены с полотном 14 диска 10 и между собой с помощью крепежных элементов 24.

Рабочая лопатка 25 установлена в Т-образном диске 10 с помощью кольцевого замка 26 типа "ласточкин хвост".

Работает данное устройство следующим образом.

При работе двигателя крутящий момент от конусного фланца вала 12 со стороны турбины (не показано) передается на диск 11 последней ступени и по конусному фланцу 13 через крепежные элементы 24 на диск 10, а по конусному фланцу 23 - на диск 19.

Под действием центробежных сил кольцевые ребра 15, 16 Т-образного предпоследнего диска 10 упруго деформируются в радиальном направлении, за счет чего образуется натяг по посадочным поверхностям 20, 21 ободов 17, 18 дисков 19 и 11, что приводит к повышению жесткости ротора 4 и способствует уменьшению радиальных зазоров между статором и ротором.

Так как кольцевые ребра 15, 16 расположены симметрично относительно полотна 14 диска 10, то упругая деформация в осевом направлении полотна 14 от центробежных сил, действующих на ребра 15, 16 минимальна, что способствует повышению запасов прочности диска 10.

Кольцевой замок 26 диска 10 также деформируется симметрично, без перекоса, что способствует повышению запасов его прочности. В случае задевания направляющими лопатками 3 ребер 15, 16 и их перерезания целостность ротора 4 не нарушается, так как крутящий момент передается по конусным фланцам 13, 23 внутри ротора 4 компрессора 1.

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения и обеспечивает повышение надежности и к.п.д. компрессора за счет снижения уровня напряжений промежуточных рабочих колец и обода диска, а также уменьшения количества бытовых соединений. Этот технический результат достигается тем, что в компрессоре газотурбинного двигателя, ротор которого выполнен с дисками и с конусным фланцем заднего вала, согласно изобретению конусный фланец заднего вала выполнен за одно целое с последним по потоку воздуха диском, предпоследний диск выполнен Т-образным в поперечном сечении с осевыми кольцевыми ребрами, которые охвачены ободами предыдущего и последнего дисков и образуют втулку ротора компрессора, причем предыдущий и последний диски выполнены с конусными, направленными к оси ротора фланцами, соединенными с полотном предпоследнего диска крепежными элементами. 2 ил.

Компрессор газотурбинного двигателя, ротор которого выполнен с дисками и с конусным фланцем заднего вала, отличающийся тем, что конусный фланец заднего вала выполнен за одно целое с последним по потоку воздуха диском, предпоследний диск выполнен Т-образным в поперечном сечении с осевыми кольцевыми ребрами, которые охвачены ободами предыдущего и последнего дисков и образуют втулку ротора компрессора, причем предыдущий и последний диски выполнены с конусными, направленными к оси ротора фланцами, соединенными с полотном предпоследнего диска крепежными элементами.