Турбина газотурбинного двигателя

 

Турбина газотурбинного двигателя с двухступенчатым ротором включает диск первой ступени ротора, зафиксированный на радиальном фланце вала осевыми болтами, и диск второй ступени ротора, зафиксированный в осевом направлении на валу гайкой. Радиальный фланец вала размещен между дисками турбины. Диск второй ступени дополнительно зафиксирован в окружном направлении передним фланцем на радиальном фланце вала осевыми штифтами. Отношение диаметра расположения осевых болтов диска первой ступени к диаметру расположения осевых штифтов диска второй ступени составляет 1,2-1,6, а диаметра расположения осевых штифтов диска второй ступени к диаметру вала турбины перед радиальным фланцем вала составляет 1,1-1,3. Изобретение позволит повысить надежность турбины за счет снижения нагрузок на элементы крепления диска к валу и снижения их температуры. 2 ил.

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна турбина газотурбинного двигателя, диски в роторе которой соединены между собой и валом с помощью шпилек /1/.

Недостатком такой конструкции является низкая надежность из-за недолговечности шпилек.

Наиболее близкой к заявляемой является конструкция двухступенчатой турбины газотурбинного двигателя, в роторе которой диск первой ступени соединен с радиальным фланцем вала, расположенным с передней стороны диска с помощью болтов. Диск второй ступени зафиксирован в осевом направлении с помощью стяжного болта и гайки, расположенной с задней стороны диска. Между собой диски зафиксированы в окружном и радиальном направлениях с помощью торцовых шлиц /2/.

Недостатком известной конструкции является низкая надежность, т.к. торцовые шлицы являются концентраторами напряжений, а болты, фиксирующие диск первой ступени в окружном и осевом направлениях относительно вала, работают одновременно на срез и на растяжение, что снижает их надежность. Так как температура деталей ротора турбины с увеличением диаметра, т.е. с приближением к проточной части турбины растет, то снижению надежности известной конструкции способствует также расположение болтов и торцовых шлиц на большом диаметре, что приводит к излишнему повышению их температуры.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в повышении надежности турбины за счет снижения нагрузок на элементы крепления диска к валу и снижения их температуры.

Сущность заявляемого решения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с двухступенчатым ротором, диск первой ступени которого зафиксирован на радиальном фланце вала осевыми болтами, диск второй ступени в осевом направлении зафиксирован на валу гайкой, согласно изобретению, радиальный фланец вала размещен между дисками турбины, а диск второй ступени дополнительно зафиксирован в окружном направлении передним фланцем на радиальном фланце вала осевыми штифтами, причем D/d=1,2-1,6 и d/d₁=1,1-1,3, где D - диаметр расположения осевых болтов диска первой ступени; d - диаметр расположения осевых штифтов диска второй ступени; d₁ - диаметр вала турбины перед радиальным фланцем вала.

Известно, что в турбине газотурбинного двигателя от ее входа к выходу давление газа в проточной части снижается, поэтому на диски первой и второй ступеней турбины действует газовая сила до нескольких десятков тонн, которая стремится прижать диск первой ступени к радиальному фланцу вала, расположенному между дисками, и оторвать в осевом направлении от радиального фланца вала диск второй ступени.

В заявляемой конструкции диск первой ступени зафиксирован относительно радиального фланца вала, расположенного между дисками, с помощью болтов, которые при работе турбины работают только на срез, передавая крутящий момент с диска первой ступени на вал турбины. При этом болты разгружены от осевых сил и имеют повышенные запасы прочности. Одновременно крутящий момент частично передается за счет сил трения фланца диска о фланец вала из-за большой величины газовых сил, действующих на диск первой ступени.

На диск второй ступени действуют газовые силы, стремящиеся оторвать фланец диска от радиального фланца вала, поэтому диск должен быть зафиксирован относительно вала с помощью гайки как в осевом направлении, так и в окружном, с помощью осевых штифтов, которые передают крутящий момент от диска второй ступени на вал турбины.

Размещение радиального фланца вала между дисками турбины позволяет производить фиксацию диска второй ступени с помощью осевых штифтов в окружном направлении.

Болты крепления диска первой ступени к валу размещены на минимальном расстоянии от осевых штифтов, а осевые штифты - на минимальном расстоянии от вала турбины, что обеспечивает снижение температуры элементов крепления дисков к валу, сохраняя запасы прочности.

При D/d<1,2 снижается надежность ротора из-за излишнего ослабления радиального фланца вала элементами крепления дисков к валу. В случае, если D/d>1,6, надежность также будет снижаться из-за излишнего повышения температуры осевых болтов крепления диска первой ступени к валу.

При d/d₁<1,1 наблюдается ослабление вала отверстиями под штифты, а при d/d₁>1,3 надежность снижается из-за излишнего повышения температуры элементов крепления дисков к валу.

На фиг.1 представлен продольный разрез турбины, а на фиг.2 -элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и двухступенчатого ротора 3, на радиальном фланце 4 вала 5 которого установлены диск первой ступени 6 и диск второй ступени 7, каждый из которых состоит из ступицы 8, 9, полотна 10,11 и обода 12 и 13 соответственно.

Радиальный фланец 4 вала 5 размещен между дисками 6,7 первой и второй ступеней соответственно, и диск первой ступени 6 с помощью заднего фланца 14 осевыми болтами 15, размещенными на диаметре D, с гайками 16 закреплен на радиальном фланце 4 вала 5.

Диск второй ступени 7 с помощью переднего фланца 17 осевыми штифтами 18, размещенными на диаметре d, а также гайкой 19, установленной с помощью резьбы 20 на валу 5, упирающейся во фланец 17, закреплен на радиальном фланце 4 вала 5.

На дисках первой и второй ступеней 6,7 установлены рабочие лопатки первой и второй ступеней 21 и 22 соответственно, размещенные в проточной части 23 турбины 1.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе газотурбинного двигателя в проточной части 23 турбины 1 протекает газ с высокой температурой и поэтому температура ободов 12,13 дисков первой и второй ступеней 6,7 максимальна, а температура ступиц 8,9 - минимальна. Так как осевые болты 15 и осевые штифты 18 размещены в зоне ступиц 8,9 дисков 6,7, то температура их минимальна, а запасы прочности максимальны.

Под действием газовых сил диск первой ступени 6 своим фланцем 14 прижимается к радиальному фланцу 4 вала 5, при этом осевые болты 15 работают только на срез, что повышает их запасы прочности и надежность турбины 1.

Диск второй ступени 7 с фланцем 17 стремится под действием газовых сил оторваться от радиального фланца 4 вала 5, при этом фиксация диска 7 относительно вала 5 происходит в осевом направлении с помощью гайки 19, установленной на валу 5. Передача крутящего момента от диска 7 к валу 5 осуществляется с помощью осевых штифтов 18, которые работают только на срез, что повышает их надежность. Надежность осевых штифтов также повышается из-за их расположения на минимальном диаметре и соответственно их минимальной температуры.

Источники информации

1. Г.С. Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкции и расчет деталей, М., Машиностроение, 1981, стр.116.

2. Г.С. Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкции и расчет деталей, М., Машиностроение, 1981, стр.123, рис.5.05.

Формула изобретения

Турбина газотурбинного двигателя с двухступенчатым ротором, диск первой ступени которого зафиксирован на радиальном фланце вала осевыми болтами, диск второй ступени в осевом направлении зафиксирован на валу гайкой, отличающаяся тем, что радиальный фланец вала размещен между дисками турбины, а диск второй ступени дополнительно зафиксирован в окружном направлении передним фланцем на радиальном фланце вала осевыми штифтами, причем D/d=1,2 -1,6 и d/d₁=1,1-1,3, где D -диаметр расположения осевых болтов диска первой ступени; d -диаметр расположения осевых штифтов диска второй ступени; d₁ -диаметр вала турбины перед радиальным фланцем вала.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

QZ4A Государственная регистрация изменений в зарегистрированный договор

Дата и номер государственной регистрации договора, в который внесены изменения: 07.10.2010 № РД0070892

Вид договора: лицензионный

Лицо(а), передающее(ие) исключительное право: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)

Лицо, которому предоставлено право использования: Открытое акционерное общество "Пермский моторный завод" (RU)

Дата и номер государственной регистрации изменений, внесенных в зарегистрированный договор: 26.08.2011 РД0086062

Изменения:Из предмета договора исключены патенты №2255234 и №2250416. Изменения условий договора, не отраженных в Государственном реестре.

Дата публикации: 10.10.2011

---