RU2226609C2

RU2226609C2 - Турбина газотурбинного двигателя

Info

Publication number: RU2226609C2
Application number: RU2002116340/06A
Authority: RU
Inventors: С.И. Фадеев; В.А. Кузнецов; В.М. Язев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2002-06-17
Filing date: 2002-06-17
Publication date: 2004-04-10
Also published as: RU2002116340A

Abstract

Турбина газотурбинного двигателя включает диск с установленным на нем дефлектором со ступицей и полотном. Дефлектор установлен на диске с помощью болтов через осевые отверстия в ступице. Между болтами выполнены осевые пазы, открытые с внутренней стороны ступицы. Наружная стенка паза расположена на большем радиусе, чем отверстия. Отношение диаметра отверстия к радиальному расстоянию от оси отверстия до наружной стенки паза составляет 0,7…1,5. Изобретение повышает надежность и ремонтопригодность ротора турбины, а также снижает гидравлические потери охлаждающего воздуха. 4 ил.

Description

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна турбина газотурбинного двигателя с неохлаждаемыми рабочими лопатками первой ступени [1].

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность, так как первая рабочая лопатка турбины выполнена неохлаждаемой, что приводит к снижению надежности лопаток и диска турбины при высоких температурах газа перед турбиной из-за повышенных температур этих деталей.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбина газотурбинного двигателя, в которой для подвода охлаждающего воздуха на первую рабочую лопатку и для снижения температуры диска первой ступени с помощью радиальных штифтов в ступице установлен дефлектор диска первой ступени, а для прохода охлаждающего воздуха в ступице диска выполнены наклонные каналы [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая ее надежность из-за ослабления ступицы диска каналами подвода охлаждающего воздуха, а также из-за ненадежной работы радиальных штифтов. Кроме того, при разборке ротора турбины радиальные штифты в ступице дефлектора необходимо высверливать, что снижает технологичность ремонта турбины.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и ремонтопригодности ротора турбины.

Сущность технического решения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя, включающей диск с установленным на нем дефлектором со ступицей и полотном, согласно изобретению, дефлектор установлен на диске с помощью болтов через осевые отверстия в ступице, между которыми выполнены осевые пазы, открытые с внутренней стороны ступицы, причем наружная стенка паза расположена на большем радиусе, чем отверстия, а отношение диаметра отверстия к радиальному расстоянию от оси отверстия до наружной стенки паза d/δ=0,7…1,5.

Выполнение с внутренней стороны ступицы дефлектора осевых пазов между отверстиями выводит отверстия, являющиеся концентраторами, из зоны максимальных напряжений в ступице дефлектора, а также снижает гидравлические потери охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение первой рабочей лопатки турбины.

Отношение диаметра отверстия к радиальному расстоянию от оси отверстия до наружной стенки паза d/δ=0,7…1,5 позволяет повысить надежность ротора турбины. При d/δ<0,7 излишне ослабляется ступица дефлектора диска первой ступени, что приводит к снижению запасов его прочности. При d/δ>1,5 повышаются напряжения в зоне отверстий, что снижает циклическую долговечность дефлектора диска первой ступени, кроме того, снижается прочность лопатки и диска первой ступени из-за снижения расхода охлаждающего воздуха, так как проходная площадь пазов становится недостаточной.

На фиг.1 изображен продольный разрез турбины газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - вид А на фиг.2.

На фиг.4 - сечение Б-Б на фиг.3.

Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, состоящего в свою очередь из вала 4, на котором установлены диски первой и второй ступеней 5 и 6 с рабочими лопатками первой и второй ступеней 7 и 8 соответственно. От воздействия горячих газов диски 5 и 6 спереди и сзади защищены с помощью дефлектора первой ступени 9 и дефлектора второй ступени 10 соответственно, а междисковая полость 11 перекрыта от попадания в нее газа с помощью переднего 12 и заднего 13 промежуточных дисков. Дефлектор первой ступени 9 установлен на диске первой ступени 5 на периферийном диаметре с помощью байонетного соединения 14 и закреплен по своей ступице 15 с помощью болтов 16, которые ввернуты в лапки 17 диска первой ступени 5. Отверстия 18 диаметром d на радиусе r, в которых размещены болты 16, являются концентраторами напряжений, и поэтому между отверстиями 18 в ступице 15 со стороны ее внутреннего диаметра выполнены пазы 19 с наружной поверхностью 20, выполненной по радиусу R, причем радиус R больше радиуса r, на котором расположены отверстия 18. С передней стороны ротора 3 турбины 1 выполнена полость 21 охлаждающего воздуха высокого давления, ограниченная верхним и нижним фланцами лабиринтов 22 и 23 и ответными им верхним и нижним лабиринтами 24 и 25, выполненными на дефлекторе 9 и на двойном лабиринте 26, полость 21 соединена на входе с полостью 27 подвода закомпрессорного воздуха, а на выходе - с пазами 19 в ступице 15 дефлектора 9.

Пазы 19 на выходе соединены с щелевой полостью 28 между диском первой ступени 5 и полотном 29 дефлектора 9, полость 28 соединена с полостью охлаждения первой рабочей лопатки 7.

Работает устройство следующим образом. При работе двигателя максимальные напряжения растяжения от действующих на дефлектор 9 центробежных сил реализуются на поверхности 20 пазов 19, в результате чего отверстия 18 диаметром d оказываются вне зоны действия этих максимальных напряжений, что увеличивает долговечность и надежность дефлектора 9. Одновременно пазы 19 служат для прохода охлаждающего воздуха с минимальными гидравлическими потерями из полости 21 высокого давления в полость 28 между полотном 29 дефлектора 9 и диском 5 и далее - на охлаждение первой рабочей лопатки 7, что способствует снижению температуры этой лопатки и повышению ее надежности.

Источники информации

1. С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. М.: Машиностроение, стр.205, рис.4.52.

2. С.А. Вьюнов, стр.222, рис.4.63 - прототип.

Claims

Турбина газотурбинного двигателя, включающая диск с установленным на нем дефлектором со ступицей и полотном, отличающаяся тем, что дефлектор установлен на диске с помощью болтов через осевые отверстия в ступице, между которыми выполнены осевые пазы, открытые с внутренней стороны ступицы, причем наружная стенка паза расположена на большем радиусе, чем отверстия, а отношение диаметра отверстия к радиальному расстоянию от оси отверстия до наружной стенки паза d/δ=0,7…1,5.