Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Авторы патента:

F01D5/066 - Рабочие лопатки; элементы, на которых закрепляются лопатки (паровыпускные патрубки F01D 9/02); устройства для подогрева, теплоизоляции, охлаждения или устранения вибраций лопаток или несущих их элементов

F01D5/06 - роторы для более чем одной осевой ступени, например барабанного или многодискового типа; их конструктивные элементы

Владельцы патента RU 2696173:

Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" (RU)

Изобретение относится к машиностроению, а именно к конструкции ротора компрессора авиационного газотурбинного двигателя. Ротор компрессора газотурбинного двигателя включает диски, передние и задние торцы дисков, промежуточные кольца со штифтами фиксации. Как минимум на одном из дисков на заднем торце его обода содержится углубление, имеющее длину в окружном направлении L1, составляющую 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от углубления до закругления радиусом R1 в основании паза в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3…0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина углубления Г равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации, а высота углубления В составляет 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации. Предлагаемое изобретение позволяет разгрузить критическую зону диска, увеличить его циклическую долговечность, следовательно, повысить надежность работы ротора компрессора в составе газотурбинного двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к конструкции ротора компрессора авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

Наиболее близким аналогом к заявляемому изобретению является ротор компрессора авиационного газотурбинного двигателя Д-30 («Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30», Издательство «Машиностроение», Москва, 1971, стр. 27, приложение рис. 154), который принят за прототип.

В известной конструкции ротора место под штифт фиксации кольца для дисков последних ступеней, имеющих максимальное количество лопаток, имеет наименьшую ширину межпазовых выступов: ширина межпазовых выступов на ободе диска в самом узком месте составляет 1,1 ширины углубления. Размещение углубления под штифт окружной фиксации кольца на узком межпазовом выступе диска приводит к взаимному влиянию двух концентраторов напряжений и резкому падению циклической долговечности в данной зоне. Известная конструкция не обеспечивает достаточную надежность и снижает работоспособность диска, узла компрессора и ГТД в целом.

Технической проблемой при использовании прототипа является низкая надежность работы ротора в составе двигателя, на преодоление которой направлено заявляемое изобретение.

Техническая проблема решается тем, что в роторе компрессора газотурбинного двигателя, включающем диски, передние и задние торцы дисков, промежуточные кольца со штифтами фиксации, согласно изобретению, как минимум на одном из дисков на заднем торце его обода содержится углубление, имеющее длину в окружном направлении L1, составляющую 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от

углубления до закругления радиусом R1 в основании паза в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3…0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина углубления Г равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации, а высота углубления В составляет 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации.

В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, как минимум на одном из дисков на заднем торце его обода содержится углубление, имеющее длину в окружном направлении L1, составляющую 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от углубления до закругления радиусом R1 в основании паза в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3…0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина углубления Г равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации, а высота углубления В составляет 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации, что позволяет разгрузить критическую зону диска, увеличить его циклическую долговечность, следовательно, повысить надежность работы ротора компрессора в составе газотурбинного двигателя.

Внедрение предлагаемого углубления на заднем торце обода дисков последних ступеней ротора высокого давления (КВД) при ремонте или при изготовлении дисков, как показали исследования, позволяет увеличить минимальное значение циклической долговечности примерно в 50 раз.

На Фиг. 1 представлен фрагмент ротора компрессора ГТД.

На Фиг 2 представлен вид А заднего торца диска с выполненным углублением.

На Фиг 3 представлено углубление диска в сечении Б-Б.

