РОТОР ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОЙ ТУРБОМАШИНЫ Российский патент 2014 года по МПК F01D5/06 F01D11/02 

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен ротор высокотемпературной турбомашины, в междисковой полости которого установлен промежуточный диск с осевыми каналами в полотне (патент US №7921634, F02K 3/02).

Недостаток известной конструкции заключается в ее низкой надежности, так как каналы являются дополнительными концентраторами напряжений в высоконагруженном от центробежных сил полотне промежуточного диска.

Наиболее близким к заявляемому является ротор высокотемпературной турбомашины, в междисковой полости которого установлен промежуточный диск с уплотнительными гребешками на ободе (патент RU №2453708, F01D 5/02).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за возможности загрязнения внутренней поверхности обода промежуточного диска приносимыми охлаждающим воздухом посторонними частицами, что может привести к перегреву обода промежуточного диска и его поломке.

Технический результат заключается в повышении надежности ротора высокотемпературной турбомашины путем исключения загрязнения внутренней поверхности промежуточного диска и снижения концентрации напряжений в ободе диска.

Указанный технический результат достигается тем, что в роторе высокотемпературной турбомашины, включающем промежуточный диск с уплотнительными гребешками на ободе, установленный в междисковой воздушной полости, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, между первым и вторым и предпоследним и последним по потоку газа уплотнительными гребешками в ободе промежуточного диска выполнены радиальные каналы, соединяющие воздушную междисковую полость с газовой полостью турбины, причем радиальные стенки каналов выполнены плоскими, а соединяющие их стенки выполнены цилиндрическими, при этом L/R=2…6, где:

L - длина канала в окружном направлении,

R - радиус цилиндрической стенки канала.

Выполнение в ободе промежуточного диска между первым и вторым и предпоследним и последним по потоку газа уплотнительными гребешками радиальных каналов, соединяющих воздушную междисковую полость с газовой полостью турбины, позволяет за счет протекания потока воздуха в междисковой полости снизить температуру промежуточного диска, а также снизить температуру расположенных на ободе промежуточного диска уплотнительных гребешков.

Выполнение радиальных стенок каналов плоскими, а соединяющих их стенок - цилиндрическими, позволяет минимизировать концентрацию напряжений от каналов в высоконагруженном центробежными силами ободе промежуточного диска, при этом максимальные напряжения в ободе создаются в окружном направлении, а плоская радиальная стенка канала создает минимальную концентрацию напряжений, причем цилиндрическая стенка канала увеличивает концентрацию напряжений, а напряжения в осевом направлении в ободе промежуточного диска минимальны.

При L/R<2 - снижается расход охлаждающего воздуха через междисковую полость.

При L/R>6 - снижаются запасы прочности в ободе промежуточного диска.

На фиг.1 - изображен продольный разрез ротора высокотемпературной турбомашины.

На фиг.2 - вид А на фиг.1.

Ротор 1 высокотемпературной турбомашины состоит из диска первой ступени 2 и диска второй ступени 3, между которыми в междисковой воздушной полости 4 размещен промежуточный диск 5, в ободе 6 которого, между первым 7 и вторым 8, а также между предпоследним 9 и последним 10, по потоку газа 11 в газовой полости 12 турбины, уплотнительными гребешками, выполнены радиальные каналы 13 и 14 соответственно, соединяющие воздушную междисковую полость 4 с газовой полостью 12.

Радиальные стенки 15 и 16 каналов 13 и 14 выполнены плоскими, а соединяющие их стенки 17 и 18 выполнены цилиндрическими, что снижает концентрацию напряжений в ободе 6 промежуточного диска 5.

Поток охлаждающего воздуха 19, поступающий в воздушную междисковую полость 4, несет с собой посторонние загрязняющие частицы 20, которые под действием центробежных сил стремятся осесть на внутренних поверхностях 21 и 22 обода 6 промежуточного диска 5 турбомашины 1.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе ротора 1 высокотемпературной турбомашины загрязняющие частицы 20 под действием центробежных сил могли бы осесть на внутренних поверхностях 21 и 22 обода 6, что могло бы привести к существенному повышению температуры обода 6 и поломке промежуточного диска 5.

Однако этого не происходит, так как загрязняющие частицы 20 потоком воздуха 19 через радиальные каналы 13 и 14 выносятся в газовую полость 12 турбины и далее - в атмосферу (на фиг. не показано).

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В роторе (1) высокотемпературной турбомашины между первым (7) и вторым (8) и предпоследним (9) и последним (10) по потоку газа (11) уплотнительными гребешками в ободе (6) промежуточного диска 5 выполнены радиальные каналы (13) и (14), соединяющие воздушную междисковую полость (4) с газовой полостью (12) турбины. Радиальные стенки (15) и (16) каналов (13) и (14) выполнены плоскими, а соединяющие их стенки (17) и (18) выполнены цилиндрическими. Отношение длины L канала в окружном направлении к радиусу R цилиндрической стенки канала находится в пределах 2...6. Путем исключения загрязнения внутренней поверхности промежуточного диска и снижения концентрации напряжений в ободе диска повышается надежность ротора высокотемпературной турбомашины. 2 ил.

Ротор высокотемпературной турбомашины, включающий промежуточный диск с уплотнительными гребешками на ободе, установленный в междисковой воздушной полости, отличающийся тем, что между первым и вторым и предпоследним и последним по потоку газа уплотнительными гребешками в ободе промежуточного диска выполнены радиальные каналы, соединяющие воздушную междисковую полость с газовой полостью турбины, причем радиальные стенки каналов выполнены плоскими, а соединяющие их стенки выполнены цилиндрическими, при этом L/R=2…6, где:
L - длина канала в окружном направлении,
R - радиус цилиндрической стенки канала.