одновальная газотурбинная установка

Формула изобретения

Одновальная газотурбинная установка, содержащая входное устройство, компрессор, камеру сгорания и многоступенчатую турбину, включающую консольный ротор с полым валом и последним по потоку газа сплошным диском, отличающаяся тем, что в роторе турбины перед сплошным диском выполнен по меньшей мере один диск с центральным отверстием, а также расположенные между ними промежуточные диски, причем сплошной диск ротора закреплен в центральной полости вала ротора через промежуточную шлицевую втулку стяжным болтом.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к газотурбинным установкам наземного применения.

Известны "гибридные" газотурбинные установки, использующие конвертированные для применения в наземных условиях авиационные двигатели и специально спроектированные стационарные силовые турбины [1].

В случае использования такой установки для привода электрогенератора затруднительно поддерживать частоту вращения ротора электрогенератора в заданных жестких пределах, т.к. силовая турбина, вращающая ротор электрогенератора, связана с основным двигателем только газодинамически. Кроме того, такие установки имеют высокую стоимость.

Наиболее близкой к заявляемой является одновальная газотурбинная установка с консольно расположенной двухступенчатой турбиной, используемой для привода электрогенератора, в которой отсутствует силовая турбина [2].

Такая установка позволяет с высокой точностью поддерживать обороты и частоту электрического тока. Однако такая установка недостаточно надежна в работе из-за низкой надежности работы силового кольца, соединяющего диски турбины (особенно для высокооборотистых и высокотемпературных турбин), омываемого горячим газом, перетекающим через уплотнение между сопловой лопаткой и ротором турбины.

Кроме того, надежность установки низка из-за высокой нагрузки на подшипники турбины и низких запасов по "критическим оборотам" ротора турбины и вероятности поломки вала ротора.

Известная конструкция является неразборной, поэтому осуществлять замену деталей ротора при их неисправности не представляется возможным.

Предлагаемая конструкция одновальной газотурбинной установки устраняет указанные недостатки. Техническая задача, которую решает предлагаемая конструкция, заключается в повышении надежности установки за счет снижения нагрузок на подшипники турбины и предотвращения резонансных колебаний ротора в рабочем диапазоне.

Конструкция ротора турбины выполнена разборной, что позволяет заменять неисправные детали (диски) ротора без больших трудозатрат.

Преимущества заявляемой конструкции позволяют использовать для энергетических газотурбинных установок современные высокотемпературные двухконтурные авиационные двигатели, конвертированные из двухвальных в одновальные. Одновальный двигатель является предпочтительным, т.к. он обеспечивает высокую точность частоты вращения ротора двигателя на всех режимах работы электрогенератора.

Сущность изобретения заключается в том, что в одновальной газотурбинной установке, содержащей входное устройство, компрессор, камеру сгорания и многоступенчатую турбину, включающую ротор с полым валом и последним по потоку газа сплошным диском, согласно изобретению в роторе турбины перед сплошным диском выполнен по меньшей мере один диск с центральным отверстием, а также расположенные между ними промежуточные диски, причем сплошной диск закреплен в центральной полости вала ротора через промежуточную шлицевую втулку стяжным болтом.

Такая конструкция позволяет получить минимальный вес консольного ротора турбины, т.к. последний по потоку газа диск, несущий самую длинную и тяжелую лопатку, при отсутствии в полотне и ступице отверстий имеет минимальную толщину ступицы и вес. При использовании в предлагаемой конструкции высокотемпературного двухконтурного авиационного двигателя диски ротора турбины выполняются из высококачественных жаропрочных материалов с минимальным весом.

Снижение веса ротора уменьшает нагрузку на роликоподшипник турбины, повышает его ресурс и надежность работы, а также предотвращает возникновение резонансных колебаний ротора в рабочем диапазоне. Кроме того, минимальный вес консольного ротора обеспечивает необходимый запас по "критическим оборотам" ротора турбины газотурбинного двигателя.

Возможность закрепления сплошного диска ротора в центральном отверстии полого вала ротора через промежуточную шлицевую втулку стяжным болтом делает конструкцию разборной и позволяет осуществлять замену дисков при ремонте ротора.

Выполнение дисков турбины с центральным отверстием, кроме последнего по потоку газа, выполненного сплошным, а также установка промежуточных дисков позволяет минимизировать площади контакта горячих газов с деталями ротора турбины.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами.

На фиг.1 представлен продольный разрез предлагаемой установки. На фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг. 3 представлен элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.

Одновальная газотурбинная установка 1 состоит из входного устройства 2, компрессора 3, камеры сгорания 4, турбины 5 и сопла 6. Ротор 7 турбины 5 выполнен консольным и опирается на роликовый подшипник 8 и радиально-упорный шариковый подшипник 9. Крутящий момент, развиваемый ротором 7 турбины 5 по валу 10, передается на соединительную муфту 11 и далее через редуктор - на ротор электрогенератора (не показан).

Турбина 5 выполнена трехступенчатой, на консольном роторе 7 с помощью фланцевых соединений закреплены диск I ступени 12, диск II ступени 13 и диск III ступени 14 с рабочими лопатками 15, 16 и 17 соответственно.

Диск 14 III ступени закреплен на валу 10 через фланец 18 диска 14 с помощью призонной шпильки 19, гаек 20 и шлицевой втулки 21, которая прикреплена к валу 10 стяжным болтом 22, опирающимся на сферическое кольцо 23. От проворачивания стяжной болт 22 закреплен шлицевым замком 24, который зафиксирован упругим кольцом 25 от осевого перемещения.

Сферическое кольцо 23 установлено в сферической выемке 26 вала 10. Междисковая полость А закрыта от попадания в нее горячих газов из проточной части турбины с помощью промежуточного диска 27, который своей ободной частью образует с сопловым аппаратом 28 лабиринтное уплотнение 29, препятствующее перетеканию газа между статором и ротором.

Вал 10 турбины 5 соединен с валом 30 компрессора 3 с помощью стяжного болта 31, сферического кольца 32, шлицевой втулки 33 и упругого кольца 34.

Данное устройство работает следующим образом.

При работе двигателя наибольшая нагрузка приходится на последний по потоку газа диск 14 III ступени, т.к. он несет самую тяжелую рабочую лопатку 17.

Облегченный диск 14 без отверстий в ступице и в полотне имеет минимальную массу. При этом нагрузка на роликовый подшипник 8 турбины 5 остается допустимой, т. е. обеспечивается высокая надежность и ресурс подшипника 8, а также необходимый запас по "критическим оборотам" ротора двигателя.

После выработки ресурса отдельных деталей ротор 7 турбины 5 может быть легко разобран путем снятия упругого кольца 25, шлицевой втулки 24 и вывинчивания стяжного болта 22.

Источники информации

1. Б. С. Ревзин. Газотурбинные газоперекачивающие установки. М.: Недра, 1986, с. 135.

2. Г.С.Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели, М.: Машиностроение, 1974, с. 112, рис. 5.01.