ротор газовой турбины

Формула изобретения

Ротор газовой турбины, включающий диск и установленный на нем дефлектор, зафиксированный на периферии относительно диска с помощью байонетного соединения, а также двойной лабиринт, установленный на валу ротора со стороны дефлектора, отличающийся тем, что на внутренней поверхности ступицы дефлектора выполнено направленное к оси ротора кольцевое ребро, плоская часть которого зафиксирована между ступицей диска турбины и двойным лабиринтом, в кольцевом ребре между его плоской частью и ступицей дефлектора выполнены сквозные каналы подвода охлаждающего воздуха с образованием между каналами радиальных ребер, в которых установлены осевые штифты фиксации дефлектора в окружном направлении.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к роторам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен ротор газовой турбины, в котором дефлектор фиксируется на диске по периферии и ступице с помощью радиальных штифтов [С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Москва, «Машиностроение», 1981, стр.222, рис.4.63].

Недостатком такой конструкции является низкая ее надежность из-за возможности поломки штифтов при взаимных температурных деформациях диска и дефлектора.

Наиболее близким к заявляемой является ротор газовой турбины, в котором дефлектор зафиксирован на диске турбины по периферии с помощью байонетного соединения, а по ступице - с помощью осевых болтов [Патент РФ № 2200235, F01D 5/08. 2003 г.].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в болтах, которые при взаимных температурных радиальных деформациях диска и дефлектора работают на изгиб, что приводит к поломке болтов при повышенных ресурсах газотурбинного двигателя.

Технической задачей изобретения является повышение надежности ротора турбины газотурбинного двигателя за счет безболтовой фиксации дефлектора на диске турбины и подвода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку ротора.

Сущность изобретения заключается в том, что в роторе газовой турбины, включающем диск и установленный на нем дефлектор, зафиксированный на периферии относительно диска с помощью байонетного соединения, а также двойной лабиринт, установленный на валу ротора со стороны дефлектора, согласно изобретению на внутренней поверхности ступицы дефлектора выполнено направленное к оси ротора кольцевое ребро, плоская часть которого зафиксирована между ступицей диска турбины и двойным лабиринтом, в кольцевом ребре между его плоской частью и ступицей дефлектора выполнены сквозные каналы подвода охлаждающего воздуха с образованием между каналами радиальных ребер, в которых установлены осевые штифты фиксации дефлектора в окружном направлении.

Выполнение на внутренней поверхности ступицы дефлектора направленного к оси ротора кольцевого ребра, плоская часть которого зафиксирована между ступицей диска турбины и двойным лабиринтом, позволяет надежно зафиксировать ступицу дефлектора в осевом направлении, прижав ее к ступице диска опорным торцом двойного лабиринта, который в свою очередь через пакет промежуточных деталей фиксируется в осевом направлении установленной на валу ротора гайкой, что позволяет исключить из конструкции осевые болты и повысить надежность конструкции.

Выполнение в кольцевом ребре между плоской его частью и ступицей дефлектора сквозных каналов подвода охлаждающего воздуха с образованием между каналами расширяющихся к ступице дефлектора радиальных ребер, в которых установлены штифты фиксации дефлектора в окружном направлении, позволяет обеспечить надежный с малыми гидравлическими потерями подвод охлаждающего воздуха на рабочую лопатку ротора турбины и одновременно снизить напряжения от действующих на дефлектор газовых сил в радиальных ребрах, повышая таким образом надежность дефлектора и ротора газовой турбины.

Осевые штифты установлены в радиальных ребрах дефлектора с радиальными зазорами и служат для фиксации дефлектора в окружном направлении, исключая таким образом рассоединение периферийного байонетного соединения, что также повышает надежность конструкции.

Изобретение проиллюстрировано следующим образом.

На фиг.1 показан продольный разрез ротора газовой турбины заявленной конструкции. На фиг.2 представлен вид А фиг.1, а на фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.

Ротор 1 газовой турбины состоит из вала 2, на котором кольцевым фланцем 3 установлен диск 4 с рабочими лопатками 5. Со стороны входной кромки 6 лопатки 5, т.е. со стороны натекающего газа 7, на диске турбины 4 установлен дефлектор 8, который по периферии зафиксирован в осевом направлении относительно диска 4 байонетным соединением 9, а ступицей 10 установлен на выступах 11 диска 4. Для крепления в осевом направлении ступицы 10 дефлектора 8 на внутренней поверхности 12 ступицы 10 выполнено направленное к оси ротора 1 кольцевое ребро 13, плоская часть 14 которого зафиксирована в осевом направлении между ступицей 15 диска турбины 4 и опорным торцом 16 двойного лабиринта 17. В свою очередь, двойной лабиринт 17 прижат к ребру 13 через лабиринт 18 и внутреннее кольцо 19 роликоподшипника 20 гайкой 21, установленной на валу 2 ротора 3. Для обеспечения герметичности стыка между опорным торцом 16 лабиринта 17 и ребром 13 на лабиринте 17 установлено дополнительное уплотнение 22.

Для обеспечения подвода охлаждающего воздуха на рабочие лопатки 5 в кольцевом ребре 13 между плоской его частью 14 и ступицей 10 дефлектора 8 выполнены сквозные каналы 23 подвода воздуха с образованием между каналами расширяющихся к ступице 10 радиальных ребер 24, в которых установлены закрепленные в выступах 11 диска турбины 4 осевые штифты 25, фиксирующие дефлектор 8 в окружном направлении. Штифты 25 установлены в ребрах 24 дефлектора 8 с увеличенными радиальными зазорами и поэтому не могут препятствовать взаимным температурным деформациям диска турбины 4 и дефлектора 8.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе ротора 1 газовой турбины охлаждающий воздух, протекающий на охлаждение рабочей лопатки 5 в полости между диском турбины 4 и дефлектором 8, за счет избыточного давления создает осевое усилие, которое могло бы оторвать ступицу 10 дефлектора 8 от диска 4. Однако этого не происходит, так как осевое усилие от дефлектора 8 через двойной лабиринт 17, лабиринт 18 и внутреннее кольцо 19 подшипника 20 воспринимается установленной на валу 2 гайкой 21, обладающей повышенной надежностью. При работе ротора 1 газовой турбины двойной лабиринт 17 и лабиринт 18 нагреты до более высокой температуры, чем вал 2, что увеличивает усилие прижатия ребра 13 дефлектора 8 к ступице 15 диска турбины 4 и повышает надежность крепления дефлектора 8.