МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ ГАЗОВАЯ СИЛОВАЯ ТУРБИНА Российский патент 2014 года по МПК F01D5/06 

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения.

Известна многоступенчатая газовая турбина, диски ротора в которой соединены с помощью фланцев, зафиксированных между собой резьбовым соединением (патент США №6883303, F01D 25/16, F01D 25/28, F01D 5/06, F02K 3/06, 2005 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность вследствие труднодоступности резьбовых соединений при выполнении турбины с увеличенной высотой полотна и ступицы дисков.

Наиболее близкой к заявляемой является многоступенчатая газовая силовая турбина, диски ротора в которой соединены между собой с помощью фланцев с осевыми штифтами, передающими крутящий момент, а осевая затяжка ротора осуществляется стяжным болтом и упорным фланцем, установленным с передней стороны ступицы первого по потоку газа диска турбины (патент РФ №2263809, F02C 7/28, 2005 г.).

Недостатками известной конструкции, принятой за прототип, являются ее низкие КПД, надежность, а также увеличенные осевые габариты и масса ротора турбины, так как упорный фланец размещен с передней стороны ступицы первого диска, тем самым увеличивая осевые габариты ротора турбины, а точность установки первого диска относительно вала силовой установки низка из-за большого числа промежуточных деталей между первым диском и валом.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении КПД, надежности и в снижении осевых габаритов многоступенчатой газовой турбины путем надежной фиксации в осевом и радиальном направлениях первого по потоку диска.

Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатой газовой силовой турбине, диски в роторе которой соединены между собой фланцами с осевыми штифтами, согласно изобретению с внутренней стороны от ступиц дисков установлен стяжной вал, на входном по потоку газа хвостовике которого радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осевом направлениях первый по потоку диск ротора турбины, причем радиальное ребро расположено в междисковой полости между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом.

Установка с внутренней стороны ступиц дисков ротора многоступенчатой газовой силовой турбины стяжного вала, на входном по потоку газа хвостовике которого фланцем с радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осевом направлениях первый по потоку диск ротора турбины, позволяет существенно повысить радиальную жесткость ротора турбины на рабочих и переходных режимах работы, что повышает надежность и КПД турбины из-за стабильности радиальных зазоров между статором и ротором.

Размещение фланца с радиальным ребром первого по потоку диска в междисковой полости уменьшает осевые габариты ротора турбины и снижает его вес.

Размещение радиального ребра между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом позволяет с помощью регулировочного кольца и гайки выполнять стабильной силу затяжки ротора турбины вне зависимости от осевых размеров последующих дисков, что повышает надежность ротора турбины.

На фиг.1 показан продольный разрез многоступенчатой газовой силовой турбины, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Многоступенчатая газовая силовая турбина 1 двигателя 2 состоит из статора 3 и ротора 4, на валу 5 которого консольно установлены: первый по потоку газа 6 диск 7, второй по потоку диск 8 и третий по потоку диск 9, который фланцем 10 с помощью болтового соединения 11 установлен на фланце 12 вала 5. Передача крутящего момента с дисков 7 и 8 на диск 9 осуществляется цилиндрическими фланцами 13, 14, 15, 16 и 10, выполненными за одно целое с дисками 7, 8 и 9 соответственно, а также осевыми штифтами 17 и 18.

Для осевой фиксации дисков 7, 8 и 9, а также для более точной радиальной фиксации первого по потоку диска 7 на валу 5, с внутренней стороны от ступиц 19, 20 и 21 дисков 7, 8 и 9 соответственно установлен стяжной вал 22, на входном хвостовике 23 которого конусным фланцем 24 с радиальным ребром 25 по поверхности 26 зафиксирован в радиальном направлении первый по потоку диск 7. Для более надежной фиксации и уменьшения осевых габаритов ротора 4 фланец 24 с ребром 25 и диск 7 выполнены за одно целое, причем фланец 24 размещен в междисковой полости 27 между дисками 7 и 8.

Осевая фиксация дисков 7, 8 и 9 осуществляется с помощью установленной на хвостовике 23 с передней стороны от радиального ребра 25 диска 7 гайки 28 затяжки ротора 4.

Стабильность усилия затяжки ротора 4 вне зависимости от величины осевых размеров дисков 7, 8 и 9 по фланцам 14, 15, 16 и 10 обеспечивается с помощью регулировочного кольца 29, установленного с задней стороны от радиального ребра 25.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе многоступенчатой газовой турбины 1 ее КПД мог бы снизиться из-за пониженной радиальной жесткости ротора 4 по первому диску 7 и увеличения радиальных зазоров между статором 3 и ротором 4 турбины 1. Однако этого не происходит, так как диск 7 зафиксирован в радиальном направлении своим конусным фланцем 24 с радиальным ребром 25 относительно поверхности 26 стяжного вала 22, что способствует повышению КПД и надежности турбины 1.

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения. Многоступенчатая газовая силовая турбина включает диски ротора, соединенные между собой фланцами с осевыми штифтами. С внутренней стороны от ступиц дисков установлен стяжной вал, на входном по потоку газа хвостовике которого радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осевом направлениях первый по потоку диск ротора турбины. Радиальное ребро расположено в междисковой полости между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом. Изобретение позволяет снизить габариты многоступенчатой газовой силовой турбины, а также повысить ее надежность. 2 ил.

Многоступенчатая газовая силовая турбина, диски в роторе которой соединены между собой фланцами с осевыми штифтами, отличающаяся тем, что с внутренней стороны от ступиц дисков установлен стяжной вал, на входном по потоку газа хвостовике которого радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осевом направлениях первый по потоку диск ротора турбины, причем радиальное ребро расположено в междисковой полости между гайкой затяжки ротора и регулировочным кольцом.