Ротор турбины для газотурбинного двигателя

Объектом изобретения является ротор турбины для газотурбинного двигателя, при этом упомянутый ротор содержит: входной диск (1) турбины; выходной диск (5) турбины; кольцевой фланец (b); первую обечайку (11), соединяющую входной диск турбины с кольцевым фланцем; вторую обечайку (51), соединяющую выходной диск турбины с кольцевым фланцем; устройство разделения воздушных потоков, содержащее: первую часть (3), образующую первое кольцо, расположенное между входным диском турбины и выходным диском турбины; вторую часть (4), образующую второе кольцо и имеющую первый участок, расположенный напротив выходного диска турбины, и второй участок, расположенный между первой обечайкой и второй обечайкой; и зону (6) теплоизоляции, расположенную между первой частью и второй частью. Технический результат: уменьшение разности температур, вследствие чего предотвращаются повреждения или разрыв кольцевого фланца. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к ротору турбины для газотурбинного двигателя, предназначенного для оснащения летательных аппаратов, и, в частности, к ротору турбины низкого или среднего давления.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В газотурбинных двигателях обычно используют воздух, поступающий от компрессора высокого давления, для охлаждения деталей, находящихся в термически горячих зонах на выходе камеры сгорания газотурбинного двигателя. Например, ротор турбины низкого давления необходимо вентилировать «свежим» воздухом, чтобы охлаждать соединения или крепления лопаток на дисках ротора за счет соответствующей циркуляции воздуха на уровне соединения между ножками лопаток и ободом диска.

На фиг. 1 схематично показан ротор турбины согласно известному решению, содержащий входной диск 1, выходной диск 5, кольцевой фланец b. Первая обечайка 11 соединяет входной диск 1 с кольцевым фланцем b. Вторая обечайка 51 соединяет выходной диск 5 с кольцевым фланцем b. Ротор содержит также устройство 4 разделения потоков, второй участок 41 которого расположен между первой обечайкой 11 и второй обечайкой 51. Эти три элемента: участок 41, первая обечайка 11 и вторая обечайка 51 удерживаются вместе кольцевым фланцем b. Устройство разделения потоков называется лабиринтным кольцом, учитывая его кольцевую форму на 360° и присутствие гребешков с. Гребешки с лабиринтного кольца 4 обеспечивают герметичность между зонами турбины, находящимися под разным давлением. Они находятся напротив элементов из истираемого материала на статорной части. Эти элементы позволяют избегать разрушения гребешков, когда они входят в контакт со статором.

Устройство 4 разделения потоков в роторе имеет Y-образную форму, чтобы защищать обечайки дисков и направлять воздушные потоки, которые охлаждают диски. Внутри роторной конструкции одновременно проходят три тепловых потока f1, f2 и fv: первый поток f1 для вентиляции входного диска, второй поток f2 для вентиляции выходного диска и внешний поток fv, поступающий из воздушного тракта турбины.

Первый вентиляционный поток f1, предназначенный для охлаждения входного диска, проходит (в направлении стрелки) во входном диске через ячейки, выполненные во входном диске 1, затем через по меньшей мере одно отверстие 45, выполненное в устройстве 4 разделения потоков.

Второй вентиляционный поток f2, предназначенный для охлаждения выходного диска, проходит (в направлении стрелки) через множество отверстий в виде полумесяца (на фиг. 1 не показаны) устройства 4 разделения потоков и проходит в выходном диске через ячейки, выполненные в выходном диске 5.

Основным недостатком устройства, показанного на фиг. 1, является присутствие термических градиентов на уровне кольцевого фланца по причине одновременного прохождения различных воздушных потоков, имеющих разные температуры. Кольцевой фланец удерживает вместе обечайку 11 входного диска, обечайку 51 выходного диска и устройство 4 разделения потоков. Термические градиенты создают механические напряжения на кольцевом фланце. Эти механические напряжения могут привести к повреждению и даже к разрыву кольцевого фланца.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей изобретения является преодоление всех или части вышеупомянутых недостатков известных технических решений, и, в частности, оно призвано предложить средства, позволяющие уменьшить механические напряжения на уровне кольцевого фланца, соединяющего входной диск и выходной диск ротора турбины.

