РОТОР ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

Техническое решение относится к турбостроению, в частности турбинам газотурбинных двигателей.
Известен ротор турбины, принятый за прототип, патент RU 2186991 от 19.09.2000 г. «Ротор двухступенчатой турбины», авторы: Иванов В.В., Кузнецов В.А., Фадеев С.И. Техническая задача, решаемая в данном изобретении, заключается в повышении надежности работы турбины за счет применения эффективной системы охлаждения обода промежуточных дисков ротора, которая позволяет снижать температуру материала ободной части промежуточных дисков до нормируемой.
Сущность данного изобретения заключается в том, что в роторе двухступенчатой турбины, содержащем рабочие диски первой и второй ступеней с рабочими лопатками и тепловой экран в виде второго промежуточного диска с осевыми и радиальными каналами в ободе, отношение числа осевых каналов первого промежуточного диска (n) к числу рабочих лопаток 1-й ступени (z) составляет 1-4, при этом отношение величины минимального расстояния между поверхностью канала и наружной поверхностью обода первого промежуточного диска (h) к диаметру осевого канала (d) лежит в интервале 0,2-1,5.
Недостатком данной конструкции является то, что при настройке системы охлаждения (перераспределении расходов охладителя между ступенями или между передней и задней стороной дисков) необходимо выполнять дообработку подводящих каналов в основных и дефлекторных дисках или стяжном болте, которые трудно обрабатываются. Кроме того, из-за высокого уровня напряжений, возникающих в дисках и каналах, необходимо обеспечить высокое качество их обработки. Целесообразно стремиться к отсутствию или минимизации концентраторов напряжений в дисках и каналах. Это особенно затруднительно в судовых и авиационных двигателях, в которых диски изготавливаются из сплавов.
Изобретение по прототипу решает задачу настройки охлаждения ротора за счет изменения геометрии каналов, выполненных как в дефлекторных дисках, так и в основных.
Предлагаемая полезная модель решает техническую задачу повышения надежности работы турбины за счет использования разрезных колец с осевыми каналами, регулирующими расход охлаждающего воздуха.
Сущность предлагаемого технического решения заключается в том, что в роторе газовой турбины, содержащем основные диски с установленными на нем рабочими лопатками с елочными хвостовиками, дефлекторные диски, установленные с каждой стороны основных дисков, стяжной болт, во всех перечисленных элементах выполнены каналы для подвода охлаждающего воздуха, при этом в конструкцию ротора вводятся новые элементы - разрезные кольца, которые устанавливаются под внутренним диаметром дефлекторных дисков в кольцевые канавки основных дисков. В этих разрезных кольцах выполняются осевые каналы, например, прямоугольного сечения, изменяя размеры или количество которых можно выполнить перераспределение расходов воздуха, подаваемого для охлаждения боковых поверхностей дисков, например, для «щелевого» охлаждения в елочных хвостовиках.
На фиг.1 изображен продольный разрез ротора охлаждаемой газовой турбины.
На фиг.2 - разрезное кольцо.
Ротор газовой турбины состоит из основных дисков 1, на которых установлены рабочие лопатки с елочными хвостовиками 2, и дефлекторных дисков 3. Ступицы дефлекторных дисков посажены по внутреннему диаметру на полки основных дисков. Между боковыми поверхностями дефлекторных и основных дисков имеются зазоры для прохода охлаждающего воздуха.
Основные диски стянуты между собой стяжным болтом 4, а крутящий момент передается с помощью хиртовых соединений, изготовленных на торцах основных дисков (возможна также установка радиальных штифтов). Основные и дефлекторные диски из-за высоких напряжений обычно изготавливаются из высоколегированных сталей, а в авиации и судостроении - из сплавов. Эти материалы очень трудно - обрабатываются режущим инструментом. Между основными и дефлекторными дисками в кольцевые расточки основных дисков установлены разрезные кольца 5.
Указанные разрезные кольца при вращении ротора под действием центробежных сил плотно прилегают к внутренней поверхности дефлекторных дисков, оставаясь в кольцевых расточках, поэтому напряжения в кольцах незначительны. Через каналы в кольцах проходит охлаждающий воздух, что приводит к тому, что температура разрезных колец практически равна температуре охладителя, вследствие чего, разрезные кольца могут быть изготовлены из низколегированной стали, легко поддающейся механической обработке.
Дообработка разрезных колец (фиг.2), т.е. изменение сечений каналов или их количества представляется простой технологической операцией по сравнению с дообработкой основных деталей.
Ротор газовой турбины с разрезными кольцами работает следующим образом:
Воздух от компрессора поступает в полость, расположенную перед нижней боковой поверхностью основного диска первой ступени. Дальнейшее движение воздуха из этой полости по каналам 6 системы охлаждения показано на фиг.1 стрелками. Кроме того, охлаждение дисков и лопаток осуществляется при течении воздуха через зазоры елочных хвостовых соединений, а также через полости между удлиненными ножками рабочих лопаток. Охлаждающий воздух в каждой ступени сбрасывается в проточную часть турбины из зазоров елочных хвостовых соединений и полостей между удлиненными ножками с задней стороны каждого диска. Подводящие каналы 6 выполнены на опорных буртиках стяжного болта, в зоне хиртовых соединений, на внутренней цилиндрической поверхности дефлекторных дисков, а также на внутренней поверхности дефлекторных дисков в зоне хвостовых соединений рабочих лопаток.
Заявляемая конструкция ротора газовой турбины с разрезными кольцами повышает надежность работы турбины, за счет использования разрезных колец с осевыми каналами, регулирующими расход охлаждающего воздуха.
Таким образом, совместное действие всех существенных признаков заявляемой полезной модели (как известных, так и предлагаемых) обеспечивает достижение требуемого технического результата.