В проточной части 1 ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя содержатся лопатки 2, установленные в диске 3 рабочего колеса (без позиции), промежуточное кольцо 4, с передним 6 и задним 7 торцами диска 3. По ободу диск 3 рабочего колеса взаимодействует с промежуточными кольцами 4. На ободе диска 3 последних ступеней размещено максимальное количество рабочих лопаток

2 (хвостовики лопаток типа «ласточкин хвост») и ширина межпазовых выступов 9 на ободе этих дисков наименьшая. Для исключения проворачивания в окружном направлении промежуточного кольца 4 предусмотрен штифт фиксации 5. Углубление 8 под штифт фиксации 5 расположено на двух межпазовых выступах 9 со стороны заднего торца 7 обода диска 3 и позволяет снизить уровень интенсивности размаха деформаций и увеличить циклическую долговечность диска. Углубление 8 имеет длину в окружном направлении L1 равную 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от углубления 8 до закругления радиусом R1 в основании паза 10 в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3...0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина Г углубления 8 равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации; высота В углубления 8 равна 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации, межпазовый выступ 9 диска 3 L3. В целом, процесс сжатия в многоступенчатом компрессоре газотурбинного двигателя состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия в отдельных его ступенях. Осевой компрессор имеет несколько рядов лопаток, насаженных на один общий вращающийся барабан или на ряд соединенных между собой дисков, которые образуют ротор компрессора. Обычно компрессор высокого давления авиадвигателя может содержать до 15 ступеней.

Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет разгрузить критическую зону диска, увеличить его циклическую долговечность, следовательно, повысить надежность работы ротора компрессора в составе газотурбинного двигателя.

Ротор компрессора газотурбинного двигателя, включающий диски, передние и задние торцы дисков, промежуточные кольца со штифтами фиксации, отличающийся тем, что как минимум на одном из дисков на заднем торце его обода содержится углубление, имеющее длину в окружном направлении L1, составляющую 4,0…4,7 диаметра Д штифта фиксации, размер L2 от углубления до закругления радиусом R1 в основании паза в диске под хвостовик лопатки типа «ласточкин хвост» составляет 0,3…0,5 диаметра Д штифта фиксации, глубина углубления Г равна 1,3…1,7 диаметра Д штифта фиксации, а высота углубления В составляет 1,1…1,3 диаметра Д штифта фиксации.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при контроле системы охлаждения турбинных лопаток газотурбинных двигателей. Заявлен способ контроля системы охлаждения лопаток турбины газотурбинного двигателя, характеризующийся тем, что устанавливают лопатку турбины в приспособлении, осуществляют продувку каналов охлаждения лопатки турбины рабочей средой, применяют в качестве рабочей среды воздух, оценивают бесконтактным методом систему охлаждения лопатки турбины и контролируют скорость выхода воздуха из каналов охлаждения лопаток турбины.

Роторное устройство для турбомашины (варианты), турбина для турбомашины и турбомашина // 2695545

Роторное устройство для турбомашины содержит диск, лопатки, уплотнительный фланец, промежуточное кольцо и уплотнение. На наружной периферии диска расположены чередующиеся пазы и зубцы, проходящие в нижнем по потоку направлении на диске.

Способ моделирования ванны лопатки // 2695502

Изобретение относится к способу моделирования по меньшей мере части ванны (2) лопатки (1) турбины. Технический результат заключается в обеспечении возможности исследования разнообразной геометрии лопаток с сокращенным использованием компьютерных ресурсов.

Способ защиты компонента турбомашины от эрозии при воздействии капель жидкости, компонент и турбомашина // 2695245

Способ защиты компонента турбомашины от эрозии при воздействии капель жидкости включает покрытие защитным слоем области поверхности компонента, испытывающей воздействие потока текучей среды, содержащей жидкую фазу и подвергаемой технологическому процессу в турбомашине.

Способ восстановления работоспособности сотового уплотнения в период ремонта // 2695235

Изобретение относится к области турбостроения. Способ восстановления работоспособности сотового уплотнения при ремонте, отличающийся тем, что толщина стенок сот более 0,3 мм, обработку торцевых поверхностей сот выполняют шлифованием до остроты прямоугольной формы торцов стенок сот, при этом восстановление величины монтажного зазора в сотовом уплотнении осуществляется за счет смещения сотоблока в радиальном направлении боковыми пластинами, в которых крепятся сегменты уплотнения.

