RU 2358115 A, 10.06.2009. RU 2232901 C2, 20.07.2004. RU 2369746 C1, 10.10.2009. RU 2279571 C2, 10.07.2006. US 6883303 B1, 26.04.2005. US 5388963 A, 14.02.1995.
Имя заявителя:
Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)
Изобретатели:
Сычев Владимир Константинович (RU) Язев Владимир Михайлович (RU) Кузнецов Валерий Алексеевич (RU)
Патентообладатели:
Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)
Реферат
Изобретение относится к области двигателестроения. Ротор турбины газотурбинного двигателя содержит диски первой и второй ступеней. Диски соединены между собой с помощью осевых шпилек в радиальных кольцевых ребрах. Фланец диска второй ступени выполнен Г-образным с радиальным кольцевым ребром, направленным от оси ротора. В радиальном ребре диска первой ступени между отверстиями под шпильки выполнены направленные к оси ротора выемки. В радиальном ребре диска второй ступени между отверстиями под шпильки выполнены выемки, направленные от оси ротора. Выемки диска второй ступени совмещены с выемками диска первой ступени и образуют каналы подвода охлаждающего воздуха. Число выемок равно числу шпилек. Фланец диска первой ступени включает направленный к диску второй ступени осевой кольцевой выступ, по внутренней поверхности которого установлено радиальное ребро диска второй ступени, при этом отношение диаметра окружности, на которой расположена наиболее удаленная от оси ротора верхняя точка В поверхности выемки диска первой ступени к диаметру окружности, на котором расположена наиболее удаленная от оси ротора точка Г поверхности отверстия под шпильку, составляет 1,011,3; а отношение диаметра окружности, на котором расположена наиболее близкая к оси ротора точка Д поверхности отверстия под шпильку к диаметру окружности, на которой расположена наименее удаленная от оси ротора наружная точка Е поверхности выемки диска второй ступени, составляет 1,011,4. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины. 3 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента