RU2130124C1 - Ротор многоступенчатой турбины - Google Patents
Ротор многоступенчатой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2130124C1 RU2130124C1 RU96110803A RU96110803A RU2130124C1 RU 2130124 C1 RU2130124 C1 RU 2130124C1 RU 96110803 A RU96110803 A RU 96110803A RU 96110803 A RU96110803 A RU 96110803A RU 2130124 C1 RU2130124 C1 RU 2130124C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- shaft
- stage
- rotor
- disks
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Ротор турбины может быть использован в конструкциях авиационных и газотурбинных двигателей. Диск ступени 1 закреплен непосредственно на валу 6. Диски 1,7 снабжены вынесенными фланцами крепления 3,9 расположенными на осенаправленных цилиндрических оболочках 2,8. Диск 7 соединен с валом 6 через дополнительную втулку 12. Фланцы крепления 3,9 выполнены со стороны выходных кромок рабочих лопаток. Повышает надежность конструкции ротора турбины за счет снижения напряжений, возникающих в местах соединения цилиндрических оболочек с дисками и фланцами крепления. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано в конструкциях авиационных и газотурбинных двигателей.
Известен ротор трехступенчатой турбины, в котором диски с валом соединены при помощи осенаправленных фланцев и длинных шпилек, проходящих через отверстия во фланцах и полотне диска [1].
Однако наличие отверстий-концентраторов напряжений ослабляет конструкцию и снижает надежность работы ротора турбины.
Наиболее близким к заявляемой является конструкция ротора газотурбинного двигателя, в котором диски соединены с валом при помощи радиальных буртиков, вынесенных от ступиц дисков на осенаправленных цилиндрических оболочках навстречу друг другу и соединенных с радиальным буртом вала с помощью осенаправленных штифтов [2].
Однако данная конструкция не обеспечивает высокую надежность, особенно для диска 2-й ступени. Ступица диска турбомашины при рабочих режимах под действием центробежных сил от периферийной части деформируется в радиальном направлении. Радиальная деформация ступицы диска 2-й ступени турбины двигателя ПС-90А составляет 0,18 мм, а радиальная деформация фланца крепления диска к валу от действия центробежных сил ниже и составляет 0,12 мм. Если разность деформаций ступицы и фланца диска велика, то в местах присоединения цилиндрической оболочки к ступице и фланцу возникают высокие изгибные напряжения, которые суммируются с напряжениями от действия осевой силы и приводят к появлению трещин на диске.
Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности конструкции ротора турбины за счет снижения напряжений, возникающих в местах соединения цилиндрических оболочек с диском и фланцем крепления.
Данная техническая задача решается за счет того, что в роторе многоступенчатой турбины, содержащем вал и диски с рабочими лопатками, в котором диск первой ступени закреплен непосредственно на валу, диски снабжены вынесенными фланцами крепления, согласно изобретению, диски второй и последующих ступеней соединены с валом через дополнительные втулки, а фланцы крепления выполнены со стороны выходных кромок рабочих лопаток.
Выполнение цилиндрических оболочек с фланцами крепления для всех дисков со стороны выходных кромок рабочих лопаток создает условия, при которых под действием осевой силы от колес ротора в цилиндрических оболочках возникают напряжения сжатия. В конструкции прототипа осевая сила, действующая на диск, стремится оторвать диск от фланца, в то время как в предлагаемом решении осевая сила напротив стремится прижать диск к фланцу, напряжения от взаимного радиального перемещения ступицы и фланца крепления диска, а также напряжения от действующей на диск осевой силы взаимно вычитаются. Это приводит к снижению концентраций напряжений в месте соединения цилиндрической оболочки со ступицей диска и фланцем крепления и, в конечном счете, предотвращает возникновение дефектов.
Такое выполнение цилиндрических оболочек будет технически осуществимым, если все диски, кроме диска I ступени, соединены с валом посредством дополнительных промежуточных втулок.
Сущность предлагаемого решения поясняется следующими фигурами.
На фиг. 1 показан ротор двухступенчатой турбины, на фиг. 2 - ротор трехступенчатой турбины.
Диск I ступени с осенаправленной цилиндрической оболочкой 2 и фланцем 3 с помощью болтов 4 и гаек 5 соединен с валом 6.
Диск II ступени 7 с осенаправленной цилиндрической оболочкой 8 и фланцем 9 с помощью болтов 10 и гаек 11 соединен с дополнительной промежуточной втулкой 12. Втулка 12 снабжена шлицами 13, которые при сборке входят в зацепление с ответными шлицами 14, расположенными на валу 6. Гайка 15 стягивает пакет диска II ступени с валом 6 в осевом направлении. Гайка 15 контрится шлицевым замком 16.
Диск III ступени 17 с осенаправленной цилиндрической оболочкой 18 и фланцем 19 с помощью болтов 20 и гаек 21 соединен с промежуточной втулкой 22, которая шлицами 23 входит в зацепление со шлицами 24 вала 6. Пакет дисков II и III ступеней с валом 6 стягивается гайкой 25 и контрится шлицевой контровкой 26.
Сборка ротора двухступенчатой турбины производится в следующей последовательности.
Диск I ступени 1 при помощи болтов 4 и гаек 5 через присоединительный фланец 3 скрепляют с валом 6. Диск II ступени 7 при помощи болтов 10 и гаек 11 через присоединительный фланец 9 скрепляют с промежуточной втулкой 12. После этого собранную сборочную единицу устанавливают на вал 6 ротора таким образом, чтобы шлицы 13 промежуточной втулки 12 вошли в зацепление со шлицами 14 вала 6. Гайкой 15 производят стяжку промежуточной втулки 12, последовательно собранной с диском II ступени 7, с валом 6 ротора.
Сборка ротора трехступенчатой турбины осуществляется аналогично.
Диск III ступени 17 предварительно собирают при помощи болтов 20 и гаек 21 через присоединительный фланец 19 с промежуточной втулкой 22. Сборочную единицу устанавливают на вал 6 ротора таким образом, чтобы щлицы 23 промежуточной втулкой 22 вошли в зацепление со шлицами 24 вала 6 ротора.
Диск II ступени 7, предварительно собранные с промежуточной втулкой 12, и диски II ступени 17, предварительно собранные с промежуточной втулкой 22 стягиваются гайкой 25 с валом 6 ротора и контрятся шлицевой контровкой 26.
При работе двигателя осевая нагрузка с рабочих колес ротора через диски 1, 7, 17 передается на цилиндрические оболочки 2, 8, 18 и сжимает их. При этом напряжения от взаимного радиального перемещения ступиц дисков 1, 7, 17 и фланцев крепления 3, 9, 19 частично компенсируются напряжениями сжатия, возникающими в цилиндрических оболочках 2, 8, 18.
Источники информации:
1. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, Машиностроение, 1969, стр. 122.
1. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, Машиностроение, 1969, стр. 122.
2. Вьюнов С.А. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1988, стр. 189, рис. 4, 43б.