Лопатка с ответвлениями для компрессора осевой турбомашины и турбомашина // 2694691

Лопатка турбомашины содержит соединительную лопасть, выполненную с возможностью прохождения по своей высоте через поток турбомашины, по меньшей мере две лопасти ответвления, соединенные с соединительной лопастью, продлевая указанную соединительную лопасть по высоте, и опору.

Способ выполнения работ на роторе и связанный с ним профильный элемент // 2694603

В предложенном в соответствии с настоящим изобретением способе выполнения работ для поддержания металлического ротора, такого как барабан, турбинного двигателя в работоспособном состоянии шлифуют верхнюю по потоку и/или нижнюю по потоку поверхность (343) окружной выемки (34) ротора, имеющую вмятины, шлифование которых предназначено для их удаления или по меньшей мере сглаживания, и размещают профильный элемент (43) в выемке между лопатками (24) ротора и ротором по меньшей мере на участке, где была отшлифована поверхность.

Центростремительная турбина // 2694560

Изобретение относится к энергетическому, транспортному и авиационному двигателестроению и может быть использовано в технических объектах, где в качестве источника энергии целесообразно использовать высокотемпературную высокооборотную центростремительную турбину с низким объемным расходом рабочего тела, включая турбокомпрессоры для наддува двигателей внутреннего сгорания и микроэнергетику.

Лопатка компрессора осевой турбомашины с ответвлениями у основания и на вершине лопатки и турбомашина, содержащая указанную лопатку // 2693548

Лопатка осевой турбомашины содержит лопасть, а также первую и вторую группы ответвлений. Лопасть проходит в радиальном направлении и имеет два радиально противоположных конца.

Ротор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с присоединяемыми платформами, и газотурбинный двигатель, содержащий такой ротор // 2692863

Ротор газотурбинного двигателя содержит диск, множество лопаток и множество платформ. Диск имеет на своей периферии первичные пазы, а каждая лопатка содержит ножку, имеющую в нижней части утолщение, блокируемое в осевом направлении в первичных пазах.

Элемент вала, способ изготовления состоящего из двух различных материалов элемента вала, а также соответствующая турбомашина // 2689294

Изобретение относится к элементу (1) вала турбомашины (2), способу его изготовления и турбомашине (2) с элементом (1) вала. Элемент вала имеет по меньшей мере два соединенных неразъёмно друг с другом с помощью сварного шва (23) участка (15, 16) вала.

Место крепления рабочих лопаток роторов компрессора низкого и высокого давления авиадвигателей пятого поколения, ротор компрессора низкого давления и ротор компрессора высокого давления авиадвигателя пятого поколения с рабочими лопатками, закрепляемыми с помощью замков типа "ласточкин хвост" в кольцевых канавках этих устройств, способ сборки места крепления рабочих лопаток роторов компрессора // 2686353