В этой связи объектом изобретения является ротор турбины для газотурбинного двигателя, при этом упомянутый ротор содержит:

- входной диск турбины;

- выходной диск турбины;

- кольцевой фланец;

- первую обечайку, соединяющую входной диск турбины с кольцевым фланцем;

- вторую обечайку, соединяющую выходной диск турбины с кольцевым фланцем;

- устройство разделения воздушных потоков, содержащее:

- первую часть, образующую первое кольцо, расположенное между входным диском турбины и выходным диском турбины;

- вторую часть, образующую второе кольцо, при этом упомянутая вторая часть имеет первый участок, расположенный напротив выходного диска турбины, и второй участок, расположенный между первой обечайкой и второй обечайкой; и

- зону теплоизоляции, расположенную между первой частью и второй частью.

При такой конструкции воздушные вентиляционные потоки между входной частью и выходной частью отделены друг от друга. Действительно, зона теплоизоляции, а также первая часть и вторая часть образуют физическую границу между вентиляционным потоком для охлаждения входного диска и вентиляционным потоком для охлаждения выходного диска. Благодаря разделению воздушных вентиляционных потоков, термический градиент на уровне фланца уменьшается и даже устраняется, так же как уменьшаются и даже устраняются механические напряжения на уровне фланца. Присутствие зоны теплоизоляции позволяет не соединять напрямую, то есть через материал, зоны, входящие в контакт с холодным воздушным потоком и с горячим воздушным потоком, чтобы уменьшить механические напряжения, связанные с термическими градиентами.

Кроме вышеупомянутых главных отличительных признаков, заявленный ротор может иметь один или несколько дополнительных признаков, которые можно рассматривать отдельно или в технически возможных комбинациях:

- зона теплоизоляции является пространством, заполненным воздухом;

- зона теплоизоляции расположена между нижней частью первой части и верхней частью второй части и находится напротив второй обечайки;

- первая часть устройства разделения потоков и вторая часть устройства разделения потоков выполнены в виде единой детали;

- первая часть устройства разделения потоков и вторая часть устройства разделения потоков выполнены в виде отдельных деталей;

- первая часть устройства разделения потоков является лабиринтной прокладкой, при этом упомянутая лабиринтная прокладка содержит по меньшей мере один гребешок;

- третий участок первой части опирается на входной диск, четвертый участок первой части опирается на первый участок второй части, при этом упомянутый первый участок выполнен с возможностью удержания первой части в радиальном направлении. Таким образом, первая часть удерживается в положении опоры между входным диском и второй частью, причем последняя удерживается в положении опоры на выходной диск и кольцевым фланцем;

- кольцевой фланец удерживает между собой первую обечайку, вторую обечайку и вторую часть устройства разделения потоков.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий ротор согласно одному из описанных выше вариантов выполнения.

Объектом изобретения является также летательный аппарат, содержащий ротор согласно одному из описанных выше вариантов выполнения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схематичный вид в разрезе известного ротора турбины для газотурбинного двигателя.

Фиг. 2 - схематичный вид в разрезе ротора турбины для газотурбинного двигателя согласно варианту выполнения изобретения.

Для большей ясности на всех фигурах идентичные или аналогичные элементы имеют одинаковые обозначения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТА ВЫПОЛНЕНИЯ

На фиг. 2 представлен схематичный вид в разрезе ротора турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата и, в частности, ротора турбины низкого давления. Ротор содержит входной диск 1 турбины, а также выходной диск 5 турбины. Входной диск 1 турбины является, например, частью первой ступени турбины низкого давления, и выходной диск 5 турбины входит в состав второй ступени турбины низкого давления.

Ротор содержит также первую обечайку 11 и вторую обечайку 51. Первая обечайка 11 и вторая обечайка 51 являются цилиндрическими обечайками. Первая обечайка 11 соединяет входной диск 1 с кольцевым фланцем b. Вторая обечайка 51 соединяет выходной диск 1 с кольцевым фланцем b. Кольцевой фланец b позволяет удерживать вместе первую обечайку 11 и вторую обечайку 51.

Ротор содержит также устройство (3,4) разделения воздушных потоков. Это устройство выполняет функцию обеспечения разделения воздушных потоков, проходящих в роторе, а именно первого потока f1 (направление прохождения показано на фиг. 2 стрелкой), который служит для вентиляции входного диска 1, и второго потока f2 (направление прохождения показано на фиг. 2 стрелкой), который служит для вентиляции выходного диска 5.

Устройство разделения потоков содержит первую часть 3 и вторую часть 4. В этом примере выполнения первая часть 3 и вторая часть 4 являются отдельными деталями. Первая часть 3, образующая первое кольцо 3, расположена между входным диском 1 турбины и выходным диском 5 турбины. В этом примере выполнения первая часть является лабиринтной прокладкой и содержит по меньшей мере один гребешок с. Во время работы турбины гребешок с входит в контакт с истираемым материалом элемента 2 статора турбины. Вторая часть 4, образующая второе кольцо, расположена между выходным диском 5 турбины и первой 11 и второй 51 обечайками. Вторая часть 4 содержит первый участок 42, расположенный напротив выходного диска 5 турбины. В данном случае первый участок 42 опирается на выходной диск 5 турбины. Вторая часть 4 содержит второй участок, расположенный между первой обечайкой 11 и второй обечайкой 51 и удерживается в положении кольцевым фланцем b. Устройство разделения потоков содержит также зону 6 теплоизоляции между первой частью 3 и второй частью 4. В этом примере выполнения зона 6 теплоизоляции является пространством, заполненным воздухом, между двумя отдельными деталями, которыми являются первое кольцо 3 и второе кольцо 4. Зона 6 теплоизоляции находится между нижней частью первого кольца 3 и верхней частью второго кольца 4. Она находится напротив по меньшей мере второй обечайки 51, которая соединяет выходной диск 5 турбины с кольцевым фланцем b. В этом примере выполнения она находится одновременно напротив второй обечайки 51 и первой обечайки 11, при этом зона 6 теплоизоляции является пространством, заполненным воздухом и изолирующим кольцевой фланец от первого вентиляционного потока f1 и от второго вентиляционного потока f2.

Что касается расположения первой части 3, то третий участок 31 первой части опирается на входной диск 1 турбины, и четвертый участок 32 первой части опирается на первый участок 42 второй части. Первый участок 42 второй части удерживает первую часть 3 в радиальном направлении. В этом примере выполнения первый участок 42 образует крюк, в который заходит четвертый участок 32 первой части.

Ротор содержит первое устройство вентиляции, включающее в себя множество ячеек (не показаны) входного диска 1 и по меньшей мере одно отверстие 45 стенки первой части устройства разделения потоков. Первое устройство вентиляции обеспечивает циркуляцию первого вентиляционного потока f1 для вентиляции входного диска. Первый вентиляционный поток f1 встречает на своем пути внешний поток fv, поступающий из воздушного тракта, на выходе отверстия 45, выполненного в стенке первой части устройства разделения потоков. Ротор содержит также второе устройство вентиляции, включающее в себя множество отверстий в виде полумесяца (не показаны), выполненных во второй части устройства разделения потоков таким образом, чтобы направлять второй вентиляционный поток f2 между первой обечайкой и второй обечайкой в сторону пространства, заключенного между второй частью 4 устройства разделения потоков и второй обечайкой 51. Второе устройство вентиляции содержит также множество ячеек, выполненных в выходном диске 5. Второе устройство вентиляции обеспечивает циркуляцию второго вентиляционного потока f2 для вентиляции выходного диска.

Изобретение не ограничивается вариантами выполнения, описанными выше со ссылками на фигуры, и, не выходя за рамки изобретения, можно предусмотреть его различные версии.

1. Ротор турбины для газотурбинного двигателя, при этом упомянутый ротор содержит:

входной диск (1) турбины;

выходной диск (5) турбины;

кольцевой фланец (b);

первую обечайку (11), соединяющую входной диск турбины с кольцевым фланцем;

вторую обечайку (51), соединяющую выходной диск турбины с кольцевым фланцем;

устройство разделения воздушных потоков;

отличающийся тем, что устройство разделения воздушных потоков содержит:

первую часть (3), образующую первое кольцо, расположенное между входным диском турбины и выходным диском турбины;

вторую часть (4), образующую второе кольцо, при этом упомянутая вторая часть имеет первый участок, расположенный напротив выходного диска турбины, и второй участок, расположенный между первой обечайкой и второй обечайкой; и

зону (6) теплоизоляции, расположенную между первой частью и второй частью.

2. Ротор по п. 1, отличающийся тем, что зона теплоизоляции является пространством, заполненным воздухом.

3. Ротор по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что зона теплоизоляции расположена между нижней частью первой части и верхней частью второй части и находится напротив второй обечайки.

4. Ротор по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что первая часть устройства разделения потоков и вторая часть устройства разделения потоков выполнены в виде единой детали.

5. Ротор по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что первая часть устройства разделения потоков и вторая часть устройства разделения потоков выполнены в виде отдельных деталей.

6. Ротор по предыдущему пункту, отличающийся тем, что первая часть устройства разделения потоков является лабиринтной прокладкой, при этом упомянутая лабиринтная прокладка содержит по меньшей мере один гребешок.

7. Ротор по любому из пп. 6 или 7, отличающийся тем, что первый участок первой части опирается на входной диск, второй участок первой части опирается на первый участок второй части, при этом упомянутый первый участок второй части выполнен с возможностью удержания первой части в радиальном направлении.

8. Ротор по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что кольцевой фланец удерживает между собой первую обечайку, вторую обечайку и вторую часть устройства разделения потоков.

9. Газотурбинный двигатель, содержащий ротор по любому из предыдущих пунктов.

10. Летательный аппарат, содержащий ротор по любому из пп. 1-8.



 

Похожие патенты:

Ротор осевой газовой турбины содержит диск с охлаждаемыми рабочими лопатками и штифтами, покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг друга, а в месте размещения каждого штифта установлена скоба, один конец которой размещен в зазоре, а другой - со стороны шляпки штифта.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Уплотнительный узел между путем горячего газа и полостью для диска в турбинном двигателе содержит неповоротный узел направляющих лопаток, поворотный узел рабочих лопаток и кольцеобразный элемент в виде крыла.

Уплотнительный узел между путем горячего газа и полостью для диска в турбинном двигателе содержит неповоротный узел направляющих лопаток, поворотный узел рабочих лопаток и кольцеобразный элемент в виде крыла.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится в основном к газотурбинным двигателям, а конкретнее – к системе активного управления перепускным расходом сжатого воздуха вокруг одного или более уплотнения между статором и узлом ротора первой ступени для подачи продувочного воздуха в полость обода.

Изобретение относится в основном к газотурбинным двигателям, а конкретнее к системе активного управления перепускным потоком, управляющей перепуском сжатого воздуха вокруг одного или нескольких уплотнений между статором и узлом ротора первой ступени для подачи продувочного воздуха в полость обода.

Роторное колесо для ротора газовой турбины имеет первую сторону, имеющую изогнутые лопатки, разделенные изогнутыми канавками, и вторую сторону, имеющую радиальные лопатки, разделенные радиальными канавками.

Роторное колесо для ротора газовой турбины имеет первую сторону, имеющую изогнутые лопатки, разделенные изогнутыми канавками, и вторую сторону, имеющую радиальные лопатки, разделенные радиальными канавками.

Объектом изобретения является ротор турбины для газотурбинного двигателя, при этом упомянутый ротор содержит: входной диск турбины; выходной диск турбины; кольцевой фланец ; первую обечайку, соединяющую входной диск турбины с кольцевым фланцем; вторую обечайку, соединяющую выходной диск турбины с кольцевым фланцем; устройство разделения воздушных потоков, содержащее: первую часть, образующую первое кольцо, расположенное между входным диском турбины и выходным диском турбины; вторую часть, образующую второе кольцо и имеющую первый участок, расположенный напротив выходного диска турбины, и второй участок, расположенный между первой обечайкой и второй обечайкой; и зону теплоизоляции, расположенную между первой частью и второй частью. Технический результат: уменьшение разности температур, вследствие чего предотвращаются повреждения или разрыв кольцевого фланца. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх