ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2010 года по МПК F01D5/08 F02C7/12 

Изобретение относится к конструкциям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна турбина газотурбинного двигателя с установленными на валу дисками турбины и с каналами для прохода охлаждающего воздуха, выполненными на валу с передней по потоку газа стороны диска первой ступени (Патент РФ №2261350, F02C 7/12, F02С 7/06, 2005 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за ослабления высоконагруженного вала каналами для прохождения охлаждающего воздуха.

Наиболее близкой к заявляемой является турбина газотурбинного двигателя, включающая диск первой ступени, установленный передним хвостовиком на валу с помощью шлицевого соединения, причем хвостовик диска, охватывающий вал, выполнен с передним и задним осевыми выступами, а до и после шлицевого соединения расположены передняя и задняя кольцевые полости (Патент США №4004860, F01D 5/30, 1977 г.).

Недостатком известной конструкции турбины, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных тепловых потоков, поступающих от нагретого до высокой температуры диска первой ступени турбины через хвостовик диска и шлицевое соединение с валом к подшипнику турбины, на котором установлен ротор турбины газотурбинного двигателя.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности турбины газотурбинного двигателя путем организации охлаждения шлицевого соединения диска первой ступени с валом без ослабления вала турбины каналами подвода охлаждающего воздуха.

Сущность технического решения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя, включающей диск первой ступени, установленный передним хвостовиком на валу с помощью шлицевого соединения, причем хвостовик диска, охватывающий вал, выполнен с передним и задним выступами, а до и после шлицевого соединения расположены передняя и задняя кольцевые полости, согласно п.1 формулы передняя и задняя кольцевые полости образованы передним и задним кольцевыми ребрами, выполненными на хвостовике диска, причем передняя кольцевая полость на входе через каналы в переднем выступе хвостовика диска соединена с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через зазоры шлицевого соединения - с задней кольцевой полостью, которая через каналы в заднем хвостовике вала связана с межвальной полостью.

Кроме того, в шлицевом соединении на осевом цилиндрическом выступе переднего хвостовика диска первой ступени образованы щелевые осевые каналы, соединяющие переднюю и заднюю кольцевые полости.

Заявляемая конструкция позволяет повысить надежность шлицевого соединения диска первой ступени с валом благодаря интенсивному конвективному охлаждению шлицев протекающим по зазорам шлицевого соединения охлаждающим воздухом. При этом движение охлаждающего воздуха происходит навстречу тепловому потоку, идущему от нагретого до высокой температуры диска к валу и к опоре турбины, что повышает общую эффективность охлаждения и способствует повышению надежности подшипника турбины, расположенного с передней стороны от шлицевого соединения диска турбины с валом за счет снижения температуры подшипника.

Для повышения эффективности охлаждения с целью увеличения расхода охлаждающего воздуха через шлицевое соединение часть шлицев в шлицевом соединении может быть заменена с образованием осевых щелевых каналов, соединяющих между собой переднюю и заднюю кольцевые полости, что также повышает надежность шлицевого соединения и турбины в целом в связи со снижением температуры шлицев в шлицевом соединении.

Крутящий момент от диска турбины передается через шлицевое соединение на вал турбины и к компрессору (не показан), и по этой причине передний цилиндрический выступ хвостовика диска и задний хвостовик вала, выполненные с каналами подвода и отвода охлаждающего воздуха, не нагружены крутящим моментом, и поэтому каналы не снижают надежность диска и вала, что повышает надежность турбины газотурбинного двигателя.

На фиг.1 показан продольный разрез турбины газотурбинного двигателя заявляемой конструкции, на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1.

Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из диска 2, установленного своим передним хвостовиком 3 с помощью шлицевого соединения 4 на валу 5, который в свою очередь размещен в подшипнике 6 опоры 7 турбины 1. Хвостовик 3 диска 2 охватывает вал 5 и выполнен с передним 8 и задним 9 осевыми цилиндрическими выступами, а также с передним 10 и задним 11 кольцевыми цилиндрическими ребрами, контактирующими с валом 5 и образующими переднюю 12 и заднюю 13 кольцевые замкнутые полости, причем передняя 12 полость расположена перед шлицевым соединением 4, а задняя 13 - после шлицевого соединения 4.

Передняя кольцевая полость 12 на входе каналами 14 в переднем хвостовике 8 соединена с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через осевые зазоры 16 в шлицевом соединении - с задней кольцевой полостью 13, которая в свою очередь через каналы 17 в заднем хвостовике 18 вала 5 соединена на выходе с межвальной полостью 19 пониженного давления.

Часть шлицев 20 и 21 в шлицевом соединении может отсутствовать с образованием щелевых осевых каналов 22, соединяющих полости 12 и 13.

Охлаждающий воздух 23 на охлаждение шлицевого соединения 4 отбирается из-за промежуточной ступени компрессора (не показана) и перед поступлением в полость подвода воздуха 15 протекает по воздушным полостям 24 опоры 7 турбины 1, защищая таким образом опору 7 от теплового потока, идущего со стороны диска 2 турбины 1.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе турбины 1 газотурбинного двигателя интенсивный тепловой поток от нагретого до высокой температуры диска 2 по хвостовику 3 и через шлицевое соединение 4 и далее по валу 5 мог бы достигнуть подшипника 7, что снизило бы надежность работы этого подшипника из-за перегрева и привело к снижению надежности турбины 1. Однако этого не происходит, так как тепловой поток от диска 2 снимается охлаждающим воздухом 23 в шлицевом соединении 4, имеющем увеличенную поверхность теплоотдачи благодаря развитой поверхности шлицев. Одновременно снижается температура и повышается надежность шлицевого соединения 4, что также повышает надежность турбины 1 газотурбинного двигателя.

Турбина газотурбинного двигателя включает диск первой ступени, установленный передним хвостовиком на валу с помощью шлицевого соединения. Хвостовик диска, охватывающий вал, выполнен с передним и задним выступами. До и после шлицевого соединения расположены передняя и задняя кольцевые полости, образованные передним и задним кольцевыми ребрами, выполненными на хвостовике диска. Передняя кольцевая полость на входе через каналы в переднем выступе хвостовика диска соединена с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через зазоры шлицевого соединения - с задней кольцевой полостью. Задняя кольцевая полость через каналы в заднем хвостовике вала связана с межвальной полостью. Изобретение позволяет повысить надежность турбины газотурбинного двигателя путем организации охлаждения шлицевого соединения диска первой ступени с валом без ослабления вала турбины каналами подвода охлаждающего воздуха. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Турбина газотурбинного двигателя, включающая диск первой ступени, установленный передним хвостовиком на валу с помощью шлицевого соединения, причем хвостовик диска, охватывающий вал, выполнен с передним и задним выступами, а до и после шлицевого соединения расположены передняя и задняя кольцевые полости, отличающаяся тем, что передняя и задняя кольцевые полости образованы передним и задним кольцевыми ребрами, выполненными на хвостовике диска, причем передняя кольцевая полость на входе через каналы в переднем выступе хвостовика диска соединена с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через зазоры шлицевого соединения - с задней кольцевой полостью, которая через каналы в заднем хвостовике вала связана с межвальной полостью.

2. Турбина газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что в шлицевом соединении на осевом цилиндрическом выступе переднего хвостовика диска первой ступени образованы щелевые осевые каналы, соединяющие переднюю и заднюю кольцевые полости.