УСОВЕРШЕНСТВОВАННОЕ КРЕПЛЕНИЕ ЛОПАТОК НА ДИСКЕ РОТОРА ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ Российский патент 2007 года по МПК F01D5/30 

Настоящее изобретение относится к усовершенствованному креплению лопаток на диске ротора газовой турбины.

Как известно, газовыми турбинами являются устройства, которые состоят из компрессора и турбины с одной или более ступеней, причем эти компоненты соединены друг с другом вращающимся валом и между компрессором и турбиной расположена камера сгорания.

Газ, выпускаемый из камеры сгорания и имеющий высокую температуру и высокое давление, по соответствующим трубам поступает в разные ступени турбины, которые преобразуют теплосодержание газа в механическую энергию, поставляемую пользователю.

В турбинах с двумя ступенями газ, работающий в первой ступени турбины в условиях очень высокой температуры и высокого давления, подвергается здесь первому расширению.

Затем, во второй ступени турбины он подвергается второму расширению в условиях температуры и давления, которые ниже используемых в предыдущей ступени.

Также известно, что для достижения максимальной производительности конкретной газовой турбины необходимо, чтобы температура газа была как можно более высокой.

Однако максимальные значения температуры, которые могут быть получены при использовании турбины, ограничены прочностью материалов, которые используются в настоящее время.

Также известно, что в газовых турбинах лопатки ротора не образуют единое целое с диском ротора, а удерживаются при помощи удлинения в основании в соответствующих гнездах, выполненных по окружности диска.

В частности, гнезда, используемые в настоящее время, имеют боковые стороны с желобчатым профилем, с которым входит в зацепление концевая часть замка или хвостовика соответствующей лопатки.

Проблема, которая особенно существенна для известного уровня техники, таким образом, состоит в том, чтобы обеспечивать оптимальное крепление лопаток на диске ротора в любых условиях работы турбины.

Фактически следует отметить, что способ крепления лопаток на диске ротора представляет критический аспект конструкции любого ротора, принимая во внимание тот факт, что диск должен удовлетворительно и надежно выдерживать нагрузки, генерируемые лопатками, без возникновения поломок или других подобных проблем.

Фактически известно, что при работе турбины лопатки ротора подвергаются воздействию высоких напряжений как в радиальном направлении, так и, в меньшей степени, в осевом направлении.

Радиальные напряжения вызываются высокой скоростью вращения турбины, тогда как осевые напряжения вызываются влиянием потока газа на аэродинамические поверхности лопаток.

Этот же поток газа сообщает лопаткам окружной компонент напряжения, который делает возможным прием полезной мощности приводным валом.

Однако способ крепления лопаток должен предусматривать использование возможно меньших размеров, занимающих действительно ограниченные пространства, чтобы уменьшить узел, представляющий диск ротора и лопатки, до наименьших возможных размеров.

Кроме того, в настоящее время существует тенденция создания газовых турбин с нарастающими высокими уровнями производительности.

Это вызывает необходимость повышения как скорости вращения, так и температуры сгорания. Вследствие этого также повышается температура газов, которые расширяются в ступенях турбины и воздействуют на лопатки.

Фактически это вызывает увеличение напряжений в соединении между лопатками и диском ротора турбины с возрастанием трудности обеспечения адекватного срока службы лопаток и дисков роторов.

В настоящее время наиболее широко используемым является соединение известное как соединение "елочного" типа.

Оно предусматривает конфигурирование хвостовика или замка лопатки таким образом, что его сечение принимает характерную форму, напоминающую перевернутую ель.

В этой конкретной форме стороны хвостовика имеют желобчатый профиль для формирования серии зубцов с закругленным профилем тогда как нижний конец хвостовика сформирован соединением двух нижних зубцов двух его сторон.

Эти хвостовики соединяют с гнездами или соответствующими им сопрягаемыми пазами, которые выполнены на окружной поверхности диска ротора таким образом, что канавки в боковых сторонах гнезда соответствуют зубьям хвостовика и канавка в основании гнезда соответствует нижнему концу хвостовика.

В обычных вариантах выполнения эти гнезда для хвостовиков лопаток проходят в направлении, которое по существу параллельно оси диска ротора.

С другой стороны, в других вариантах гнезда для хвостовиков проходят по существу в направлении, которое является наклонным относительно оси самого диска.

Этот тип соединения имеет области особенно сильной концентрации напряжения, которые можно определить более конкретно как области на дне канавки, в основании гнезда и в основании каждой из канавок, формирующих каждый из зубцов, которые составляют фактический профиль крепления.

Основной задачей настоящего изобретения таким образом, является устранение указанных выше недостатков и, в частности, создание усовершенствованного крепления лопаток на диске ротора газовой турбины, которое позволяет уменьшить концентрации напряжения, что, таким образом, делает возможным увеличение скорости вращения турбин или увеличение температуры текучей среды, или надлежащее комбинирование этих факторов.

Другой задачей настоящего изобретения является получение усовершенствованного крепления лопаток на диске ротора газовой турбины, которое обеспечивает легкий монтаж и демонтаж, при необходимости, лопаток различных ступеней турбины.

Другой задачей настоящего изобретения являются получение усовершенствованного крепления лопаток на диске ротора газовой турбины, которое также отличается высокой надежностью.

Другой задачей настоящего изобретения является достижение значительно более продолжительного срока службы компонентов, чем срок службы, достигаемый в настоящее время с используемыми креплениями.

Еще одной задачей настоящего изобретения является получение усовершенствованного крепления лопаток на диске ротора газовой турбины, которое отличается особой простотой и функциональностью, имеет относительно низкую стоимость и может производиться посредством обычной обработки.

Эти и другие задачи, соответствующие настоящему изобретению, решены с получением усовершенствованного крепления лопаток на диске ротора газовой турбины, описанного в п.1 формулы изобретения.

Другие характеристики указаны в последующих пунктах.

Согласно изобретению, стало возможно определить, что уменьшение максимальных значений напряжений в областях концентрации сил дает значительное увеличение срока службы компонентов.

Характеристики и преимущества усовершенствованного крепления лопаток на диске ротора газовой турбины, соответствующего настоящему изобретению, будут более понятны при ознакомлении с нижеследующим описанием, данным как не вносящий ограничений пример со ссылками на прилагаемые схематические чертежи, на которых:

фиг.1 изображает сечение, показывающее соединение между хвостовиком лопатки и гнездом или концевым пазом диска ротора "елочного" типа, соответствующее известному уровню техники;

фиг.2 изображает сечение, показывающее часть профиля хвостовика лопатки, выполненного в соответствии с описанием настоящего изобретения; и

фиг.3 изображает сечение, показывающее часть профиля гнезда или концевого паза диска ротора, в который вставляют хвостовик лопатки, показанный на фиг.2.

На фиг.1 показано соединение, соответствующее известному уровню техники, между хвостовиком или замком 10 лопатки 12 и гнездом или концевым пазом 20 диска 22 ротора газовой турбины.

Хвостовик или замок 10 лопатки 12 имеет характерную конфигурацию по существу перевернутого равнобедренного треугольника с двумя сторонами, сходящимися в основании. Эта конфигурация симметрична относительно оси Y хвостовика 10.

Две стороны или два бока имеют желобчатый профиль, формирующий серию зубцов 14 с закругленным профилем.

В примере, показанном на фиг.1, на каждой стороне хвостовика 10 выполнены три зубца 14.

Нижний конец 16 хвостовика 10 образован соединением двух нижних зубцов 14 двух сторон самого хвостовика 10.

Эти хвостовики 10 соединяются с гнездами или соответствующими им соединительными пазами 20, которые выполнены на окружности диска 22 ротора таким образом, что канавки 24 на сторонах гнезда 20 соответствуют зубцам 14 хвостовика 10 и внутренняя концевая канавка 26 в основании гнезда 20 соответствует нижнему концу 16 хвостовика 10.

На фиг.2 и 3 соответственно показаны частично профили хвостовика 10 и соответствующего ему гнезда 20 соединения, соответствующего настоящему изобретению.

В показанном примере хвостовик 10 имеет четыре зубца 14 на каждой стороне.

Дополнительный зубец 14, который находится на нижнем конце стороны хвостовика 10, соединен с подобным зубцом 14, расположенным на другой стороне, для формирования нижнего конца 16 хвостовика 10.

Соответственно, гнездо 20 имеет четыре канавки 24 на каждой стороне.

Дополнительная канавка 24, расположенная на нижнем конце стороны гнезда 20, соединена с подобной канавкой 24, расположенной на другой стороне, для формирования внутренней концевой канавки 26 гнезда 20.

На фиг.3 показаны геометрические величины, которые характеризуют профиль гнезда 20 и, следовательно, также хвостовика 10, который соответствует самому гнезду 20.

Серия канавок 24 проходит вдоль линии X, которая наклонена относительно оси Y гнезда 20 под углом β₁.

Следовательно, сторона гнезда 20 также проходит в соответствии с этим наклоном.

Четыре канавки 24 имеют прямые стороны с наклонами под углами α₁ и α₂ относительно оси Y гнезда, при этом α₁ - это угол стороны, направленной в сторону наружной поверхности диска 22 ротора.

Две стороны канавки 24, таким образом, формируют угол α_g канавки, который равен α₁ минус α₂.

Канавки 24 сходятся в ее основании по дуге окружности с радиусом R₄.

Кроме того, между четырьмя канавками 24 и между нижней канавкой 24 и внутренней концевой канавкой 26 расположены четыре соединения по дуге окружности с радиусом R₄.

Сторона под углом α₁ верхней канавки 24 переходит в наружную поверхность диска 22 ротора по дуге окружности с радиусом R₃.

Внутренняя концевая канавка 26 имеет конфигурацию перевернутой буквы омега с двумя симметричными верхними сторонами, расположенными в соответствии с углами α₁ относительно оси Y гнезда 20.

Эти стороны соединены друг с другом по четырем дугам четырех окружностей, которые симметричны относительно друг друга парами.

Более конкретно, их верхняя сторона сначала переходит в дугу окружности с радиусом R₁ и с центром, определяемым высотой Н₁ относительно основания внутренней концевой канавки 26 и расстоянием D₁ до оси Y гнезда 20.

За этой дугой окружности следует дуга окружности с радиусом R₂ и с центром, определяемым высотой Н₂ относительно основания внутренней концевой канавки 26 и расстоянием D₂ до оси Y гнезда 20.

Соответственно этому, как можно видеть на фиг.2, зубец 14 хвостовика 10 также имеет прямые стороны с наклоном к оси Y хвостовика 10 под такими же углами α₁ и α₂, причем угол α₁ является углом стороны, которая обращена к лопатке 12.

Две стороны зубца 14, таким образом, формируют угол α_d зубца, который равен α₁ минус α₂ и, таким образом, равен углу α_g канавки.

Зубец 14 переходит в дугу окружности с радиусом R₄.

В дополнение к этом, между четырьмя зубцами 14 и между нижним зубцом 14 и нижним концом 16 хвостовика существуют четыре перехода по дуге окружности с радиусом R₄.

Сторона под углом α₁ верхнего зубца 14 переходит к лопатке 12 по дуге окружности с радиусом R₃.

Нижний конец 16 имеет конфигурацию перевернутой буквы омега с двумя симметричными верхними сторонами, расположенными под вторыми углами α₁ к оси Y хвостовика 10.

Эти стороны соединены друг с другом четырьмя дугами четырех окружностей, которые парами симметричны друг другу.

Более конкретно, их верхняя сторона сначала переходит в дугу окружности с радиусом R₁ и центром, определяемым высотой Н₁ относительно нижнего конца 16 хвостовика 10 и расстоянием D₁ до оси Y самого хвостовика 10.

После этой дуги окружности следует дуга окружности с радиусом R₂ и центром, определяемым высотой Н₂ относительно нижнего конца 16 хвостовика 10 и расстоянием D₂ до оси Y самого хвостовика 10.

Подводя итог, отметим, что восемь зубцов 14 двух сторон хвостовика 10 и нижний конец 16 самого хвостовика 10 вставляются соответственно в восемь канавок 24 в двух сторонах гнезда 20 и во внутреннюю концевую канавку 26 самого гнезда 20.

Кроме того, также выполнены два перехода с радиусом R₃ хвостовика 10 и гнезда 20 для совмещения одновременно с вставкой хвостовика 10 в гнездо 20, что осуществляется посредством скольжения хвостовика 10 в осевом направлении в соответствующее гнездо 20.

Благодаря анализу напряжений, настоящее изобретение при его применении позволяет уменьшить концентрации напряжений и показывает пригодную геометрию профилей контакта между хвостовиками 10 лопаток 12 и гнездами 20 диска 22 ротора.

Соотношения между радиусам R₁ R₂, R₃, и R₄, высотами Н₁ и Н₂, расстояниями D₁ и D₂ и углами α₁, α₂ и β₁ должны рассматриваться как базовые.

Фактически эти соотношения определяют форму зубцов 14, a также нижнего конца 16 хвостовика 10, которая дает усовершенствованное крепление, соответствующее настоящему изобретению.

Принимая за основу радиус R₄, согласно настоящему изобретению было определено, что крепление оптимизируется при существовании следующих соотношений:

соотношение между R₃ и R₄ составляет от 1,8 до 2,2, включая экстремальные значения;

соотношение между R₁ и R₄ составляет от 1,8 до 2,2, включая экстремальные значения;

соотношение между R₂ и R₄ составляет от 5,5 до 6, включая экстремальные значения;

Одновременно должны быть следующие значения для углов:

угол α, составляет от 42° до 48°, включая экстремальные значения;

угол α₂ составляет от 94° до 100°, включая экстремальные значения;

угол β₁ составляет от 17° до 23°, включая экстремальные значения.

При таких значениях угол α_g канавки, который равен углу α_d зубца, составляет от 46° до 58°, включая экстремальные значения.

Высоты Н₁ и Н₂ и расстояния D₁ и D₂ определяются как прямое следствие общих размеров хвостовика 10, то есть по существу после определения высоты хвостовика 10.

Согласно настоящему изобретению, таким образом, обнаружено, что лучшие результаты получены с использованием хвостовиков 10 с четырьмя зубцами 14, соответствующих варианту, показанному на фиг.2 и 3, или хвостовиков 10 с пятью зубцами 14.

Приведенное описание поясняет характеристики усовершенствованного крепления, соответствующего настоящему изобретению, лопаток на диске ротора газовой турбины, а также его преимущества, которые, как следует отметить, включают:

увеличение срока службы компонентов;

увеличение скорости вращения турбин или повышение температуры текучей среды, или применение пригодной комбинации этих двух аспектов; и

низкую стоимость по сравнению с известным уровнем техники, поскольку профили всегда могут быть получены протягиванием, как это осуществляется в случае с соединениями, соответствующими известному уровню техники.

Наконец, очевидно, что в таким образом сконструированное усовершенствованное крепление лопаток на диске ротора газовой турбины могут быть внесены многие модификации и изменения, входящие в объем изобретения; кроме того, все детали могут заменяться технически эквивалентными элементами.

На практике могут использоваться любые материалы, формы и размеры, соответствующие техническим требованиям.

Таким образом, объем защиты изобретения ограничен прилагаемой формулой изобретения.

Усовершенствованное крепление лопаток на диске ротора газовой турбины выполнено в виде хвостовика или замка каждой лопатки, который вставляется в гнездо или концевой паз диска, который соответствует лопатке. Хвостовик имеет форму перевернутого равнобедренного треугольника с двумя сторонами, которые сходятся в основании и каждая из которых имеет желобчатый профиль для формирования серии зубцов. Нижний конец хвостовика сформирован соединением двух нижних зубцов двух сторон хвостовика. Зубцы хвостовика соответствуют канавкам, выполненным в сторонах гнезда. Нижний конец хвостовика соответствует внутренней концевой канавке, выполненной в гнезде. Серия канавок проходит вдоль линии (X), которая наклонена относительно оси (Y) гнезда под углом β₁, составляющим от 17° до 23°, включая экстремальные значения. Канавки имеют прямые стороны с наклонами относительно оси (Y) гнезда под углами α₁ и α₂, где α₁ - угол стороны, которая направлена к внешней поверхности диска (22) ротора и составляет от 42° до 48°, включая экстремальные значения. Угол α₂ составляет от 94° до 100°, включая экстремальные значения. Канавки сходятся в основании по дуге окружности. Зубцы между канавками выполнены по дуге окружности, которая также имеет радиус R₄. Сторона с углом α₁ верхней канавки соединяется с наружной поверхностью диска ротора по дуге окружности с радиусом R₃. Внутренняя концевая канавка имеет форму перевернутой буквы омега с двумя симметричными верхними сторонами, расположенными под вторыми углами α₁ относительно оси гнезда и соединяющимися друг с другом четырьмя дугами окружности. Дуги симметричны относительно друг друга парами, а именно сначала дугами окружности с радиусом R₁ и затем дугами окружности с радиусом R₂. Радиусы R₁, R₂ и R₃ имеют защищаемые настоящим изобретением соотношения. Изобретение позволяет уменьшить концентрацию напряжений и таким образом увеличить скорость вращения турбины. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Усовершенствованное крепление лопаток (12) на диске (22) ротора газовой турбины, в котором хвостовик или замок (10) каждой лопатки (12) вставляется в гнездо или концевой паз (20) диска (22), который соответствует лопатке, в котором хвостовик (10) имеет форму перевернутого равнобедренного треугольника с двумя сторонами, которые сходятся в основании и каждая из которых имеет желобчатый профиль для формирования серии зубцов (14), и с нижним концом (16) хвостовика (10), который сформирован соединением двух нижних зубцов (14) двух сторон хвостовика (10), причем зубцы (14) хвостовика (10) соответствуют канавкам (24), выполненным в сторонах гнезда (20), и нижний конец (16) хвостовика (10) соответствует внутренней концевой канавке (26), выполненной в гнезде (20), причем серия канавок (24) проходит вдоль линии (X), которая наклонена относительно оси (Y) гнезда (20) под углом β₁, составляющим от 17 до 23°, включая экстремальные значения, и что канавки (24) имеют прямые стороны с наклонами относительно оси (Y) гнезда (20) под углами α₁ и α₂, где α₁ - угол стороны, которая направлена к внешней поверхности диска (22) ротора и составляет от 42 до 48°, включая экстремальные значения, тогда как α₂ составляет от 94 до 100°, включая экстремальные значения, при этом канавки (24) сходятся в основании по дуге окружности с радиусом R₄, зубцы между канавками (24) выполнены по дуге окружности, которая также имеет радиус R₄, что сторона с углом α₁ верхней канавки (24) соединяется с наружной поверхностью диска (22) ротора по дуге окружности с радиусом R₃, и что внутренняя концевая канавка (26) имеет форму перевернутой буквы омега с двумя симметричными верхними сторонами, расположенными под вторыми углами α₁ относительно оси гнезда (20) и соединяющимися друг с другом четырьмя дугами окружности, которые симметричны относительно друг друга парами, а именно: сначала дугами окружности с радиусом R₁ и затем дугами окружности с радиусом R₂, где радиусы R₁, R₂ и R₃, имеют следующие соотношения с радиусом R₄:

1,8≤R₃/R₄≤2,2;

1,8≤R₁/R₄≤2,2;

5,5≤R₂/R₄≤6.