ротор высокотемпературной турбины

Формула изобретения

Ротор высокотемпературной турбины, включающий диски первой и второй ступени, между которыми расположен промежуточный диск с радиальными выступами, фиксирующими промежуточный диск в окружном направлении относительно осевых выступов, расположенных на полотне диска первой ступени, отличающийся тем, что осевые выступы на полотне диска первой ступени выполнены таким образом, что образуют в поперечном сечении U-образный выступ, а кольцевое ребро промежуточного диска, размещенное с внутренней стороны обода диска первой ступени, выполнено с пазами, сообщающими воздушные полости повышенного давления под замком рабочей лопатки первой ступени с кольцевой воздушной полостью пониженного давления, ограниченной кольцевым ребром промежуточного диска, радиальными выступами промежуточного диска, U-образным выступом и полотном диска первой ступени, причем U-образный выступ выполнен с соблюдением соотношения , где:

H - длина U-образного выступа в осевом направлении;

h - глубина канавки U-образного выступа.

Описание изобретения к патенту

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

Известен ротор высокотемпературной турбины, промежуточные диски в котором зафиксированы в окружном направлении относительно закрепленных на валу фланцев с помощью выступов, выполненных на ступицах промежуточных дисков (Патент RU 2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 27.09.2005 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность, так как выполненные на ступице промежуточных дисков выступы являются концентраторами напряжений.

Наиболее близким к заявляемому является ротор высокотемпературной турбины, включающий диски первой и второй ступени, между которыми расположен промежуточный диск с радиальными выступами, фиксирующими промежуточный диск в окружном направлении относительно осевых выступов, расположенных на полотне диска первой ступени (Патент US 7905083, F02K 3/02, 15.03.2011 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность вследствие повышенной температуры радиальных выступов промежуточного диска и размещенных на полотне диска первой ступени осевых выступов.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности и снижении веса ротора высокотемпературной турбины за счет организации эффективного охлаждения радиальных выступов промежуточного диска и осевых выступов диска первой ступени.

Указанный технический результат достигается тем, что в роторе высокотемпературной турбины, включающем диски первой и второй ступени, между которыми расположен промежуточный диск с радиальными выступами, фиксирующими промежуточный диск в окружном направлении относительно осевых выступов, расположенных на полотне диска первой ступени, осевые выступы на полотне диска первой ступени выполнены таким образом, что образуют в поперечном сечении U-образный выступ, а кольцевое ребро промежуточного диска, размещенное с внутренней стороны обода диска первой ступени, выполнено с пазами, сообщающими воздушные полости повышенного давления под замком рабочей лопатки первой ступени с кольцевой воздушной полостью пониженного давления, ограниченной кольцевым ребром промежуточного диска, радиальными выступами промежуточного диска, U-образным выступом и полотном диска первой ступени, причем U-образный выступ выполнен с соблюдением соотношения , где:

H - длина U-образного выступа в осевом направлении;

h - глубина канавки U-образного выступа.

Выполнение на осевом кольцевом ребре промежуточного диска, размещенного с внутренней стороны обода диска первой ступени, пазов, соединяющих воздушные полости повышенного давления под замком рабочей лопатки первой ступени с кольцевой воздушной полостью пониженного давления, ограниченной кольцевым ребром промежуточного диска, радиальными выступами промежуточного диска, полотном диска первой ступени и U-образным выступом (образованным осевыми выступами на полотне диска первой ступени), позволяет организовать охлаждение осевых и радиальных выступов воздухом, перетекающим из воздушных полостей повышенного давления под замками рабочих лопаток первой ступени в полость пониженного давления между диском первой ступени и диском второй ступени. В высокотемпературных роторах турбин, для улучшения экономичности, на охлаждение рабочей лопатки первой ступени используется охлаждающий воздух повышенного давления, а на наддув междисковой полости, на охлаждение промежуточного диска и на охлаждение рабочей лопатки второй ступени используется «более дешевый» воздух пониженного давления за промежуточной ступенью компрессора, что и позволяет использовать эту разницу давления по воздуху для дополнительного охлаждения обода и полотна диска первой ступени с осевыми выступами и обода промежуточного диска с радиальными выступами.

Улучшение охлаждения осевых и радиальных выступов позволяет, в связи с повышением прочности материалов, уменьшить количество осевых и радиальных выступов, что снижает вес ротора турбины.

Выполнение осевых выступов на полотне диска первой ступени с образованием в поперечном сечении U-образного выступа позволяет уменьшить общее количество выступов на полотне диска, что снижает вес, обеспечивает фиксацию промежуточного диска в окружном направлении как на режимах приемистости, так и на режимах сброса газа, а также позволяет повысить надежность ротора турбины за счет снижения концентрации напряжений путем увеличения величины радиусов в месте перехода от U-образного выступа к полотну диска.

Выбор соотношения обусловлен тем, что при ухудшается надежность ротора высокотемпературной турбины вследствие повышения концентрации напряжений, а при увеличивается вес диска и ротора турбины.

На фиг.1 показан продольный разрез ротора высокотемпературной турбины, на фиг.2 - элемент I с фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 представлено сечение А-А с фиг.2 в увеличенном виде.

Ротор 1 высокотемпературной турбины включает диск 2 первой ступени 2 и диск 3 второй ступени, соединенные между собой болтовым соединением 4.

В междисковой полости 5 пониженного давления установлен промежуточный диск 6, фиксирующий в осевом направлении ободом 7 по замку 8 рабочую лопатку 9 первой ступени и по замку 10 рабочую лопатку 11 второй ступени.

На ободе 7 промежуточного диска 6 выполнено размещенное с внутренней стороны от обода 12 диска 2 первой ступени осевое кольцевое ребро 13, на котором выполнены пазы 14, соединяющие воздушные полости 15 повышенного давления под замками 8 рабочих лопаток 9 первой ступени с кольцевой воздушной полостью 16 пониженного давления, ограниченной кольцевым осевым ребром 13, радиальными выступами 17, размещенными на ободе 7 промежуточного диска 6, полотном 18 диска 2 первой ступени с расположенными парно осевыми выступами 19 и 20, образующими совместно U-образный в поперечном сечении выступ 21.

Полость 16 пониженного давления на выходе соединена с междисковой полостью 5 пониженного давления.

Радиальные выступы 17 промежуточного диска 6 расположены в канавке 22 между осевыми выступами 19 и 20, что позволяет фиксировать в окружном направлении промежуточный диск 6 как на режимах приемистости, так и на режимах сброса газа.

Повышенная величина радиуса R перехода от полотна 18 диска 2 к осевым выступам 19 и 20 снижает величину концентрации напряжений, а канавка 22 между выступами 19 и 20 выполнена уменьшенной глубины, что исключает влияние уменьшенного радиуса r на донышке 23 канавки 22 на концентрацию напряжений.

Позицией 24 обозначен поток воздуха пониженного давления, поступающий в полость 5 из-за промежуточной ступени компрессора (на чертежах не показана).

Позицией 25 обозначен поток охлаждающего воздуха из полостей 15 повышенного давления в междисковую полость 5 пониженного давления.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе ротора 1 высокотемпературной турбины поток 25 воздуха охлаждает U-образный в поперечном сечении выступ 21 диска 2 первой ступени, радиальные выступы 17, полотно 18 диска 2 первой ступени со стороны промежуточного диска 6, а также и сам промежуточный диск 6.