Группа изобретений относится к области гашения вибраций рабочих лопаток бустера и компрессора авиационных газотурбинных двигателей пятого поколения. Место крепления рабочих лопаток роторов компрессора низкого и высокого давления авиадвигателей пятого поколения, выполненное в виде кольцевого выступа на внутренней и внешней поверхностях, выполненных в виде бочки роторов компрессора низкого и высокого давления, в котором выполнена кольцевая профилированная канавка со стороны внешней поверхности бочки, в которой замками «ласточкин хвост» закреплены рабочие лопатки с платформами, в кольцевой канавке в диаметрально противоположных местах выполнены выемки с такими шириной и длиной в тангенциальном направлении, чтобы в ней свободно мог разместиться замок лопатки, с прямоугольным поперечным радиальным сечением с глубиной, равной глубине кольцевой канавки, и в выемках и вырезах в платформах закреплены замки, ограничивающие смещение лопаток в тангенциальном направлении, причем наружный диаметр рабочего колеса, измеренный по замкам, равен наружному диаметру, измеренному по платформам лопаток, отличающееся тем, что кольцевая профилированная канавка выполнена с коническим дном, причем ось конической поверхности дна совпадает с продольной осью ротора компрессора низкого и высокого давления, а угол при вершине этого конуса выбран из условия создания требуемой величины натяга между замками лопаток и упругогистерезисным элементом, на который они опираются, и радиальное поперечное сечение кольцевой профилированной канавки имеет форму «ласточкина хвоста», соединенного в основании с трапецией с вертикальными боковыми стенками, причем высота трапеции, по которой она соединена с фигурой «ласточкин хвост», равна в мм где b - большее основание фигуры «ласточкин хвост», с - ее меньшее основание, а – величина, на которую трапеция выступает за величину большего основания фигуры «ласточкин хвост», равная в мм где δ - величина натяга в мм между замками лопаток и упругогистерезисным элементом, ϕ - угол при вершине конуса дна кольцевой профилированной канавки, таким образом, что в одной из боковых стенок выступа места крепления рабочих лопаток образована кольцевая технологическая канавка с наибольшей высотой, измеренной в радиальном поперечном сечении, равной в ммh=δ+H+0÷0,2,где Н - наибольшая высота поперечного радиального сечения кольцевой промежуточной проставки, и кольцевая промежуточная проставка выполнена из двух диаметрально противоположно расположенных полуколец с поперечным радиальным сечением в виде трапеции - усеченного клина, с наибольшей высотой Н, шириной, равной или меньшей ширины меньшего основания «ласточкина хвоста» кольцевой профилированной канавки, и углом наклона клина - половиной угла конуса клина, равной на торце с меньшей толщиной каждого полукольца у его концов выполнены две полукруглых технологических выемки или три таких выемки, в этом случае одна из выемок находится в средней части полукольца, и кольцевая промежуточная проставка установлена на дно кольцевой профилированной канавки таким образом, что ее торец с выемками контактирует с боковой стороной выступа места крепления лопаток, в которой нет технологической канавки, между кольцевой промежуточной проставкой и замками, установленными в выемках, и замками рабочих лопаток с радиальным натягом δ установлен кольцевой упругогистерезисный элемент с шириной, измеренной в направлении продольной оси ротора, равной или меньшей ширины меньшего основания «ласточкина хвоста» кольцевой профилированной канавки, составленный из одной, двух и более частей кольца, равнорасположенных по окружности, и между концами этих частей имеются зазоры, величина которых либо равна нулю, либо равна или меньше половины допустимой суммарной величины относительных рабочих смещений в окружном направлении концов этой части кольца и равна 0,2÷0,5 мм, и между наружной поверхностью бочки и платформой каждой лопатки, а также между торцами платформ соседних лопаток и ответными торцами платформ лопаток и замков имеются зазоры, величина которых ограничена величинами допустимых смещений лопатки под действием статических и динамических рабочих нагрузок, и под платформами лопаток между торцами замков, закрепленных в выемках кольцевой профилированной канавки, и торцами замков лопаток, а также между торцами замков лопаток с натягом по кольцевому упругогистерезисному элементу, торцам замков, закрепленных в выемках в кольцевой профилированной канавке, замкам лопаток и их платформам установлены упругогистерезисные или упругие элементы, причем величины этих натягов подобраны таким образом, что при колебаниях лопаток происходят упругие взаимные проскальзывания с сухим трением контактирующих элементов, причем в выемках в кольцевой канавке закреплены четыре, шесть или более равнорасположенных по окружности замков, и боковые стороны замков, закрепленных в выемках в кольцевой профилированной канавке, на части своей длины, у дна кольцевой канавки, срезаны и образуют заборный клин, и в боковой стенке с технологической канавкой выступа места крепления рабочих лопаток выполнено четыре или шесть отверстий, из которых два расположены в районах расположения концов полуколец промежуточной проставки, а при выполнении шести отверстий еще по одному в районе средней части каждого полукольца, и в эти отверстия до упора в кольцевую промежуточную проставку запрессованы заглушки, и все трущиеся поверхности деталей предлагаемого места крепления покрыты износостойким покрытием.

Способ сборки набора рабочих колес с помощью стяжных стержней, рабочее колесо и турбомашина // 2668297

Изобретение относится к сборке набора рабочих колес, расположенных смежно друг с другом в осевом направлении и имеющих соответствующие сквозные осевые. Используют по меньшей мере два осевых стяжных стержня, как минимум с одним соединительным элементом, который в осевом направлении расположен смежно с двумя рабочими колесами соответственно на двух его сторонах и имеет сквозное осевое отверстие.

Ротор многоступенчатой турбины // 2661566

Изобретение относится к роторам многоступенчатых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор многоступенчатой турбины включает первый, средний и последний диски, стянутые с валом центральным стяжным болтом через сферическую шайбу и упругий элемент.

Ротор многоступенчатой турбины // 2661566

Ротор компрессора в сборе газотурбинного агрегата с системой уравновешивания // 2660981

Способ балансировки ротора компрессора в сборе, включающий: переднюю сварную конструкцию и заднюю сварную конструкцию; предварительную балансировку задней сварной конструкции ротора компрессора в сборе с дисками компрессора до установки по окружности дисков ротора компрессора его лопаток.

Барабан ротора осевой турбомашины и турбомашина // 2651697

Барабан ротора осевой турбомашины содержит стенку с профилем вращения вокруг оси вращения ротора, образующую пустотелый корпус и содержащую на своей наружной поверхности две кольцевые фиксирующие поверхности для ряда лопаток.

Конструкция с соединительным валом газовой турбины, содержащая гильзу, расположенную между соединительным валом и ротором // 2638227

Раскрыты роторный узел и способ сборки роторного узла, предназначенного, как правило, для газотурбинного двигателя 10. Роторный узел 36 имеет ось 26 вращения, по меньшей мере один ротор 30, вал 24, имеющий отверстие 44, проходящее в аксиальном направлении, стяжную шпильку 38, проходящую в аксиальном направлении через ротор 30 и в отверстие 44 для приложения осевой нагрузки на роторе 30 и/или валу 24.

Резьбовой хвостовик, соединительный узел, газотурбинный двигатель и способ сборки ротора турбомашины газотурбинного двигателя // 2633199

Резьбовой хвостовик ротора турбомашины предназначен для взаимодействия с резьбовым дополнительным компонентом ротора турбомашины, имеющим цилиндрическую первую резьбу с постоянным шагом и постоянным углом профиля.

Турбина, включающая в себя устройство предотвращения вращения бандажного уплотнения // 2629105

Турбина содержит пару соседних вращающихся дисков, образующих кольцевой зазор между ними и имеющих соответствующие противоположные пазы для приема уплотнительной ленты, выровненные относительно кольцевого зазора, а также уплотнительную ленту, расположенную в противоположных пазах для уплотнения кольцевого зазора.

Способ и система для ускорения активации катализатора при холодном запуске двигателя // 2696184

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания с турбонаддувом. Система турбонагнетателя содержит вал (161), соединенный с возможностью вращения с турбиной (164) и компрессором (162), и механизм (166) удержания вала. Механизм (166) удержания вала выполнен с возможностью торможения движения вала (161) в зависимости от условий холодного запуска двигателя (100). Механизм (166) удержания вала представляет собой пассивный механизм удержания вала. Пассивный механизм удержания вала содержит материал с фазовым переходом, окружающий вал (161) и расположенный внутри углублений вала (161). Раскрыты варианты способа ускорения активации катализатора. Технический результат заключается в уменьшении скорости отработавших газов, проходящих по спиральной траектории через выпускной патрубок ниже по потоку от турбины турбонагнетателя, и в уменьшении потерь тепла отработавшими газами, когда отработавшие газы проходят катализатор. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 9 ил.