РОТОР ОСЕВОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
ROTOR OF AXIAL GAS TURBINE

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно, к конструкции роторов осевых турбин газотурбинных двигателей (ГТД).
Известно устройство ротора осевой газовой турбины, содержащее основной диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и прикрепленный к нему штифтами покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток (см. патент №2530961 класса F01D 5/08, опубл. 20.10. 2014 г.).
Недостатком указанного устройства является возникновение трещин в зоне отверстий в дисках под установку штифтов из-за разности температурных и динамических напряжений в дисках.
Задачей изобретения является снижение напряжений в месте крепления покрывного диска.
Указанная задача решается тем, что в известном роторе осевой турбины, содержащем диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, прикрепленный к нему с помощью байонетного соединения, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, согласно изобретению, в ободе основного диска между рабочими лопатками выполнен по меньшей мере один радиальный паз, в покрывном диске выполнен ответный паз, образующий с пазом диска полость, в которой установлен фиксатор, причем на покрывном диске по обе стороны паза в поперечном направлении выполнены канавки, при этом каждый фиксатор снабжен пластиной, контактирующей с ним средней частью, а концы пластины размещены в канавках и контактируют с соседними лопатками.
Такое выполнение устройства позволяет значительно уменьшить напряжения в дисках, возникающие в зоне осевых отверстий в дисках во время работы двигателя.
На фиг. 1 показан продольный разрез ротора осевой газовой турбины;
на фиг. 2 - разрез А-А.
Ротор осевой газовой турбины состоит из основного диска 1, рабочих лопаток 2 и покрывного диска 3. Последний установлен на основном диске 1 с образованием каналов 4 подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам и закреплен байонетным соединением 5.
В ободе основного диска 1 выполнен по меньшей один радиальный паз 6, размещенный между пазами 7 под рабочие лопатки. В покрывном диске 3 выполнен ответный паз 8, образующий с пазом 6 основного диска полость, в которой установлен фиксатор 9. На покрывном диске 3 по обе стороны паза 8 в поперечном направлении выполнены канавки 10. Каждый фиксатор 9 снабжен пластиной 11, контактирующей с ним средней частью, а концы пластины размещены в канавках 10 и контактируют с соседними рабочими лопатками.
Устройство работает следующим образом. При вращении ротора осевой газовой турбины фиксатор 9 удерживает покрывной диск 3 от проворота относительно основного диска 1. Пластина 11 удерживает фиксатор 9 от выхода из зацепления с пазом 6 в ободе диска основного 1.
Благодаря наличию фиксатора 9 и пластины 11, закрепленных в пазах дисков, имеется возможность исключить осевые отверстия в несущем полотне дисков.
Осуществление изобретения позволит повысить надежность ротора осевой газовой турбины и турбины в целом.