Claims (1)
- Ротор многоступенчатой турбины, содержащий вал и диски с рабочими лопатками, в котором диск первой ступени закреплен непосредственно на валу, диски снабжены вынесенными фланцами крепления, отличающийся тем, что диски второй и последующих ступеней соединены с валом через дополнительные втулки, а фланцы крепления дисков выполнены со стороны выходных кромок рабочих лопаток.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96110803A RU2130124C1 (ru) | 1996-05-28 | 1996-05-28 | Ротор многоступенчатой турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96110803A RU2130124C1 (ru) | 1996-05-28 | 1996-05-28 | Ротор многоступенчатой турбины |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU96110803A RU96110803A (ru) | 1998-08-20 |
RU2130124C1 true RU2130124C1 (ru) | 1999-05-10 |
Family
ID=20181228
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU96110803A RU2130124C1 (ru) | 1996-05-28 | 1996-05-28 | Ротор многоступенчатой турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2130124C1 (ru) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2446296C2 (ru) * | 2006-07-19 | 2012-03-27 | Снекма | Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, газотурбинный двигатель, содержащий указанную систему |
RU2446297C2 (ru) * | 2006-07-19 | 2012-03-27 | Снекма | Система вентиляции стенки камеры сгорания, газотурбинный двигатель, содержащий такую систему, и кольцевой отсек для указанной системы |
RU2447292C2 (ru) * | 2006-07-19 | 2012-04-10 | Снекма | Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора |
RU2532390C1 (ru) * | 2013-09-10 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбины высокого давления |
RU2614018C1 (ru) * | 2016-03-22 | 2017-03-22 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Опора вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты), цилиндрическая составляющая вала ротора, внешний стяжной элемент вала ротора |
RU2661566C2 (ru) * | 2016-12-28 | 2018-07-17 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
EP4163475A1 (en) * | 2021-10-08 | 2023-04-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rotor assembly for a gas turbine engine and method for assembling same |
-
1996
- 1996-05-28 RU RU96110803A patent/RU2130124C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. - М.: Машиностроение, 1969, с.122. * |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2446296C2 (ru) * | 2006-07-19 | 2012-03-27 | Снекма | Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, газотурбинный двигатель, содержащий указанную систему |
RU2446297C2 (ru) * | 2006-07-19 | 2012-03-27 | Снекма | Система вентиляции стенки камеры сгорания, газотурбинный двигатель, содержащий такую систему, и кольцевой отсек для указанной системы |
RU2447292C2 (ru) * | 2006-07-19 | 2012-04-10 | Снекма | Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора |
RU2532390C1 (ru) * | 2013-09-10 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбины высокого давления |
RU2614018C1 (ru) * | 2016-03-22 | 2017-03-22 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Опора вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты), цилиндрическая составляющая вала ротора, внешний стяжной элемент вала ротора |
RU2661566C2 (ru) * | 2016-12-28 | 2018-07-17 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
EP4163475A1 (en) * | 2021-10-08 | 2023-04-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rotor assembly for a gas turbine engine and method for assembling same |
US11629596B1 (en) | 2021-10-08 | 2023-04-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rotor assembly for a gas turbine engine and method for assembling same |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0202188B1 (en) | Two stage turbine rotor assembly | |
JP3153764B2 (ja) | ロータ | |
EP0631041B1 (en) | Rotatable turbine frame | |
RU2317421C2 (ru) | Турбонагнетатель и средство для осевой фиксации вала | |
EP1655457B1 (en) | Gas turbine engine and method of assembling same | |
US5180282A (en) | Gas turbine engine structural frame with multi-yoke attachment of struts to outer casing | |
EP0643199B1 (en) | Rotor blade | |
EP0787895A2 (en) | Improved method of combining ducted fan gas turbine engine modules and aircraft structure | |
RU2268399C2 (ru) | Ротор многоступенчатого компрессора газотурбинного двигателя, многоступенчатый роторный компрессор газотурбинного двигателя, двухпоточное рабочее колесо газотурбинного двигателя и способ изготовления ротора компрессора для газотурбинного двигателя | |
US4907944A (en) | Turbomachinery blade mounting arrangement | |
US20110219781A1 (en) | Gas turbine engine with tie shaft for axial high pressure compressor rotor | |
US6224321B1 (en) | Impeller containment system | |
US4249859A (en) | Preloaded engine inlet shroud | |
CA2065723A1 (en) | Lightweight engine turbine bearing support assembly for withstanding radial and axial loads | |
JP2001132404A (ja) | 冷却空気を供給するボルト止めフランジアセンブリ | |
US5860789A (en) | Gas turbine rotor | |
EP3343002B1 (en) | Casing for gas turbine and gas turbine | |
RU2130124C1 (ru) | Ротор многоступенчатой турбины | |
JP2016104980A (ja) | Bliskリム面のアンダーカット | |
US3765795A (en) | Compositely formed rotors and their manufacture | |
US5096377A (en) | Turboshaft engine casing joint with reinforced axial restraint | |
US20190048887A1 (en) | Fan disc apparatus | |
US6994519B2 (en) | Apparatus and methods for coupling axially aligned turbine rotors | |
US3375971A (en) | Attachment means for turbofan low compressor assembly | |
EP0203877B1 (en) | Turbine module assembly device |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | License on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |