Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда



Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда
Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда
Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда
Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда

Владельцы патента RU 2633287:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Лопасть ротора турбомашины имеет хвостовик елочной формы для закрепления на диске ротора. Хвостовик содержит нижнюю часть хвостовика и боковые стороны хвостовика, причем каждая боковая сторона хвостовика имеет первый, второй и третий выступ, содержащие соответственно первую, вторую и третью контактные поверхности, приспособленные для контакта с контактной поверхностью диска ротора. Первый выступ хвостовика, расположенный ближе к нижней части хвостовика, чем второй выступ, а второй выступ хвостовика расположен ближе к нижней части хвостовика, чем третий выступ. Первая, вторая и третья контактные поверхности наклонены относительно радиальной оси нижней части хвостовика на первый, второй и третий угол соответственно. По меньшей мере один из первого, второго и третьего углов хвостовика находится в диапазоне от 1° до 15° от любого из других углов хвостовика. Еще одно изобретение группы относится к диску ротора турбомашины с гнездом елочной формы, выполненным для размещения хвостовика елочной формы указанной выше лопасти. Другие изобретения группы относятся к ротору турбомашины, содержащему указанные выше лопасть и диск, а также газотурбинному двигателю, содержащему указанный ротор турбомашины. 4 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение в целом относится к конструкции ротора турбомашины. Более конкретно, оно относится к улучшенной группе углов контактной поверхности хвостовиков лопасти ротора турбомашины и к улучшенной группе углов контактной поверхности гнезд диска ротора турбомашины.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Ротор турбомашины обычно содержит множество лопастей, ось ротора и диск ротора. Лопасть обычно содержит профиль, платформу и хвостовик. Лопасть также называется лопастью ротора или сборкой лопасти ротора. Хвостовик лопасти используется для соединения лопасти и диска ротора и обеспечения того, чтобы лопасть была закреплена в диске ротора как в нерабочем состоянии, так и в рабочем режиме турбомашины.

Существуют разные способы соединения лопасти и диска ротора. Одним из способов является обеспечение установочных желобков или гнезд в радиально наружной секции диска ротора. Хвостовик лопасти вставляется в гнездо, например, скользящим образом. Посредством выбора формы хвостовика, которая соответствует форме гнезда, может быть достигнуто надежное и упругое соединение.

Известно использование елочной формы для профиля хвостовика лопасти ротора и соответствующего гнезда диска ротора. Такой профиль обеспечивает точное размещение лопасти относительно диска ротора. Более того, елочные профили являются относительно прочными, чтобы выдерживать радиально наружные, то есть, центробежные силы, прикладываемые к лопасти во время вращения диска ротора вместе с прикрепленными к нему лопастями. Тем не менее, после определенного срока службы хвостовика, он может сломаться из-за напряжения и механической нагрузки, в частности, в секциях, которые находятся в физическом контакте с поверхностями гнезда в диске ротора. В качестве альтернативы, также могут происходить повреждения и поломки в поверхностях гнезда или смежных секциях ротора диска, в частности, опять же, в секциях или рядом с секциями, которые находятся в физическом контакте с хвостовиком лопасти ротора.

Таким образом, существует цель, состоящая в оптимизации распределения напряжения и механической нагрузки по хвостовику и по поверхностям гнезда. Более конкретно, будет оптимизировано распределение напряжения и механической нагрузки по контактным поверхностям между хвостовиком и гнездом.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Эта цель достигается посредством независимых пунктов формулы изобретения. Зависимые пункты формулы изобретения описывают полезные улучшения и модификации изобретения.

В соответствии с изобретением, предоставляется лопасть ротора турбомашины с хвостовиком елочной формы. Хвостовик содержит по меньшей мере одну боковую сторону хвостовика, боковая сторона, содержащая по меньшей мере три выступа хвостовика, каждый выступ хвостовика, содержащий контактную поверхность хвостовика. Каждая из контактных поверхностей хвостовика имеет наклон относительно общей оси отсчета, наклон, отличающийся углом хвостовика. Изобретение показывает, что, посредством выбора этих углов хвостовика при определенных граничных условиях, распределение напряжения на выступах хвостовика может быть оптимизировано, и таким образом, риск повреждения и/или поломки выступа хвостовика может быть минимизирован.

Угол контактной поверхности хвостовика называется углом хвостовика; угол контактной поверхности гнезда называется углом гнезда.

Изобретение также охватывает перенос этого принципа с выступов хвостовика на выступы гнезда, при этом гнездо может быть описано, как промежуток или щель диска ротора турбомашины. Наконец, изобретение также раскрывает ротор турбомашины с уменьшенным риском повреждения и/или поломки, содержащий лопасть ротора турбомашины и диск ротора турбомашины, каждый из которых демонстрирует углы хвостовика и углы гнезда, соответственно, которые выбраны, принимая во внимание граничные условия, которые упомянуты выше и будут представлены более подробно ниже. Более того, изобретение также относится к газотурбинному двигателю, содержащему определенный выше ротор турбомашины.

В одном из аспектов настоящего изобретения, предложена лопасть ротора турбомашины с хвостовиком елочной формы, приспособленным для закрепления в диске ротора, установленного с возможностью вращения вокруг оси ротора в плоскости, перпендикулярной оси ротора. Хвостовик содержит нижнюю часть хвостовика и боковую сторону хвостовика. Боковая сторона хвостовика содержит множество выступов хвостовика, каждый из выступов хвостовика содержит контактную поверхность хвостовика, приспособленную для того, чтобы находиться в физическом контакте с контактной поверхностью гнезда диска ротора. Множество выступов хвостовика содержит первый выступ хвостовика с первой контактной поверхностью хвостовика, второй выступ хвостовика со второй контактной поверхностью хвостовика и третий выступ хвостовика с третьей контактной поверхностью хвостовика, первый выступ хвостовика, расположенный ближе к нижней части хвостовика, чем второй выступ хвостовика, и второй выступ хвостовика, расположенный ближе к нижней части хвостовика, чем третий выступ хвостовика. Первая контактная поверхность хвостовика наклонена относительно радиальной оси нижней части хвостовика на первый угол хвостовика, радиальная ось нижней части хвостовика, определенная линией, проходящей через ось ротора и нижнюю часть хвостовика. Вторая контактная поверхность хвостовика наклонена относительно радиальной оси нижней части хвостовика на второй угол хвостовика; а третья контактная поверхность хвостовика наклонена относительно радиальной оси нижней части хвостовика на третий угол хвостовика. Любой один или более из первого угла хвостовика, второго угла хвостовика или третьего угла хвостовика находится в диапазоне от 1° до 15° от любого из других углов хвостовика.

Предпочтительно, один или более из первого угла хвостовика, второго угла хвостовика или третьего угла хвостовика находится в диапазоне от 1° до 5° от любого из других углов хвостовика.

Первый угол хвостовика может быть меньше или больше, чем второй угол хвостовика, а второй угол хвостовика может быть по существу равен третьему углу хвостовика.

Первый угол хвостовика может быть примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол хвостовика или третий угол хвостовика.

Первый угол хвостовика может быть примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол хвостовика, а второй угол хвостовика может быть равен третьему углу хвостовика.

В другом аспекте настоящего изобретения, предложен диск ротора турбомашины с гнездом елочной формы, диск ротора, установленный с возможностью вращения вокруг оси ротора в плоскости, перпендикулярной оси ротора. Гнездо содержит нижнюю часть гнезда и боковую сторону гнезда. Боковая сторона гнезда содержит множество выступов гнезда, каждый из выступов гнезда содержит контактную поверхность гнезда, приспособленную для того, чтобы находиться в физическом контакте с контактной поверхностью хвостовика лопасти ротора турбомашины. Множество выступов гнезда содержит первый выступ гнезда с первой контактной поверхностью гнезда, второй выступ гнезда со второй контактной поверхностью гнезда и третий выступ гнезда с третьей контактной поверхностью гнезда, первый выступ гнезда, расположенный ближе к нижней части гнезда, чем второй выступ гнезда, и второй выступ гнезда, расположенный ближе к нижней части гнезда, чем третий выступ гнезда. Первая контактная поверхность гнезда наклонена относительно радиальной оси нижней части гнезда на первый угол гнезда, радиальная ось нижней части гнезда, определенная линией, проходящей через ось ротора и нижнюю часть гнезда. Вторая контактная поверхность гнезда наклонена относительно радиальной оси нижней части гнезда на второй угол гнезда; а третья контактная поверхность гнезда наклонена относительно радиальной оси нижней части гнезда на третий угол гнезда. Любой один или более из первого угла гнезда, второго угла гнезда или третьего угла гнезда находится в диапазоне от 1° до 15° от любого из других углов гнезда.

Предпочтительно, любой один или более из первого угла гнезда, второго угла гнезда или третьего угла гнезда находится в диапазоне от 1° до 5° от любого из других углов гнезда.

Первый угол гнезда может быть меньше или больше, чем второй угол гнезда, а второй угол гнезда по существу равен третьему углу гнезда.

Первый угол гнезда может быть примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол гнезда или третий угол гнезда.

Первый угол гнезда может быть примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол гнезда, а второй угол гнезда по существу равен третьему углу гнезда.

Одним из аспектов изобретения является лопасть ротора турбомашины, в частности, лопасть ротора газовой турбины, лопасть ротора турбомашины, в последующем для простоты также обозначаемая, как лопасть. Лопасть включает в себя хвостовик елочной формы и приспособлена для закрепления на диске ротора. Диск ротора установлен с возможностью вращения вокруг оси ротора, которая, в частности, выступает в качестве оси вращения диска. В плоскости, перпендикулярной оси ротора, хвостовик содержит нижнюю часть хвостовика и боковую сторону хвостовика. Боковая сторона хвостовика содержит множество выступов хвостовика, каждый из выступов хвостовика содержит контактную поверхность хвостовика, приспособленную для того, чтобы находиться в физическом контакте с контактной поверхностью гнезда диска ротора. Множество выступов хвостовика содержит первый выступ хвостовика с первой контактной поверхностью хвостовика, второй выступ хвостовика со второй контактной поверхностью хвостовика и третий выступ хвостовика с третьей контактной поверхностью хвостовика. Первый выступ хвостовика расположен ближе к нижней части хвостовика, чем второй выступ хвостовика, а второй выступ хвостовика расположен ближе к нижней части хвостовика, чем третий выступ хвостовика. Кроме того, хвостовик имеет радиальную ось нижней части хвостовика, которая является фиктивной, и которая определена линией, проходящей через ось ротора и нижнюю часть хвостовика.

Первая контактная поверхность хвостовика наклонена относительно радиальной оси нижней части хвостовика на первый угол хвостовика, вторая контактная поверхность хвостовика наклонена относительно радиальной оси нижней части хвостовика на второй угол хвостовика, а третья контактная поверхность хвостовика наклонена относительно радиальной оси нижней части хвостовика на третий угол хвостовика. Согласно изобретению, лопасть ротора турбомашин отличается тем, что первый угол хвостовика меньше, чем второй угол хвостовика, а второй угол хвостовика по существу равен третьему углу хвостовика.

Турбомашина является машиной, которая переносит энергию между ротором и текучей средой. Более конкретно, она переносит энергию между вращательным движением ротора и поперечным потоком текучей среды. Первым типом турбомашины является турбина, например, секция турбины газотурбинного двигателя. Турбина переносит энергию от текучей среды к ротору. Вторым типом турбомашины является компрессор, например, секция компрессора газотурбинного двигателя. Компрессор переносит энергию от ротора к текучей среде.

Турбомашина содержит ротор, который является вращательным механическим устройством, которое вращается вокруг оси вращения. Кроме того, турбомашина может содержать статор и корпус.

Ротор турбомашины может содержать множество лопастей, ось ротора и диск ротора. Лопасть может содержать несколько компонентов лопасти, таких как профиль, платформу и хвостовик. Лопасть может быть изготовлена в виде одной детали или может быть составлена из компонентов лопасти, соединенных друг с другом.

Очевидно, лопасть является трехмерным объектом. Так как лопасть приспособлена для закрепления или фиксации на диске ротора, который установлен с возможностью вращения вокруг оси ротора, может быть установлена плоскость, которая перпендикулярна оси ротора и пересекает лопасть. Следовательно, может быть проведен двумерный анализ лопасти. Опять же очевидно, существует множество таких плоскостей. Однако лишь некоторые из плоскостей удовлетворяют требованиям касательно их углов контактной поверхности, описанным выше. Согласно изобретению лопасть должна демонстрировать по меньшей мере одну плоскость, перпендикулярную оси ротора, в которой эти требования удовлетворены.

Нижняя часть хвостовика лопасти определена, как секция хвостовика, расположенная ближе всех к оси ротора, когда хвостовик установлен в диск ротора.

Несмотря на то, что принцип изобретения будет объяснен в виде в поперечном сечении, стоит отметить, что обычно лопасть имеет осевое расширение. Это осевое расширение, в котором осевое относится к оси ротора, может быть таким, что проекция лопасти в осевом направлении идентична поперечному сечению лопасти в плоскости, перпендикулярной оси ротора. В качестве альтернативы, осевое расширение лопасти может быть таким, что лопасть, в частности, ее хвостовик, искривлена или изогнута относительно осевого направления, и, таким образом, проекция лопасти в осевом направлении отличается от поперечного сечения лопасти в плоскости, перпендикулярной оси ротора. В дальнейшем, всегда будет описываться поперечное сечение хвостовика в плоскости, перпендикулярной оси ротора.

Нижняя часть хвостовика может являться отдельной точкой. Если секция хвостовика, расположенная ближе всех к оси ротора, которую называют нижней секцией хвостовика, является вогнутой кривой, нижняя часть хвостовика также может быть представлена линейным сегментом. Если хвостовик содержит канал, проток или схожий элемент, в частности, в нижней секции хвостовика, такой канал, проток или схожий элемент не будет приниматься во внимание при определении нижней части хвостовика.

Хвостовик содержит по меньшей мере одну боковую сторону хвостовика. Боковая сторона хвостовика, в частности, покрывает всю секцию от нижней части хвостовика до самой дальней точки хвостовика относительно оси ротора. Если, в качестве примера, платформа присоединяется к хвостовику, боковая сторона хвостовика ограничивается платформой. Если, в качестве другого примера, лопасть расположена смежно с хвостовиком, боковая сторона хвостовика ограничивается лопастью. Более того, боковая сторона хвостовика содержит поверхность, которая ориентирована по окружности относительно оси ротора.

Боковая сторона хвостовика содержит по меньшей мере три выступа хвостовика. Выступ, также указываемый ссылкой, как утолщение, или угол, или зуб в литературе, может иметь выпуклую секцию поверхности и/или вогнутую секцию поверхности и/или плоскую секцию поверхности.

Выступ хвостовика может определяться областью, окруженной следующими линейными сегментами: (a) секцией поверхности между радиально внутренним локальным минимумом расстояния хвостовика - где расстояние хвостовика определяется длиной линейного сегмента расстояния хвостовика между секцией поверхности хвостовика и секцией оси радиальной оси нижней части хвостовика, локальный минимум расстояния хвостовика обозначает локальный минимум расстояния хвостовика, а радиально внутренний локальный минимум расстояния хвостовика обозначает локальный минимум расстояния хвостовика, расположенный ближе к оси ротора, то есть, радиально более внутренний по сравнению с другим локальным минимумом расстояния хвостовика - и радиально наружным локальным минимумом расстояния хвостовика, радиально внутренний локальный минимум расстояния хвостовика и радиально наружный локальный минимум расстояния хвостовика, являющиеся соседними локальными минимумами расстояния хвостовика, (b) линейным сегментом расстояния хвостовика радиально наружного локального минимума расстояния хвостовика, и, наконец, (d) спроецированным линейным сегментом выступа хвостовика, который является проекцией секции поверхности между радиально внутренним локальным минимумом расстояния хвостовика и радиально наружным локальным минимумом расстояния хвостовика на радиальную ось нижней части хвостовика. Каждый из линейного сегмента хвостовика и линейного сегмента расстояния хвостовика перпендикулярен радиальной оси нижней части хвостовика. Другими словами, выступ хвостовика является областью между двумя соседними углублениями поверхности боковой стороны хвостовика.

Если нижняя часть хвостовика является точкой, нижняя часть хвостовика и радиально внутренний локальный минимум расстояния хвостовика совпадают для самого внутреннего выступа хвостовика. Если нижняя часть хвостовика является линейным сегментом, определяется, что, для самого внутреннего выступа хвостовика, секция поверхности, которая частично ограничивает самый внутренний выступ хвостовика, ограничена радиально наружным локальным минимумом расстояния хвостовика и пересечением радиальной оси нижней части хвостовика и нижней части хвостовика.

Очевидно, что в микроскопическом масштабе боковая сторона хвостовика содержит множество «микроскопических локальных минимумов» из-за шероховатости поверхности, микротрещин и т.д. Тем не менее, при определении границ выступа хвостовика будут приниматься во внимание не микроскопические минимумы, а только локальные минимумы в макроскопическом масштабе.

Каждый выступ хвостовика содержит так называемую контактную поверхность, например, первую, вторую или третью контактную поверхность, которая приспособлена для физического контакта с соответствующей контактной поверхностью гнезда. Контактная поверхность хвостовика является частью секции поверхности выступа хвостовика. Когда лопасть, включающая в себя хвостовик, соединяется с диском ротора, и ротор турбомашины, содержащий лопасть и диск ротора, находится в действии, возникают радиальные, то есть, центробежные, силы. Эти радиальные силы вызывают давление со стороны секций хвостовика на секции поверхности гнезда. Секции поверхности, в которых возникает это давление, называются контактными поверхностями. Другие секции поверхности выступа хвостовика также могут находиться в физическом контакте с секциями поверхности гнезда, в частности, когда ротор турбомашины не находится в действии, то есть, не вращается. Однако, как описано, контактными поверхностями обозначены только те секции поверхности, в которых возникает давление из-за радиальных сил во время работы ротора турбомашины.

Контактная поверхность хвостовика является плоским участком секции поверхности хвостовика. Таким образом, угол контактной поверхности может быть назначен для каждой контактной поверхности. Угол контактной поверхности определяется относительно радиальной оси нижней части хвостовика. Очевидно, всегда существует два угла на пересечении радиальной оси нижней части хвостовика и линии тянущейся от контактной поверхности. Эти два угла состоят из первого угла и второго угла. Сумма первого угла и второго угла составляет 180°. В контексте данной заявки, первый угол обозначается, как угол хвостовика, если первый угол меньше или равен второму углу, а второй угол обозначается, как угол хвостовика, если второй угол меньше или равен первому углу.

Боковая сторона хвостовика содержит по меньшей мере три выступа хвостовика, три выступа хвостовика, обозначенные, как первый выступ хвостовика, второй выступ хвостовика и третий выступ хвостовика.

В целом, расстояние от выступа хвостовика до нижней части хвостовика может определяться спроецированным линейным сегментом выступа хвостовика, который является частью радиальной оси нижней части хвостовика. Расстояние от центра спроецированного линейного сегмента выступа хвостовика до нижней части хвостовика называется расстоянием от выступа хвостовика до нижней части хвостовика.

Из трех выступов хвостовика, первый выступ хвостовика расположен ближе всех к нижней части хвостовика, то есть, расстояние от первого выступа хвостовика до нижней части хвостовика меньше, чем расстояние от второго выступа хвостовика до нижней части хвостовика. Кроме того, третий выступ хвостовика находится дальше от нижней части хвостовика, чем второй выступ хвостовика, что означает, что он находится ближе к профилю, чем второй выступ хвостовика.

Изобретение раскрывает граничные условия для углов контактной поверхности, которые обеспечивают оптимизированное распределение напряжения по выступам хвостовика, в частности, во время работы ротора турбомашины. Граничные условия включают в себя требования, согласно которым первый угол контактной поверхности меньше, чем второй угол контактной поверхности, а второй угол контактной поверхности по существу равен третьему углу контактной поверхности.

Тот факт, что первый угол контактной поверхности меньше, чем второй и третий углы контактной поверхности, является особенно полезным для распределения напряжения во время работы. Таким образом, когда ротор турбомашины начинает вращение, основное давление может сначала быть приложено ко второй и третьей контактным поверхностям. Лишь спустя некоторое время давление в значительной степени может также быть приложено к первой контактной поверхности.

Второй угол хвостовика и третий угол хвостовика по существу равны согласно изобретению. Одним из преимуществ этого условия является упрощенная сборка и производство. «По существу равные» углы контактной поверхности содержат углы контактной поверхности, которые могут отличаться друг от друга в пределах производственных допустимых отклонений. Второй угол контактной поверхности и третий угол контактной поверхности не должны отличаться друг от друга более чем на 5°, в частности не более чем на 2°, в частности не более чем на 1°.

Стоит упомянуть, что может быть полезно, если боковая сторона хвостовика содержит более трех выступов хвостовика. Если боковая сторона хвостовика содержит четвертый выступ хвостовика, четвертый выступ хвостовика может располагаться рядом с одним или двумя из трех уже упомянутых выступов хвостовика. Очевидно, боковая сторона хвостовика также может содержать пять и более выступов хвостовика.

Помимо боковой стороны хвостовика, которая содержит множество выступов хвостовика в плоскости, перпендикулярной оси ротора, в первом варианте осуществления, хвостовик может содержать дополнительную боковую сторону хвостовика в той же плоскости. Можно сказать, что боковая сторона хвостовика и дополнительная боковая сторона хвостовика находятся напротив друг друга по окружности, где указанная окружность является окружностью диска ротора, с которым соединена лопасть.

Дополнительная боковая сторона хвостовика содержит выпуклую секцию поверхности, и/или вогнутую секцию поверхности, и/или плоскую секцию поверхности. Боковая сторона хвостовика также может содержать множество дополнительных выступов хвостовика.

Другими словами, это означает, что существует плоскость, перпендикулярная оси ротора, в которой профиль хвостовика имеет боковую сторону хвостовика, выступающую в качестве первой боковой стороны хвостовика, содержащую множество выступов хвостовика, и дополнительную боковую сторону хвостовика, выступающую в качестве второй боковой стороны хвостовика, содержащую множество дополнительных выступов хвостовика.

В дополнительном варианте осуществления, множество выступов хвостовика содержит первую форму хвостовика, множество дополнительных выступов хвостовика содержит вторую форму хвостовика, и первая форма хвостовика является копией, зеркально отображенной относительно радиальной оси нижней части хвостовика, второй формы хвостовика.

Каждому выступу хвостовика может назначаться форма выступа хвостовика. Форма выступа хвостовика определяется секцией поверхности выступа хвостовика. Форма выступа хвостовика может, описывая в направлении от ближайшей к нижней части хвостовика секции к самой дальней от нижней части хвостовика секции, сначала содержать вогнутую секцию поверхности, за которой следует выпуклая секция поверхности, содержащая самую далекую точку от радиальной оси нижней части хвостовика, за которой следует плоская секция поверхности, которая представляет контактную поверхность выступа хвостовика, за которой, наконец, опять следует вогнутая секция поверхности.

Сумма всех форм выступов хвостовика боковой стороны хвостовика обозначена первой формой хвостовика. Сумма всех форм выступов хвостовика дополнительной боковой стороны хвостовика обозначена второй формой хвостовика.

Фигурально выражаясь, первая форма хвостовика и вторая форма хвостовика вместе могут иметь форму, похожую на елку.

Первая форма хвостовика может являться копией второй формы хвостовика, зеркальной отображенной относительно радиальной оси нижней части хвостовика. Другими словами, первая форма хвостовика зеркально-симметрична второй форме хвостовика, где в качестве оси симметрии выступает радиальная ось нижней части хвостовика.

Преимущество такой формы хвостовика состоит в простом и экономичном способе ее производства. Выступы хвостовика могут вытачиваться в боковой стороне хвостовика посредством фрезерного станка. Если первая и вторая формы хвостовика схожи друг с другом, процесс вытачивания существенно упрощается.

В дополнительном варианте осуществления, максимальное расстояние хвостовика первого выступа хвостовика меньше, чем максимальное расстояние хвостовика второго выступа хвостовика, и/или максимальное расстояние хвостовика второго выступа хвостовика меньше, чем максимальное расстояние хвостовика третьего выступа хвостовика.

Одно из преимуществ такой сборки выступов хвостовика состоит в том, что общая механическая нагрузка распределяется по разным выступам хвостовика оптимизированным образом.

Лопасть, описанная выше, может использоваться в качестве детали газотурбинного двигателя, также обозначаемого, как газовая турбина или турбина внутреннего сгорания. Газотурбинный двигатель является типом двигателя внутреннего сгорания. Он содержит верхнюю по потоку секцию компрессора, соединенную с нижней по потоку секцией турбины, и камеру сгорания между ними.

В частности, лопасть может являться деталью секции компрессора газотурбинного двигателя. Дополнительно, или вместо этого, лопасть может являться деталью секции турбины газотурбинного двигателя.

Другой аспект изобретения относится диску ротора турбомашины, также обозначаемому, как диск ротора. Диск ротора включает в себя гнездо елочной формы и установлен с возможностью вращения вокруг оси ротора. В плоскости, перпендикулярной оси ротора, гнездо содержит нижнюю часть гнезда и боковую сторону гнезда. Боковая сторона гнезда содержит множество выступов гнезда, каждый из выступов гнезда содержит контактную поверхность гнезда, приспособленную для того, чтобы находиться в физическом контакте с контактной поверхностью хвостовика ротора. Множество выступов гнезда содержит первый выступ гнезда с первой контактной поверхностью гнезда, второй выступ гнезда со второй контактной поверхностью гнезда и третий выступ гнезда с третьей контактной поверхностью гнезда. Первый выступ гнезда расположен ближе к нижней части гнезда, чем второй выступ гнезда, а второй выступ гнезда расположен ближе к нижней части гнезда, чем третий выступ гнезда. Первая контактная поверхность гнезда наклонена относительно радиальной оси нижней части гнезда, определенной линией, проходящей через ось ротора и нижнюю часть гнезда, на первый угол гнезда, вторая контактная поверхность гнезда наклонена относительно радиальной оси нижней части гнезда на второй угол гнезда, а третья контактная поверхность гнезда наклонена относительно радиальной оси нижней части гнезда на третий угол гнезда. Диск ротора турбомашины отличается тем, что первый угол гнезда меньше, чем второй угол гнезда, а второй угол гнезда по существу равен третьему углу гнезда.

Гнездо может быть определено, как щель или промежуток в радиально наружной секции диска ротора. За исключением гнезд, ротор диска может иметь идеализированную цилиндрическую форму. Стоит отметить, что гнездо содержит «пустое пространство» в радиально наружной секции диска ротора и секцию поверхности диска ротора, смежную с этим «пустым пространством».

Определение выступа гнезда схоже с определением выступа хвостовика. Выступ гнезда определяется фиктивной областью, окруженной следующими фиктивными линейными сегментами: (a) секцией поверхности между радиально внутренним локальным минимумом расстояния гнезда - где расстояние гнезда определяется длиной линейного сегмента расстояния гнезда между секцией поверхности гнезда и секцией оси радиальной оси нижней части гнезда, локальный минимум расстояния гнезда обозначает локальный минимум расстояния гнезда, а радиально внутренний локальный минимум расстояния гнезда обозначает локальный минимум расстояния гнезда, расположенный ближе к оси ротора, то есть, радиально более внутренний по сравнению с другим локальным минимумом расстояния гнезда - и радиально наружным локальным минимумом расстояния гнезда, радиально внутренний локальный минимум расстояния гнезда и радиально наружный локальный минимум расстояния гнезда, являющиеся соседними локальными минимумами расстояния гнезда, (b) линейным сегментом расстояния гнезда радиально наружного локального минимума расстояния гнезда, и, наконец, (d) спроецированным линейным сегментом выступа гнезда, который является проекцией секции поверхности между радиально внутренним локальным минимумом расстояния гнезда и радиально наружным локальным минимумом расстояния гнезда на радиальную ось нижней части гнезда. Каждый из линейного сегмента гнезда и линейного сегмента расстояния гнезда перпендикулярен радиальной оси нижней части гнезда. Другими словами, выступ гнезда является областью между двумя соседними углублениями поверхности боковой стороны гнезда.

Если нижняя часть гнезда является точкой, нижняя часть гнезда и радиально внутренний локальный минимум расстояния гнезда совпадают для самого внутреннего выступа гнезда. Если нижняя часть гнезда является линейным сегментом, то есть, выпуклой секцией поверхности диска в нижней части гнезда, определяется, что, для самого внутреннего выступа гнезда, секция поверхности, которая частично ограничивает самый внутренний выступ гнезда, ограничена радиально наружным локальным минимумом расстояния гнезда и пересечением радиальной оси нижней части гнезда и нижней части гнезда.

Очевидно, что в микроскопическом масштабе боковая сторона гнезда содержит множество «микроскопических локальных минимумов» из-за шероховатости поверхности, микротрещин и т.д. Тем не менее, при определении границ выступа гнезда будут приниматься во внимание не микроскопические минимумы, а только локальные минимумы в макроскопическом масштабе.

Таким образом, посредством применения идеи изобретения к гнезду в диске ротора, гнездо сконструировано аналогично хвостовику елочной формы в лопасти. Применяется тот же принцип изобретения: Посредством выбора углов гнезда, принимая во внимание определенные граничные условия, распределение напряжения по контактным поверхностям гнезда может быть оптимизировано, и таким образом, риск повреждения и/или поломки контактной поверхности гнезда может быть минимизирован.

В предпочтительном варианте осуществления, гнездо содержит дополнительную боковую сторону гнезда, которая содержит множество дополнительных выступов гнезда, и боковая сторона гнезда, выступающая в качестве первой боковой стороны гнезда, и дополнительная боковая сторона гнезда, выступающая в качестве второй боковой стороны гнезда, расположены напротив друг друга по окружности.

Первое преимущество наличия дополнительной боковой стороны гнезда с множеством дополнительных выступов гнезда, расположенной напротив по окружности от боковой стороны гнезда с множеством выступов гнезда, с одной стороны, состоит в увеличенной надежности соединения между лопастью и диском ротора. Второе преимущество состоит в потенциально лучшем распределении напряжения и механической нагрузки по увеличенному количеству контактных поверхностей гнезда.

Другой предпочтительный вариант осуществления содержит первую форму гнезда, являющуюся копией второй формы гнезда, отображенной относительно радиальной оси нижней части гнезда.

По аналогии с зеркально-симметричными парами выступов хвостовика, зеркально-симметричные пары выступов гнезда также обладают важными преимуществами.

В этот раз, каждый выступ гнезда имеет форму выступа гнезда, и первая форма гнезда составлена из форм выступа гнезда выступов гнезда, в то время как вторая форма гнезда составлена из форм выступа гнезда дополнительных выступов гнезда. Опять же, преимущества возникают, например, из уменьшения стоимости производства гнезд.

В дополнительном варианте осуществления, максимальное расстояние гнезда первого выступа гнезда меньше, чем максимальное расстояние гнезда второго выступа гнезда, и/или максимальное расстояние гнезда второго выступа гнезда меньше, чем максимальное расстояние гнезда третьего выступа гнезда.

Преимущество такой сборки выступов хвостовика состоит в том, что общая механическая нагрузка распределяется по разным выступам гнезда оптимизированным образом.

В предпочтительном варианте осуществления, газотурбинный двигатель содержит диск ротора. В частности, диск ротора может являться деталью секции компрессора и/или секции турбины газотурбинного двигателя.

Стоит отметить, что подробности, преимущества и конструкционные многообразия, описанные для хвостовика лопасти, обычно также применимы к гнезду диска ротора, и наоборот.

Другой аспект изобретения относится к ротору турбомашины, который содержит лопасть ротора турбомашины и диск ротора турбомашины. Хвостовик лопасти и гнездо диска ротора имеют, соответственно, форму хвостовика и форму гнезда, которые соответствуют друг другу. Обе формы могут быть почти идентичными. В качестве альтернативы, две формы также могут намеренно отличаться друг от друга в некоторых аспектах. В частности, может быть полезно, чтобы во время работы ротора турбомашины соответствующие контактные поверхности хвостовика и гнезда находились в плотном контакте, в то время как соответствующие оставшиеся секции поверхности демонстрируют, по меньшей мере частично, небольшой промежуток между ними. За счет этого, например, разное тепловое расширение хвостовика и гнезда из-за разных коэффициентов теплового расширения или из-за разных температур хвостовика и гнезда может быть компенсировано.

В предпочтительном варианте осуществления, физический контакт между контактной поверхностью выступа хвостовика и контактной поверхностью выступа гнезда устанавливается во время работы ротора турбомашины.

В нерабочем состоянии, то есть, когда ротор турбомашины покоится, и никакие радиальные, то есть, центробежные, силы не прикладываются к компонентам, таким как хвостовик(и) и гнездо(а), может присутствовать промежуток между контактной поверхностью выступа хвостовика и контактной поверхностью выступа гнезда. Когда ротор турбомашины начинает вращение, центробежная сила толкает или прижимает лопасть с ее хвостовиком, включающим в себя выступы хвостовика, радиально наружу к контактным поверхностям гнезда. Величина центробежной силы, которую испытывает выступ, зависит, среди других факторов, от формы выступа, в частности, от угла контактной поверхности. Величина центробежной силы, прикладываемой к радиально самому внутреннему выступу, уменьшается, когда угол контактной поверхности уменьшается по сравнению с углом контактной поверхности, который равен углу контактной поверхности соседнего выступа.

Последний аспект изобретения относится к газотурбинному двигателю, который содержит ротор турбомашины с признаками, описанными выше. Газотурбинный двигатель может, например, использоваться в авиации, пассажирских наземных транспортных средствах, кораблях, в качестве механического привода, и может соединяться с электрогенератором.

Данное изобретение относится к установке деталей, предназначенных для вращения вокруг оси, на деталь, которая переносит установленные детали. Это применяется к примерам для лопастей ротора в паровых турбинах или газовых турбинах. Изобретение в принципе также может использоваться в других вращательных машинах, таких как двигатели или компрессоры. Кроме того, хвостовик лопасти согласно изобретению также может использоваться для установки неподвижных лопаток статора, несмотря на то, что проблема с центробежными силами не возникает для неподвижных устройств.

Аспекты, определенные выше, и дополнительные аспекты настоящего изобретения очевидны из примеров варианта осуществления, который будет описан далее в материалах настоящей заявки, и поясняются со ссылкой на примеры варианта осуществления.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Варианты осуществления изобретения далее будут описаны, лишь в качестве примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 показывает часть дисков ротора предшествующего уровня техники в виде в перспективе;

Фиг. 2 иллюстрирует лопасть предшествующего уровня техники в перспективе;

Фиг. 3 показывает, в виде поперечном сечении, части хвостовика елочной формы и гнезда елочной формы, фокусируясь на углах контактной поверхности относительно радиальной оси нижней части хвостовика и гнезда соответственно;

Фиг. 4 показывает, в виде поперечном сечении, части хвостовика елочной формы и гнезда елочной формы, фокусируясь на расстояниях хвостовика и гнезда соответственно.

Иллюстрация на чертеже является схематичной. Отметим, что для схожих или идентичных элементов на разных фигурах используются одинаковые символы ссылок.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Со ссылкой на фиг. 1, части двух дисков ротора предшествующего уровня техники, диска 11 ротора и дополнительного диска 11' ротора, показаны в виде в перспективе. В радиально наружной области диска 11 показано множество гнезд 12. Каждое гнездо елочной формы сконструировано так, чтобы в нем размещался хвостовик елочной формы (не показан).

Фиг. 2 показывает лопасть 20 предшествующего уровня техники, содержащую профиль 21, платформу 22 и хвостовик 23. Стоит повторить, что чертежи изображены не в масштабе. В частности, профиль 21 может быть существенно больше в других примерных вариантах осуществления. Хвостовик 23 содержит нижнюю часть 24 хвостовика, первый выступ 25 хвостовика, второй выступ 26 хвостовика и третий выступ 27 хвостовика. Каждый выступ 25, 26, 27 хвостовика содержит контактную поверхность на секции своей поверхности. Первый выступ 25 хвостовика содержит первую контактную поверхность 251 хвостовика, второй выступ 26 хвостовика содержит вторую контактную поверхность 261 хвостовика, а третий выступ 27 хвостовика содержит третью контактную поверхность 271 хвостовика.

Фиг. 3 изображает части хвостовика 23 и гнезда 12. В этот раз, показан вид в поперечном сечении в плоскости, перпендикулярной оси 31 ротора. Хвостовик 23 содержит нижнюю часть 36 ротора и обнаруживает радиальную ось 32 нижней части хвостовика, пересекающую ось 31 ротора и нижнюю часть 36 ротора. Хвостовик 23 содержит первую контактную поверхность 33 хвостовика с первым углом 331 хвостовика, составляющим примерно 45°, вторую контактную поверхность 34 хвостовика со вторым углом 341 хвостовика, составляющим примерно 55°, и третью контактную поверхность 35 хвостовика с третьим углом 351 хвостовика, также составляющим примерно 55°. Заданные углы 331, 341, 351 являются примерными и применяются только к изображенному примерному варианту осуществления.

Гнездо 12 содержит первую контактную поверхность 33' гнезда с первым углом 331' гнезда, составляющим примерно 45°, вторую контактную поверхность 34' гнезда со вторым углом 341' гнезда, составляющим примерно 55°, и третью контактную поверхность 35' гнезда с третьим углом 351' гнезда, составляющим примерно 55°. В примерном варианте осуществления по фиг. 3, хвостовик 23 и гнездо 12 содержат одинаковые углы 331, 341, 351 хвостовика и углы 331', 341', 351' гнезда, соответственно. Этот факт, также как и заданные углы 331', 341', 351' гнезда, является примерным и применяются только к изображенному примерному варианту осуществления.

В другом примерном варианте осуществления, хвостовик 23 содержит первую контактную поверхность 33 хвостовика с первым углом 331 хвостовика, составляющим примерно 43°, вторую контактную поверхность 34 хвостовика со вторым углом 341 хвостовика, составляющим примерно 45°, и третью контактную поверхность 35 хвостовика с третьим углом 351 хвостовика, также составляющим примерно 45°. Подобным образом, гнездо 12 содержит первую контактную поверхность 33' гнезда с первым углом 331' гнезда, составляющим примерно 43°, вторую контактную поверхность 34' гнезда со вторым углом 341' гнезда, составляющим примерно 45°, и третью контактную поверхность 35' гнезда с третьим углом 351' гнезда, составляющим примерно 45°. В данном примерном варианте осуществления, хвостовик 23 и гнездо 12 содержат одинаковые углы 331, 341, 351 хвостовика и углы 331', 341', 351' гнезда, соответственно. Этот факт, также как и заданные углы 331', 341', 351' гнезда, является примерным и применяются только к изображенному примерному варианту осуществления.

Как видно, первый угол 331, 331' контактной поверхности меньше, чем второй угол 341, 341' контактной поверхности, а второй угол 341, 341' контактной поверхности по существу равен третьему углу 351, 351' контактной поверхности.

Наконец, фиг. 4 показывает, в виде поперечном сечении, части хвостовика 23 елочной формы и гнезда 12 елочной формы, фокусируясь на расстояниях хвостовика и гнезда, соответственно. Хвостовик 23 содержит нижнюю часть 36 хвостовика и первый выступ 41 хвостовика. Первый выступ 41 хвостовика содержит участок хвостовика 23, который определен первой областью, окруженной секцией поверхности между нижней частью 36 хвостовика и первым локальным минимумом 414 расстояния хвостовика, линейным сегментом, ограниченным точками 413 и 414, и первым спроецированным линейным сегментом выступа хвостовика, определенным линейным сегментом, ограниченным точками 36 и 413. Аналогично, второй выступ 43 хвостовика содержит участок хвостовика 23, который определен второй областью, окруженной секцией поверхности между первым локальным минимумом 414 расстояния хвостовика и вторым локальным минимумом 434 расстояния хвостовика, линейным сегментом, ограниченным точками 433 и 434, и вторым спроецированным линейным сегментом выступа хвостовика, определенным линейным сегментом, ограниченным точками 413 и 433. Аналогично, опять же, третий выступ 45 хвостовика содержит участок хвостовика 23, который определен третьей областью, окруженной секцией поверхности между вторым локальным минимумом 434 расстояния хвостовика и третьим локальным минимумом 454 расстояния хвостовика, линейным сегментом, ограниченным точками 453 и 434, и третьим спроецированным линейным сегментом выступа хвостовика, определенным линейным сегментом, ограниченным точками 433 и 453.

Фиг. 4 также иллюстрирует расстояния гнезда. Гнездо 12 содержит нижнюю часть 37 гнезда и первый выступ 42 гнезда. Первый выступ 42 гнезда содержит участок гнезда 12, который определен первой областью, окруженной секцией поверхности между нижней частью 37 гнезда и первым локальным минимумом 422 расстояния гнезда, линейным сегментом, ограниченным точками 421 и 422, и первым спроецированным линейным сегментом выступа гнезда, определенным линейным сегментом, ограниченным точками 37 и 422. Аналогично, второй выступ 44 гнезда содержит участок гнезда 12, который определен второй областью, окруженной секцией поверхности между первым локальным минимумом 422 расстояния гнезда и вторым локальным минимумом 442 расстояния гнезда, линейным сегментом, ограниченным точками 441 и 442, и вторым спроецированным линейным сегментом выступа гнезда, определенным линейным сегментом, ограниченным точками 421 и 441. Аналогично, опять же, третий выступ 46 гнезда содержит участок гнезда 12, который определен третьей областью, окруженной секцией поверхности между вторым локальным минимумом 442 расстояния гнезда и третьим локальным минимумом 462 расстояния гнезда, линейным сегментом, ограниченным точками 461 и 462, и третьим спроецированным линейным сегментом выступа гнезда, определенным линейным сегментом, ограниченным точками 441 и 461.

Кроме того, фиг. 4 иллюстрирует примерный вариант осуществления изобретения с увеличивающимися максимальными расстояниями хвостовика и гнезда. Как видно на фиг. 4, максимальное расстояние хвостовика первого выступа 41 хвостовика, которое определяется длиной линейного сегмента, ограниченного точками 411 и 412, меньше, чем максимальное расстояние хвостовика второго выступа 43 хвостовика, которое определяется длиной линейного сегмента, ограниченного точками 431 и 432, которое, в свою очередь, меньше, чем максимальное расстояние хвостовика третьего выступа 45 хвостовика, которое определяется длиной линейного сегмента, ограниченного точками 451 и 452. Аналогично, максимальное расстояние гнезда первого выступа 42 гнезда, которое определяется длиной линейного сегмента, ограниченного точками 423 и 424, меньше, чем максимальное расстояние гнезда второго выступа 44 гнезда, которое определяется длиной линейного сегмента, ограниченного точками 443 и 444, которое, в свою очередь, меньше, чем максимальное расстояние гнезда третьего выступа 46 гнезда, которое определяется длиной линейного сегмента, ограниченного точками 463 и 464.

Примерные варианты осуществления по фиг. 3 и фиг. 4 показывают углы 331, 331', 341, 341', 351, 351' контактной поверхности, которые, в частности, являются преимущественными относительно распределения напряжения и механической нагрузки по поверхностям хвостовика и гнезда.

Переход от конструкции хвостовика лопасти и гнезда диска, имеющей номинально одинаковые углы контактной поверхности или несущего профиля, к настоящему изобретению, имеющему первый угол 331, 33' профиля, меньший, чем второй угол 341, 341' профиля и третий угол 35, 35' профиля, означает, что первая контактная поверхность 33, 33' испытывает уменьшенную нагрузку, и, следовательно, уменьшенное контактное напряжение и уменьшенное изгибающее напряжение в первом выступе 25 хвостовика. Следовательно, нагрузка на вторую контактную поверхность 34, 34' и третью контактную поверхность 35, 35' увеличивается, и, следовательно, увеличивает контактное напряжение и изгибающее напряжение во втором и третьем выступах 26, 27 хвостовика.

При уменьшении угла (331, 331') контактного профиля, связанный выступ становится менее жестким (более гибким) в силу уменьшенной площади поперечного сечения, и, следовательно, выступ имеет меньшую способность противостоять изгибанию со стороны прикладываемой контактной силы. Эта увеличенная гибкость снижает величину нагрузки на контактную поверхность профиля, и, следовательно, имеет место перераспределение общей нагрузки, переносимой хвостовиком 23, между всеми выступами, со вторым и третьим выступами, испытывающими относительное увеличение нагрузки.

Стоит принять во внимание, что нагрузки, испытываемые контактными поверхностями 33, 33', 34, 34', 35, 35', и распределение общей нагрузки между контактными поверхностями могут возникать из-за и подвергаться влиянию множества факторов, которые могут включать в себя центробежную нагрузку со стороны массы лопасти, аэродинамическую нагрузку на лопасть, тепловые деформации, радиальное увеличение диска и, следовательно, геометрические изменения в стойке/гнезде диска. Допустимые отклонения и суммируемые отклонения также могут быть причиной того, что контактные поверхности каждого выступа испытывают нагрузки, отличные от номинальных расчетных нагрузок. Дополнительно, распределение нагрузки по контактным поверхностям каждого из выступов может дополнительно подвергаться влиянию формы, и, следовательно, изгибному поведению форм хвостовика и гнезда самих отдельных выступов. Таким образом, для конструкции гнезда диска и хвостовика лопасти, имеющей номинально одинаковые углы контактного профиля, распределение нагрузок во время работы может существенно отличаться друг от друга, и может являться пагубным для срока службы хвостовика или стойки/гнезда диска.

В одном случае, в котором конструкция гнезда диска и хвостовика лопасти, имеющая номинально одинаковые углы контактной поверхности или профиля, и в котором нагрузка на первую контактную поверхность 33, 33' больше, чем на вторую и третью поверхности, уменьшение угла контактной поверхности первых выступов хвостовика и гнезда относительно второй и третьей контактных поверхностей увеличивает гибкость первого выступа, и, следовательно, уменьшает нагрузку на первый выступ. Это уменьшает величину нагрузки на контактную поверхность и, следовательно, уменьшает ее напряжение в основании и изгибающее напряжение в первом выступе 25. Полезным результатом является более выгодное распределение общей нагрузки на каждую из первой, второй и третьей контактных поверхностей. Конечно, если площадь контакта профиля хвостовика и профиля гнезда отличается между первым, вторым и третьим контактными профилями, можно достичь еще более равного напряжения в основании или давления. Это уменьшение напряжения на первой контактной поверхности 33, 33' и первом выступе 25 может увеличить срок службы лопасти и/или диска.

В другом случае, может потребоваться увеличить нагрузку, или контактное напряжение и/или изгибающее напряжение в первом выступе 25. В этом случае, требуется такое увеличение, чтобы существовало условие отказа резервного элемента для хвостовика 23. Здесь, вторая и третья контактные поверхности 34, 34' и 35, 35' являются относительно менее нагруженными, или имеют сниженную нагрузку относительно номинальной равномерно нагруженной или напряженной конструкции контактной поверхности. Таким образом, в случае отказа, вторая и третья контактные поверхности 34, 34' и 35, 35' и их выступы 26, 27 могут переносить общую нагрузку по меньшей мере до следующего интервала технического обслуживания, например.

Стоит отметить, что приведенные углы являются номинальными углами, и эти углы подвержены отклонениям. Контактные поверхности хвостовика и гнезда могут указываться ссылкой, как профильные поверхности.

Такие же цели и преимущества для хвостовика могут применяться к стойке(ам) диска, которая определяет гнезда диска, с помощью тех же принципов для уменьшения или увеличения одного или более углов контактной поверхности гнезда относительно друг друга.

1. Лопасть (20) ротора турбомашины с хвостовиком (23) елочной формы, приспособленная для закрепления в диске (11) ротора, установленном с возможностью вращения вокруг оси (31) ротора, в которой в плоскости, перпендикулярной оси (31) ротора,

- хвостовик (23) содержит нижнюю часть (36) хвостовика и боковую сторону хвостовика;

- боковая сторона хвостовика содержит множество выступов (41, 43, 45) хвостовика, каждый из выступов (41, 43, 45) хвостовика содержит контактную поверхность хвостовика, приспособленную для того, чтобы находиться в физическом контакте с контактной поверхностью диска (11) ротора;

- множество выступов (41, 43, 45) хвостовика содержит первый выступ (41) хвостовика с первой контактной поверхностью (33) хвостовика, второй выступ (43) хвостовика со второй контактной поверхностью (34) хвостовика и третий выступ (45) хвостовика с третьей контактной поверхностью (35) хвостовика, первый выступ (41) хвостовика, расположенный ближе к нижней части (36) хвостовика, чем второй выступ (43) хвостовика, и второй выступ (43) хвостовика, расположенный ближе к нижней части (36) хвостовика, чем третий выступ (45) хвостовика;

- первая контактная поверхность (33) нижней части хвостовика наклонена относительно радиальной оси (32) на первый угол (331) хвостовика, причем радиальная ось (32) нижней части хвостовика определена линией, проходящей через ось (31) ротора и нижнюю часть (36) хвостовика;

- вторая контактная поверхность (34) хвостовика наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части хвостовика на второй угол (341) хвостовика; и

- третья контактная поверхность (35) хвостовика наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части хвостовика на третий угол (351) хвостовика;

причем по меньшей мере один из углов (331, 341, 351) хвостовика находится в диапазоне от 1° до 15° от любого из других углов хвостовика.

2. Лопасть (20) ротора турбомашины по п. 1, в которой по меньшей мере один из углов (331, 341, 351) хвостовика находится в диапазоне от 1° до 5° от любого из других углов хвостовика.

3. Лопасть (20) ротора турбомашины по п. 1, в которой первый угол (331) хвостовика меньше или больше, чем второй угол (341) хвостовика, а второй угол хвостовика по существу равен третьему углу (351) хвостовика.

4. Лопасть (20) ротора турбомашины по п. 2, в которой первый угол (331) хвостовика меньше или больше, чем второй угол (341) хвостовика, а второй угол хвостовика по существу равен третьему углу (351) хвостовика.

5. Лопасть (20) ротора турбомашины по любому из пп. 1-4, в которой первый угол (331) хвостовика примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол (341) хвостовика или третий угол (351) хвостовика.

6. Лопасть (20) ротора турбомашины по любому из пп. 1-4, в которой первый угол (331) хвостовика примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол (341) хвостовика, а второй угол хвостовика равен третьему углу (351) хвостовика.

7. Лопасть (20) ротора турбомашины по любому из пп. 1-4,

в которой хвостовик (23) содержит дополнительную боковую сторону хвостовика, которая содержит множество дополнительных выступов хвостовика, и боковая сторона хвостовика и дополнительная боковая сторона хвостовика расположены напротив друг друга по окружности.

8. Лопасть (20) ротора турбомашины по п. 7, в которой множество выступов (41, 43, 45) хвостовика имеют первую форму хвостовика, а множество дополнительных выступов хвостовика имеют вторую форму хвостовика, причем выступы первой формы хвостовика являются зеркальным отображением выступов второй формы хвостовика относительно радиальной оси (32) нижней части хвостовика.

9. Лопасть (20) ротора турбомашины по любому из пп. 1-4, в которой

- каждый из выступов (41, 43, 45) хвостовика имеет максимальное протяжение до радиальной оси (32) нижней части хвостовика, причем протяжение хвостовика определяется длиной линейного отрезка между участком поверхности выступа хвостовика и радиальной осью (32) нижней части хвостовика, причем указанный линейный отрезок хвостовика перпендикулярен радиальной оси (32) нижней части хвостовика; и

- максимальное протяжение выступа (41) хвостовика меньше, чем максимальное протяжение второго выступа (43) хвостовика, и/или максимальное протяжение второго выступа (43) хвостовика меньше, чем максимальное протяжение третьего выступа (45) хвостовика.

10. Лопасть (20) ротора турбомашины по любому из пп. 1-4,

в которой лопасть (20) ротора турбомашины является деталью секции турбины газотурбинного двигателя и/или секции компрессора газотурбинного двигателя.

11. Диск (11) ротора турбомашины с гнездом (12) елочной формы, установленный с возможностью вращения вокруг оси (31) ротора, в котором в плоскости, перпендикулярной оси (31) ротора,

- гнездо (12) содержит нижнюю часть (37) гнезда и боковую сторону гнезда;

- боковая сторона гнезда содержит множество выступов (42, 44, 46) гнезда, каждый из выступов (42, 44, 46) гнезда содержит контактную поверхность гнезда, приспособленную для того, чтобы находиться в физическом контакте с контактной поверхностью хвостовика лопасти (20) ротора турбомашины;

- множество выступов (42, 44, 46) гнезда содержит первый выступ (42) гнезда с первой контактной поверхностью (33') гнезда, второй выступ (44) гнезда со второй контактной поверхностью (34') гнезда и третий выступ (46) гнезда с третьей контактной поверхностью (35') гнезда, первый выступ (42) гнезда, расположенный ближе к нижней части (37) гнезда, чем второй выступ (44) гнезда, и второй выступ (44) гнезда, расположенный ближе к нижней части (37) гнезда, чем третий выступ (46) гнезда;

- первая контактная поверхность (33') гнезда наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части гнезда на первый угол (331') гнезда, причем радиальная ось (32) нижней части гнезда определена линией, проходящей через ось (31) ротора и нижнюю часть (37) гнезда;

- вторая контактная поверхность (34') гнезда наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части гнезда на второй угол (341') гнезда; и

- третья контактная поверхность (35') гнезда наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части гнезда на третий угол (351') гнезда;

причем по меньшей мере один из углов (331', 341', 351') гнезда находится в диапазоне от 1° до 15° от любого из других углов гнезда.

12. Диск (11) ротора турбомашины по п. 11, в котором по меньшей мере один из углов (331', 341', 351') гнезда находится в диапазоне от 1° до 5° от любого из других углов гнезда.

13. Диск (11) ротора турбомашины по п. 11, в котором первый угол (331') гнезда меньше или больше, чем второй угол (341') гнезда, а второй угол гнезда по существу равен третьему углу (351') гнезда.

14. Диск (11) ротора турбомашины по любому из пп. 11-13, в котором первый угол (331') гнезда примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол (341') гнезда или третий угол (351') гнезда.

15. Диск (11) ротора турбомашины по любому из пп. 11-13, в котором первый угол (331') гнезда примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол (341') гнезда, а второй угол гнезда равен третьему углу (351') гнезда.

16. Диск (11) ротора турбомашины по любому из пп. 11-13,

в котором гнездо (12) содержит дополнительную боковую сторону гнезда, которая содержит множество дополнительных выступов гнезда, и боковая сторона гнезда и дополнительная боковая сторона гнезда расположены напротив друг друга по окружности.

17. Диск (11) ротора турбомашины по п. 16, в котором множество выступов (42, 44, 46) гнезда имеют первую форму гнезда, а множество дополнительных выступов гнезда имеют вторую форму гнезда, причем первая форма гнезда является зеркальным отображением второй формы гнезда относительно радиальной оси (32) нижней части гнезда.

18. Диск (11) ротора турбомашины по любому из пп. 11-13, в котором

- каждый из выступов (42, 44, 46) гнезда имеет максимальное протяжение до радиальной оси (32) нижней части гнезда, причем протяжение гнезда определяется длиной линейного отрезка гнезда между участком поверхности выступа гнезда и радиальной осью (32) нижней части гнезда, причем линейный отрезок гнезда перпендикулярен радиальной оси (32) нижней части гнезда; и

- максимальное протяжение гнезда первого выступа (42) гнезда меньше, чем максимальное протяжение гнезда второго выступа (44) гнезда, и/или максимальное протяжение гнезда второго выступа (44) гнезда меньше, чем максимальное протяжение гнезда третьего выступа (46) гнезда.

19. Диск (11) ротора турбомашины по любому из пп. 11-13,

в котором диск (11) ротора турбомашины является деталью газотурбинного двигателя, в частности деталью секции турбины газотурбинного двигателя и/или секции компрессора газотурбинного двигателя.

20. Ротор турбомашины, содержащий лопасть (20) ротора турбомашины по одному из пп. 1-4 и диск (11) ротора турбомашины по одному из пп. 11-13.

21. Ротор турбомашины по п. 20,

в котором физический контакт между первой контактной поверхностью (33) хвостовика и первой контактной поверхностью (33') гнезда, и/или между второй контактной поверхностью (34) хвостовика и второй контактной поверхностью (34') гнезда, и/или между третьей контактной поверхностью (35) хвостовика и третьей контактной поверхностью (35') гнезда устанавливается во время работы ротора турбомашины.

22. Газотурбинный двигатель, содержащий ротор турбомашины по одному из пп. 20 или 21.



 

Похожие патенты:

Турбинная система включает роторную лопатку с хвостовиком и турбинный диск, содержащий щель, в которой закреплен хвостовик роторной лопатки. Щель турбинного диска содержит множество противоположных пар выступов щели, множество противоположных пар углублений щели и дно щели.

Группа изобретений относится к газотурбинному двигателю, а именно к вариантам выполнения лопатки его ротора. Лопатка ротора содержит аэродинамический профиль, основание, неразъемно соединенное с аэродинамическим профилем, и замок, неразъемно соединенный с основанием и устанавливаемый в паз в ступице ротора газотурбинного двигателя.

Система соединения металлического компонента и компонента из композиционного материала с керамической матрицей включает фиксирующий штифт, втулку из пенометалла, первое отверстие в металлическом компоненте и второе отверстие в компоненте из композиционного материала с керамической матрицей.

Крыльчатка для турбомашины, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, содержит диск (50) ротора, включающий в себя на своей внешней периферии ребра (14) жесткости, ограничивающие гнезда (18) осевого монтажа и радиального удерживания замков лопаток.

Рабочее колесо турбомашины содержит основную часть, паз для размещения лопаток и паз для заводки лопаток. Основная часть рабочего колеса имеет первую поверхность и противоположную вторую поверхность, соединенные поверхностью по наружному диаметру, имеющей среднюю линию.

Изобретение относится к энергетике. Удерживающее устройство для поддержания в фиксированном осевом положении второго компонента ротационной машины, установленного в осевом направлении на первый компонент ротационной машины, содержит фиксирующий элемент, размеры и конструкция которого обеспечивают возможность его перемещения между первым и вторым выровненными углублениями, выполненными в первом и втором компонентах ротационной машины.

Устройство крепления лопатки с крепежным элементом к крепежному пазу рабочего колеса содержит переходник и накладку. Переходник расположен между лопаткой и рабочим колесом и имеет крепежный паз, комплементарный крепежному элементу лопатки, и крепежный элемент, комплементарный крепежному пазу рабочего колеса.

Хвостовик лопатки содержит множество пар противоположных выступов, множество пар противоположных скруглений, множество боковых поверхностей и нижнюю часть хвостовика лопатки.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при проектировании хвостовиков рабочих лопаток паровых и газовых турбин. Хвостовики рабочих лопаток Т-образного или вильчатого типа расположены с натягом в окружном направлении.

Изобретение относится к узлу крепления лопатки к рабочему колесу турбины. Узел крепления лопатки к колесу турбины, которое содержит ряд лопаток (4), окружающих центральный диск (2).

Изобретение относится к области турбомашиностроения, в частности может быть использовано в конструкции рабочих колес осевых компрессоров газотурбинных двигателей. Рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя содержит диск, на наружной поверхности которого выполнен кольцевой паз. Через установочные пазы в кольцевой паз установлены хвостовики лопаток с контактными коническими, относительно продольной оси диска, поверхностями. Хвостовики зафиксированы в окружном направлении посредством установленных в кольцевом пазу вкладышей с фиксаторами. Установочные пазы соответствуют количеству лопаток и выполнены в одной из кромок кольцевого паза. В боковой стенке кольцевого паза со стороны установочных пазов выполнена кольцевая канавка. В кольцевой канавке установлены кольцевые сегменты с возможностью их осевого смещения до контакта с натягом с хвостовиками лопаток по коническим поверхностям относительно продольной оси диска посредством фиксации каждого из кольцевых сегментов относительно близлежащих вкладышей. Изобретение позволяет повысить технологичность и ремонтопригодность ротора компрессора за счет упрощения монтажа и демонтажа любой из лопаток в рабочем колесе указанного ротора. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Настоящее изобретение относится к конструкции лопаток ротора компрессора осевой турбомашины, в частности к способу присоединения лопаток к ротору. Лопатка ротора осевой турбомашины содержит аэродинамическую часть и платформу для присоединения её к ротору. Вдоль главной оси лопатки платформа содержит первый слой, образующий поверхность, ограничивающую поток текучей среды, а также второй слой, расположенный под первым слоем относительно аэродинамических поверхностей. Причём второй слой спроектирован с возможностью сопряжения с внутренней поверхностью стенки ротора вокруг отверстия в указанном роторе для его присоединения. Также представлен лопастной ротор. Изобретение позволяет реализовать лёгкий и простой способ присоединения лопаток к барабану компрессора. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к подвижным лопаткам в турбине низкого давления турбомашины, в частности к определенному размещению замка движущейся лопатки в турбине низкого давления. Подвижная лопатка турбины низкого давления, которая имеет замок и перо. При этом перо имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, причем указанный замок имеет хвостовик (11), связывающий перо с замком. Хвостовик (11) выполнен так, что поперечное сечение указанного хвостовика имеет: первую прямую часть (14), вторую криволинейную часть (15) и третью прямую часть (16). Криволинейная часть (15) имеет наружную поверхность (18), соответствующую профилю наружной поверхности указанного пера, и внутреннюю поверхность (17), соответствующую профилю внутренней поверхности указанного пера. Также представлена турбина низкого давления для турбомашины. Изобретение позволяет уменьшить массу турбины при сохранении качественной механической прочности. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, в частности, может быть использовано в конструкции рабочих колес осевых компрессоров газотурбинных двигателей. Рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя содержит диск с кольцевым пазом и лопатки. Между противолежащими кромками паза образован зазор. В противолежащих кромках кольцевого паза диска выполнен по меньшей мере один установочный паз. Хвостовики лопаток установлены в кольцевом пазу диска по окружности, причем боковые поверхности хвостовиков лопаток контактируют со стенками кольцевого паза. Вкладыши с фиксаторами установлены в кольцевом пазу. По меньшей мере одна контровочная лопатка установлена в установочном пазу между двумя близлежащими вкладышами, контактные боковые поверхности хвостовика которой направлены в стороны упомянутых вкладышей и установлены в пазах, выполненных в близлежащих торцах последних. Между близлежащими торцами вкладышей и хвостовиков лопаток образованы зазоры, равные или большие по ширине, чем расстояние, на которое боковая контактная поверхность хвостовика контровочной лопатки входит в паз в торце вкладыша. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является упрощение монтажа/демонтажа любой из лопаток в рабочем колесе ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя. 7 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, в частности, может быть использовано в конструкции рабочих колес осевых компрессоров газотурбинных двигателей. Рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя содержит диск с кольцевым пазом и лопатки. Между противолежащими кромками паза образован зазор. В противолежащих кромках кольцевого паза диска выполнен по меньшей мере один установочный паз. Хвостовики лопаток установлены в кольцевом пазу диска по окружности, причем боковые поверхности хвостовиков лопаток контактируют со стенками кольцевого паза. Вкладыши с фиксаторами установлены в кольцевом пазу. По меньшей мере одна контровочная лопатка установлена в установочном пазу между двумя близлежащими вкладышами, контактные боковые поверхности хвостовика которой направлены в стороны упомянутых вкладышей и установлены в пазах, выполненных в близлежащих торцах последних. Между близлежащими торцами вкладышей и хвостовиков лопаток образованы зазоры, равные или большие по ширине, чем расстояние, на которое боковая контактная поверхность хвостовика контровочной лопатки входит в паз в торце вкладыша. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является упрощение монтажа/демонтажа любой из лопаток в рабочем колесе ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя. 7 ил.

Рабочая лопатка турбомашины выполнена с возможностью прикрепления к роторному колесу одной ступени турбомашины и имеющая по меньшей мере одну характеристику, включающую по меньшей мере одно из следующего: ширину шейки, длину платформы, угол между точкой перегиба указанной платформы и краем платформы или указанной шейкой, высоту платформы, высоту хвостовика, ширину хвостовика и окружную ширину монтажного основания рабочей лопатки. Рабочая лопатка выполнена так, что указанная по меньшей мере одна характеристика согласована с сопряженной характеристикой указанного роторного колеса, включающей по меньшей мере одно из следующего: ширину проема паза, глубину отверстия для платформы, ширину суженной части паза, угол сужения паза, глубину расширенной части паза и ширину расширенной части паза. При этом указанная рабочая лопатка имеет аэродинамическую часть заданного профиля, выполненную по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, представленными в масштабируемой таблице, выбранной из группы, состоящей из Таблиц 1-11, в которой указанные значения X, Y и Z являются безразмерными значениями, приведенными с возможностью преобразования в размерные расстояния путем умножения этих значений X, Y и Z на некоторое число, причем координаты X и Y представляют собой координаты, которые, будучи соединенными непрерывными дугами, задают сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z, при этом сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z соединены друг с другом с формированием полной формы аэродинамической части. Устраняется возможность нежелательного соединения указанной рабочей лопатки с роторным колесом другой ступени турбомашины. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 9 ил., 11 табл.

Рабочая лопатка турбомашины выполнена с возможностью прикрепления к роторному колесу одной ступени турбомашины и имеющая по меньшей мере одну характеристику, включающую по меньшей мере одно из следующего: ширину шейки, длину платформы, угол между точкой перегиба указанной платформы и краем платформы или указанной шейкой, высоту платформы, высоту хвостовика, ширину хвостовика и окружную ширину монтажного основания рабочей лопатки. Рабочая лопатка выполнена так, что указанная по меньшей мере одна характеристика согласована с сопряженной характеристикой указанного роторного колеса, включающей по меньшей мере одно из следующего: ширину проема паза, глубину отверстия для платформы, ширину суженной части паза, угол сужения паза, глубину расширенной части паза и ширину расширенной части паза. При этом указанная рабочая лопатка имеет аэродинамическую часть заданного профиля, выполненную по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, представленными в масштабируемой таблице, выбранной из группы, состоящей из Таблиц 1-11, в которой указанные значения X, Y и Z являются безразмерными значениями, приведенными с возможностью преобразования в размерные расстояния путем умножения этих значений X, Y и Z на некоторое число, причем координаты X и Y представляют собой координаты, которые, будучи соединенными непрерывными дугами, задают сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z, при этом сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z соединены друг с другом с формированием полной формы аэродинамической части. Устраняется возможность нежелательного соединения указанной рабочей лопатки с роторным колесом другой ступени турбомашины. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 9 ил., 11 табл.

Лопаточный аппарат для газовой турбины содержит лопаточное устройство и дополнительное лопаточное устройство. Лопаточное устройство содержит бандажную полку, перо, проходящее от бандажной полки, и демпфирующую проволоку. Бандажная полка содержит на окружном конце наклонный торец с выемкой, а демпфирующая проволока расположена в пределах выемки и выполнена с возможностью контакта с бандажной полкой и дополнительным наклонным торцом дополнительной бандажной полки дополнительного лопаточного устройства, которая расположена рядом с бандажной полкой вдоль окружного направления. Выемка содержит наклонную боковую поверхность, нормаль к которой не параллельна радиальному направлению, так что радиальное расстояние от демпфирующей проволоки до оси вращения изменяется при ее перемещении вдоль наклонной боковой поверхности. Демпфирующая проволока выполнена с возможностью расположения лишь в одной наклонной выемке в бандажной полке одной лопатки таким образом, что при эксплуатации газовой турбины демпфирующая проволока перемещается вдоль наклонной боковой поверхности выемки из радиально внутреннего положения в выемке в радиально внешнее положение в выемке. Демпфирующая проволока контактирует с бандажной полкой и дополнительным наклонным торцом дополнительной бандажной полки в радиально внешнем положении в выемке. Дополнительный наклонный торец содержит плоскую поверхность, к которой демпфирующая проволока имеет возможность примыкания. При изготовлении лопаточного аппарата располагают дополнительную бандажную полку рядом с бандажной полкой вдоль окружного направления таким образом, что наклонный торец и дополнительный наклонный торец обращены друг к другу, и располагают демпфирующую проволоку лишь в одной наклонной выемке в бандажной полке одной лопатки. Группа изобретений позволяет упростить сборку и разборку газовой турбины, лопаточной аппарат которой содержит демпфирующую проволоку между бандажными полками соседних лопаток. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Ротор осевой газовой турбины относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции турбин газотурбинных двигателей. Ротор осевой газовой турбины содержит основной диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, прикрепленный к нему с помощью байонетного соединения, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части рабочих лопаток. В ободе основного диска между рабочими лопатками выполнен по меньшей мере один радиальный паз, в покрывном диске выполнен ответный паз, образующий с пазом диска полость, в которой установлен фиксатор. На покрывном диске по обе стороны паза в поперечном направлении выполнены канавки, при этом каждый фиксатор снабжен пластиной, контактирующей с ним средней частью, а концы пластины размещены в канавках и контактируют с соседними лопатками. Изобретение позволяет уменьшить напряжения в дисках, возникающие в зоне осевых отверстий в дисках во время работы двигателя, и таким образом повысить надежность ротора и осевой газовой турбины в целом. 2 ил.

Ротор осевой газовой турбины относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции турбин газотурбинных двигателей. Ротор осевой газовой турбины содержит основной диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, прикрепленный к нему с помощью байонетного соединения, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части рабочих лопаток. В ободе основного диска между рабочими лопатками выполнен по меньшей мере один радиальный паз, в покрывном диске выполнен ответный паз, образующий с пазом диска полость, в которой установлен фиксатор. На покрывном диске по обе стороны паза в поперечном направлении выполнены канавки, при этом каждый фиксатор снабжен пластиной, контактирующей с ним средней частью, а концы пластины размещены в канавках и контактируют с соседними лопатками. Изобретение позволяет уменьшить напряжения в дисках, возникающие в зоне осевых отверстий в дисках во время работы двигателя, и таким образом повысить надежность ротора и осевой газовой турбины в целом. 2 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2013-02-04 2017-10-21T18:00:27
Наверх