RU2470170C1 - Ротор турбины газотурбинного двигателя - Google Patents
Ротор турбины газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2470170C1 RU2470170C1 RU2011122875/06A RU2011122875A RU2470170C1 RU 2470170 C1 RU2470170 C1 RU 2470170C1 RU 2011122875/06 A RU2011122875/06 A RU 2011122875/06A RU 2011122875 A RU2011122875 A RU 2011122875A RU 2470170 C1 RU2470170 C1 RU 2470170C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- deflector
- disk
- hub
- disc
- gas turbine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Ротор турбины газотурбинного двигателя содержит диск и установленный на нем дефлектор. Дефлектор зафиксирован относительно диска осевыми болтами. Болтовое соединение размещено в радиальных фланцах диска и дефлектора, соединенных цилиндрическими упругими элементами со ступицами диска и дефлектора соответственно. Дефлектор внешней цилиндрической поверхностью ступицы установлен на обращенном к дефлектору осевом кольцевом ребре полотна диска. Соединение «гайка-болт» размещено в замкнутой воздушной полости с внутренней стороны от упругого элемента диска. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины газотурбинного двигателя за счет исключения концентраторов напряжений на ступице дефлектора диска и на диске, а также обеспечивает их надежную взаимную фиксацию. 1 ил.
Description
Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известен ротор турбины газотурбинного двигателя, в котором дефлектор диска зафиксирован на ступице диска радиальными штифтами (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М., Машиностроение, 1981, стр.222, рис.4.63).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность, так как отверстия под радиальные штифты являются концентраторами напряжений как для дефлектора, так и для ступицы диска.
Наиболее близким к заявляемому является ротор турбины газотурбинного двигателя, в котором на диске установлен дефлектор диска, зафиксированный относительно диска с помощью осевых болтов, проходящих через ступицу дефлектора (Патент РФ №2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за ослабления ступицы дефлектора отверстиями под осевые болты.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности ротора турбины газотурбинного двигателя за счет исключения концентраторов напряжений на ступице дефлектора диска и на диске, а также их надежной взаимной фиксации.
Сущность изобретения заключается в том, что в роторе турбины газотурбинного двигателя с диском и установленным на нем дефлектором, зафиксированным относительно диска осевыми болтами, согласно изобретению болтовое соединение размещено в радиальных фланцах диска и дефлектора, соединенных цилиндрическими упругими элементами со ступицами диска и дефлектора соответственно, причем дефлектор внешней цилиндрической поверхностью ступицы установлен на обращенном к дефлектору осевом кольцевом ребре полотна диска, а соединение «гайка-болт» размещено в замкнутой воздушной полости с внутренней стороны от упругого элемента диска.
Размещение болтового соединения в радиальных фланцах диска и дефлектора, соединенных цилиндрическими упругими элементами со ступицами диска и дефлектора соответственно, позволяет выполнить ступицы диска и дефлектора без концентраторов напряжений. При этом за счет упругих элементов допускается взаимное радиальное перемещение ступиц диска и дефлектора, в том числе на переходных режимах работы газотурбинного двигателя.
Установка дефлектора внешней цилиндрической поверхностью ступицы на обращенном к дефлектору осевом кольцевом ребре полотна диска позволяет разгрузить ступицу дефлектора за счет передачи части нагрузки от действующей на дефлектор центробежной силы через кольцевое ребро на полотно и далее - на ступицу диска, что повышает надежность ротора турбины газотурбинного двигателя.
Размещение соединения «гайка-болт» в замкнутой воздушной полости с внутренней стороны от упругого элемента диска исключает попадание гайки в случае ее обрыва в проточную часть ротора турбины, а также уменьшает возникающий при этом дисбаланс ротора турбины, так как гайка под действием центробежных сил сможет переместиться в радиальном направлении только до внутренней поверхности упругого элемента диска.
На фигуре показан продольный разрез ротора турбины газотурбинного двигателя.
Ротор турбины газотурбинного двигателя 1 состоит из диска 2, на котором установлен дефлектор 3, зафиксированный на диске 2 осевым болтовым соединением 4, размещенным в радиальном фланце 5 диска 2 и в радиальном фланце 6 дефлектора 3, причем фланец 5 соединен цилиндрическим упругим элементом 7 со ступицей 8 диска 2, а фланец 6 соединен цилиндрическим упругим элементом 9 со ступицей 10 дефлектора 3.
Болтовое соединение 4 состоит из осевого болта 11 и гайки 12, которые размещены в кольцевой замкнутой воздушной полости 13 с внутренней стороны от упругого элемента 7 диска 2.
Дефлектор 3 внешней цилиндрической поверхностью 14 ступицы 10 установлен на обращенном к дефлектору 3 осевом кольцевом ребре 15 полотна диска 2, что повышает надежность дефлектора 3.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе ротора турбины газотурбинного двигателя 1 на максимальном режиме ступица 10 дефлектора 3, расположенная на большем по сравнению со ступицей 8 диска 2 диаметре, испытывает повышенные напряжения, что могло бы привести к поломке дефлектора 3. Однако этого не происходит, так как на максимальном режиме работы ступица 10 дефлектора 3 под действием нагрузки от центробежных сил упруго деформируется в радиальном направлении и через цилиндрическую поверхность 14 ступицы 10 передает часть нагрузки через ребро 15 на полотно 16 и ступицу 8 диска 2, что повышает надежность конструкции.
Claims (1)
- Ротор турбины газотурбинного двигателя с диском и установленным на нем дефлектором, зафиксированным относительно диска осевыми болтами, отличающийся тем, что болтовое соединение размещено в радиальных фланцах диска и дефлектора, соединенных цилиндрическими упругими элементами со ступицами диска и дефлектора соответственно, причем дефлектор внешней цилиндрической поверхностью ступицы установлен на обращенном к дефлектору осевом кольцевом ребре полотна диска, а соединение «гайка-болт» размещено в замкнутой воздушной полости с внутренней стороны от упругого элемента диска.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011122875/06A RU2470170C1 (ru) | 2011-06-06 | 2011-06-06 | Ротор турбины газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011122875/06A RU2470170C1 (ru) | 2011-06-06 | 2011-06-06 | Ротор турбины газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2470170C1 true RU2470170C1 (ru) | 2012-12-20 |
Family
ID=49256565
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011122875/06A RU2470170C1 (ru) | 2011-06-06 | 2011-06-06 | Ротор турбины газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2470170C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2664902C1 (ru) * | 2017-08-29 | 2018-08-23 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Ротор турбины |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1126025A1 (ru) * | 1982-06-01 | 1996-04-10 | Производственное объединение "Турбомоторный завод" | Охлаждаемое рабочее колесо газовой турбины |
RU2194864C2 (ru) * | 2001-01-22 | 2002-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной газовой турбины |
RU2200235C2 (ru) * | 2001-02-05 | 2003-03-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной газовой турбины |
RU2207438C2 (ru) * | 2001-05-04 | 2003-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2226609C2 (ru) * | 2002-06-17 | 2004-04-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
US20080112793A1 (en) * | 2006-11-10 | 2008-05-15 | General Electric Company | Interstage cooled turbine engine |
-
2011
- 2011-06-06 RU RU2011122875/06A patent/RU2470170C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1126025A1 (ru) * | 1982-06-01 | 1996-04-10 | Производственное объединение "Турбомоторный завод" | Охлаждаемое рабочее колесо газовой турбины |
RU2194864C2 (ru) * | 2001-01-22 | 2002-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной газовой турбины |
RU2200235C2 (ru) * | 2001-02-05 | 2003-03-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной газовой турбины |
RU2207438C2 (ru) * | 2001-05-04 | 2003-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2226609C2 (ru) * | 2002-06-17 | 2004-04-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
US20080112793A1 (en) * | 2006-11-10 | 2008-05-15 | General Electric Company | Interstage cooled turbine engine |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2664902C1 (ru) * | 2017-08-29 | 2018-08-23 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Ротор турбины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9869205B2 (en) | Bearing outer race retention during high load events | |
US8668444B2 (en) | Attachment stud for a variable vane assembly of a turbine compressor | |
US10385696B2 (en) | Rotor damper | |
US20120076641A1 (en) | Variable vane assembly for a turbine compressor | |
US9121302B2 (en) | Radial compressor blade clearance control system | |
US10066639B2 (en) | Compressor assembly having a vaneless space | |
US9797269B2 (en) | Gas turbine engine | |
US9255523B2 (en) | Fastening element and de-icing device of an aircraft gas-turbine engine | |
CA3000960C (en) | Gas turbine casing and gas turbine | |
US10001027B2 (en) | Turbine engine comprising a device for braking the fan rotor | |
US20160265553A1 (en) | Housing assembly for a turbocharger | |
RU2668511C2 (ru) | Диск вентилятора турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель | |
US9587496B2 (en) | Turbine blade mid-span shroud | |
US20160032734A1 (en) | Fan for a multi-flow turboshaft engine, and turboshaft engine equipped with such a fan | |
US8967966B2 (en) | Hub for a propeller having variable pitch blades | |
JP5722318B2 (ja) | プロペラハブ | |
RU2470170C1 (ru) | Ротор турбины газотурбинного двигателя | |
RU2347111C2 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя | |
EP3441562A1 (en) | Fan disc apparatus | |
RU2506428C1 (ru) | Многоступенчатая газовая силовая турбина | |
RU2411383C1 (ru) | Опора газотурбинного двигателя | |
RU2661566C2 (ru) | Ротор многоступенчатой турбины | |
EP2855873A1 (en) | Turbomachine containment structure | |
RU2664902C1 (ru) | Ротор турбины | |
RU2180043C2 (ru) | Одновальная газотурбинная установка |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |