Подвижная лопатка турбины высокого давления турбомашины содержит, по меньшей мере, один охлаждающий контур. Охлаждающий контур образован, по меньшей мере, одной полостью, проходящей радиально между вершиной и основанием лопатки, по меньшей мере, одним впускным отверстием для воздуха на одном радиальном конце полости или полостей для подачи охлаждающего воздуха в охлаждающий контур или контуры и несколькими выпускными щелями. Выпускные щели открыты в полость или полости и выходят на выходную кромку лопатки. Выпускные щели расположены по длине выходной кромки между основанием и вершиной лопатки и ориентированы по существу перпендикулярно продольной оси лопатки. По меньшей мере, одна выпускная щель, ближайшая к основанию пера лопатки, выполнена с наклоном к вершине лопатки под углом от 10° до 30° к оси вращения лопатки. Изобретение направлено на то, чтобы выпускная щель, ближайшая к основанию пера, не вызывала образования трещин. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Рисунки к патенту РФ 2297537

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к широкой области подвижных (т.е. рабочих или роторных) лопаток турбомашины и, в более узком аспекте, к выпускным щелям для вывода охлаждающего воздуха, расположенным на выходной кромке подвижных лопаток турбины высокого давления.

Уровень техники

Как известно, турбомашина обычно содержит камеру сгорания, в которой воздух смешивается с топливом перед сгоранием смеси. Генерируемые при сгорании газы направляются к нижней по направлению потока части камеры и затем поступают к турбине высокого давления. Турбина высокого давления обычно содержит один или несколько рядов подвижных турбинных лопаток, расположенных по окружности на роторе турбины. Таким образом, подвижные лопатки турбины высокого давления подвергаются воздействию очень высоких температур газов сгорания. Эти температуры достигают значений, существенно превышающих температуры, которые способны выдерживать без повреждений подвижные лопатки, находящиеся в контакте с этими газами, что ограничивает долговечность подвижных лопаток.

Известен подход к решению данной проблемы путем снабжения лопаток внутренними контурами охлаждения, предназначенными для снижения температуры лопаток. При использовании подобных контуров охлаждающий воздух, как правило, подается внутрь лопатки через ее корневую часть (хвостовик), проходит через лопатку по траектории, определяемой полостями, сформованными внутри лопатки, и выводится через выпускные отверстия, выходящие на поверхность лопатки (см., например, патенты США №№6174134 и 6224336). Из патента США №6164913 (описывающего ближайший аналог настоящего изобретения) известно также, что выпускные отверстия для вывода охлаждающего воздуха в рабочей лопатке турбины могут представлять собой щели, распределенные вдоль выходной кромки пера лопатки между его основанием и вершиной и расположенные по существу перпендикулярно продольной оси лопатки.

Известно также, что лопатки турбины высокого давления, оснащенные контурами охлаждения, изготавливают способом литья или формования. Размещение щелей, в частности щелей контуров охлаждения, обычно обеспечивают с помощью стержней или сердечников, которые закладывают в форму параллельно друг другу перед заливкой металла. Для облегчения этой заливки металла выпускную щель для вывода охлаждающего воздуха, ближайшую к основанию пера лопатки, обычно выполняют больше по размерам, чем другие щели.

Однако на практике было установлено, что ближайшая к основанию пера лопатки выпускная щель плохо охлаждается. Из-за ее увеличенных размеров и из-за центробежной силы, создаваемой вращением лопатки, выходящий из этой выпускной щели воздух имеет тенденцию отклоняться к вершине лопатки. Это приводит к созданию вблизи выходной кромки лопатки значительных температурных градиентов, которые вызывают появление трещин на уровне этой щели, что особенно снижает долговечность лопатки. Эти высокие температурные градиенты имеют также тенденцию распространяться за счет теплопроводности к соединительной (переходной) зоне между основанием пера лопатки и ее полкой.

Сущность изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в устранении указанных трудностей и создании подвижной (т.е. рабочей или роторной) лопатки турбины высокого давления с новой геометрией ближайшей к основанию пера лопатки выпускной щели для вывода охлаждающего воздуха, с тем чтобы эта щель не вызывала образования трещин. Изобретение направлено также на то, чтобы не ухудшать общей механической прочности лопатки - детали, которая подвергается очень высоким механическим напряжениям. Предметом изобретения является также турбина высокого давления, оснащенная такими подвижными лопатками.

В соответствии с изобретением решение поставленной задачи достигается за счет создания новой подвижной лопатки турбины высокого давления в турбомашине. Лопатка по изобретению содержит, по меньшей мере, один охлаждающий контур, который образован, по меньшей мере, одной полостью, проходящей радиально между вершиной и основанием лопатки, по меньшей мере, одним впускным отверстием для воздуха на одном радиальном конце полости или полостей для подачи охлаждающего воздуха в охлаждающий контур или контуры и несколькими выпускными щелями, открытыми в полость или полости и выходящими на выходную кромку лопатки. Указанные выпускные щели расположены по длине выходной кромки между основанием и вершиной лопатки и ориентированы по существу перпендикулярно продольной оси лопатки. Лопатка по изобретению характеризуется тем, что, по меньшей мере, одна выпускная щель, ближайшая к основанию пера лопатки, выполнена с наклоном к вершине лопатки под углом от 10° до 30° к оси вращения лопатки.

При этом охлаждающий воздух, выводимый через выпускную щель, ближайшую к основанию пера лопатки, направляется по всей поверхности данной щели таким образом, что устраняется образование трещин на уровне щели. Такая специальная геометрия данной щели позволяет снизить примерно на 5% локальную температуру на уровне этой щели. Кроме того, геометрия данной щели не ухудшает стойкость лопатки к различным механическим напряжениям, которым она подвергается.

В оптимальном варианте наклон выпускной щели, ближайшей к основанию пера лопатки, составляет примерно 20°.

Для снижения температуры переходной (соединительной) зоны между основанием пера лопатки и полкой, образующей перегородку для прохода потока газов сгорания через турбину высокого давления, передний по потоку конец выпускной щели, ближайшей к основанию пера лопатки, сформован по существу в этой переходной зоне. При этом острые углы переднего по потоку конца выпускной щели, ближайшей к основанию пера лопатки, зашлифованы для облегчения направления выводимого из выпускной щели воздуха к переходной зоне.

Перечень фигур чертежей

Пример осуществления настоящего изобретения, его дополнительные особенности и преимущества будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 изображает в перспективе подвижную лопатку турбины высокого давления в соответствии с изобретением,

фиг.2 - это изображение в увеличенном масштабе части лопатки по фиг.1, иллюстрирующее выполнение выпускного отверстия (щели) для вывода охлаждающего воздуха, ближайшего к основанию пера лопатки.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

На фиг.1 представлена в перспективе подвижная лопатка 10 турбины высокого давления турбомашины. Эта лопатка, имеющая продольную ось Х-Х, укреплена на диске ротора (не представлен) турбины высокого давления посредством хвостовика 12, который обычно имеет елочный профиль. В общем случае лопатка имеет основание 14, вершину 16, переднюю входную кромку 18 и заднюю выходную кромку 20. Хвостовик 12 соединен с основанием 14 лопатки на уровне полки 22, которая образует перегородку для потока газов сгорания через турбину высокого давления.

Такая лопатка подвергается воздействию очень высоких температур газов сгорания и поэтому требует охлаждения. Для этого известным образом подвижная лопатка 10 содержит, по меньшей мере, один внутренний охлаждающий контур. Указанный охлаждающий контур состоит, например, по меньшей мере, из одной полости 24, которая проходит радиально между основанием 14 и вершиной 16 лопатки. В эту полость подается охлаждающий воздух на одном из ее радиальных концов через впускное отверстие (не показано). Это впускное отверстие обычно предусмотрено на уровне хвостовика 12 лопатки. Предусмотрены также несколько выпускных щелей 26, которые открыты в полость 24 и выходят на выходную кромку 20 лопатки для вывода охлаждающего воздуха, текущего в полости. Эти выпускные щели 26 для вывода охлаждающего воздуха обычно распределены вдоль выходной кромки 20 между основанием 14 и вершиной 16 пера лопатки и ориентированы по существу перпендикулярно продольной оси Х-Х лопатки.

На фиг.2 более четко показана геометрия выпускной щели 28, ближайшей к основанию 14 пера лопатки 10. Согласно изобретению ближайшая к основанию пера лопатки выпускная щель 28 выполнена с наклоном к вершине 16 лопатки под углом от 10° до 30° к оси вращения лопатки (не представлена). Предпочтительно угол наклона этой выпускной щели составляет 20°. Этот специфический угол наклона ближайшей к основанию пера лопатки выпускной щели позволяет выровнять температуру на уровне щели и за счет этого устранить все теплонапряженные места. Выводимый через эту выпускную щель охлаждающий воздух перекрывает практически всю поверхность выпускной щели 28 и снижает локальную температуру примерно на 5%. За счет этого полностью устраняется риск образования трещин на уровне выпускной щели, ближайшей к основанию пера лопатки, и повышается срок службы лопатки.

Согласно выгодной особенности изобретения передний по потоку конец 28а выпускной щели 28, ближайшей к основанию 14 пера лопатки, сформован по существу в переходной зоне 30 между основанием 14 пера лопатки и полкой 22 на стороне прохода потока газов сгорания. При этом выводимый через эту выпускную щель воздух имеет тенденцию за счет теплопроводности охлаждать переходную зону 30. Таким образом, температура переходной зоны 30 между основанием 14 пера лопатки и полкой 22 понижается примерно на 1,5%. Для усиления охлаждения переходной зоны 30 острые углы переднего по потоку конца 28а выпускной щели 28 зашлифованы для облегчения направления выводимого из выпускной щели воздуха к этой зоне 30. При этом, поскольку задний по потоку конец 28b ближайшей к основанию пера лопатки выпускной щели 28 не находится в соединительной зоне 30, эта специальная геометрия щели не влияет на стойкость лопатки 10 к различным механическим напряжениям.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Подвижная лопатка турбины высокого давления турбомашины, содержащая, по меньшей мере, один охлаждающий контур, который образован, по меньшей мере, одной полостью (24), проходящей радиально между вершиной (16) и основанием (14) лопатки (10), по меньшей мере, одним впускным отверстием для воздуха на одном радиальном конце полости или полостей для подачи охлаждающего воздуха в охлаждающий контур или контуры и несколькими выпускными щелями (26), открытыми в полость или полости и выходящими на выходную кромку (20) лопатки, причем выпускные щели расположены по длине выходной кромки между вершиной и основанием лопатки, по существу, перпендикулярно продольной оси (Х-Х) лопатки, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одна выпускная щель (28), ближайшая к основанию пера лопатки, выполнена с наклоном к вершине лопатки под углом от 10 до 30° к оси вращения лопатки.

2. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что наклон выпускной щели (28), ближайшей к основанию пера лопатки, составляет примерно 20°.

3. Лопатка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что передний по потоку конец (28а) выпускной щели (28), ближайшей к основанию пера лопатки, сформован, по существу, в переходной зоне (30) между основанием пера лопатки и полкой (22), образующей перегородку для прохода потока газов сгорания через турбину высокого давления.

4. Лопатка по п.3, отличающаяся тем, что острые углы переднего по потоку конца (28а) выпускной щели (28), ближайшей к основанию пера лопатки, зашлифованы.

5. Турбина высокого давления турбомашины, отличающаяся тем, что она содержит несколько подвижных лопаток (10) по любому из предыдущих пунктов.

Турбина (рисунок 2.13) – осевая, двухступенчатая, состоит из одноступенчатой ТВД и одноступенчатой ТНД. Обе турбины имеют охлаждаемые воздухом сопловые и рабочие лопатки. На пониженных дроссельных режимах работы с целью повышения экономичности двигателя выполнено частичное отключение охлаждения турбины.

Основные параметры и материалы деталей турбины приведены, соответственно, в таблицах 2.3 и 2.4.

Таблица 2.3 - Основные данные турбины

	Параметр	Значения
	Степень понижения полного давления газа
	КПД турбины по параметрам заторможенного потока
	Окружная скорость, м/с.
	Частота вращения ротора, об/мин.
	Втулочное отношение
	Температура газа на входе в турбину

Таблица 2.4 - Материалы деталей турбины

Таблица 2.4 - Продолжение

			ЭП-868-Ш (Средняя часть) ВТ-9

Рисунок 2.13 – Турбина АЛ-31Ф

2.5.2 Конструкция турбины высокого давления

Турбина высокого давления предназначена для привода компрессора вы­сокого давления и агрегатов, установленных на коробках приводов двигатель­ных и самолетных агрегатов. Турбина состоит из ротора и статора.

Ротор турбины (рисунок 2.14) состоит из рабочих лопаток 1, диска 2, цапфы 3 и вала 4.

Рисунок 2.14 – Ротор ТВД

Рабочая лопатка (рисунок 2.15) – литая, полая с циклонно-вихревой схемой охлаждения. Во внутренней полости, с целью организации течения охлаждающего воздуха, предусмотрены ребра, перегородки и турбулизаторы.

Профильная часть лопатки (1) отделена от замка (2) полкой (3) и удлиненной

ножкой (4). Полки лопаток, стыкуясь, образуют коническую оболочку, защищающую замковую часть лопатки от перегрева. Удлиненная ножка, обладая относительно низкой изгибной жесткостью, обеспечивает снижение уровня вибрационных напряжений в профильной части лопатки. Трехзубый замок (5) «ёлочного» типа обеспечивает передачу радиальных нагрузок с лопаток на диск. Зуб (6), выполненный в левой части замка, фиксирует лопатку от перемещения ее по потоку, а паз (7) совместно с элементами фиксации обеспечивает удержание лопатки от перемещения против потока (рисунок 2.16).

Рисунок 2.15 – Рабочая лопатка ТВД

Рисунок 2.16 – Осевая фиксация рабочих лопаток ТВД

1-Вырезы; 2-диск; 3-лопатка; 4-пластинчатый замок

Осевая фиксация рабочей лопатки осуществляется зубом и пластинчатым замком. Пластинчатый замок (один на две лопатки) (8)вставляется в пазы лопаток в трех местах диска (9), где сделаны вырезы, и разгоняется по всей окружности лопаточного венца. Пластинчатые замки, устанавливаемые в месте расположения вырезов в диске, имеют особую форму. Эти замки монтируются в деформированном состоянии, а после выпрямления входят в пазы лопаток. При выпрямлении пластинчатого замка лопатки поддерживают с противоположных торцов.

Для снижения уровня вибрационных напряжений в рабочих лопатках между ними под полками размещают демпферы, имеющие коробчатую конструкцию (рисунок 2.17). При вращении ротора под действием центробежных силдемпферы прижимаются к внутренним поверхностям полок вибрирующих лопаток. За счет трения в местах контакта двух соседних полок об один демпферэнергия колебаний лопаток будет рассеиваться, что и обеспечит снижениеуровня вибрационных напряжений в лопатках.

Рисунок 2.17 - Демпфер

Диск (рисунок 2.18) турбины штампованный, с последующей механической обработкой. В периферийной части диска выполнены пазы «елочного» типа для крепления 90 рабочих лопаток, канавки (1) для размещения пластинчатых замков осевой фиксации лопаток и наклонные отверстия (2) подвода воздуха, охлаждающего рабочие лопатки. Воздух отбирается из ресивера, образованного двумя буртиками, левой боковой поверхностью диска и аппаратом закрутки. На правой плоскости полотна диска выполнены буртик (3) лабиринтного уплотнения и буртик (4), используемый при демонтаже диска. В ступичной плоской части диска выполнены цилиндрические отверстия (5) под призонные болты, соединяющие вал, диск и цапфу ротора турбины.

Рисунок 2.18 – Диск ТВД

Балансировка ротора осуществляется грузиками (2.19), закрепляемыми в проточке буртика диска и зафиксированными замком. Хвостовик замка загибается на балансировочный грузик.

Рисунок 2.19 – Узел крепления балансировочного груза ротора

Цапфа (1) (рисунок 2.20) обеспечивает опирание ротора о роликовый подшипник. Левым фланцем цапфа центрируется и соединяется с диском турбины.

На наружных цилиндрических проточках цапфы размещены втулки (2) лабиринтных уплотнений. Осевая и окружная фиксация втулок осуществляется радиальными штифтами (3). Для предотвращения выпадания штифтов под воздействием центробежных сил после их запрессовки отверстия во втулках завальцовываются.

На наружной части хвостовика цапфы, ниже втулок лабиринтного уплотнения, размещено контактное уплотнение (рисунок 2.21), зафиксированное корончатой гайкой. Гайка законтрена пластинчатым замком.

Внутри цапфы в цилиндрических поясках центрируются втулки контактного и лабиринтного уплотнений. Втулки удерживаются корончатой гайкой, ввернутой в резьбу цапфы. Гайка законтривается отгибом усиков коронки в торцевые прорези цапфы. Контактное уплотнение показано на рисунок 2.22.

Рисунок 2.20 – Цапфа ТВД

Рисунок 2.21 – Узел контактного уплотнения

1-втулка; 2-графитовые кольца; 3-цапфа; 4-корончатая гайка

Рисунок 2.22 – Узел контактного уплотнения

1-стальные втулки; 2-дистанционная втулка; 3-пружина; 4-графитовые кольца

Статор турбины высокого давления состоит (рисунок 2.23) из наружногокольца (1), блока сопловых лопаток (2), внутреннего кольца (3), аппарата закрутки(4), устройства стабилизации радиального зазора (5), клапанного аппарата и воздухо-воздушного теплообменника (6).

Рисунок 2.23 – Статор ТВД

Наружное кольцо (рисунок 2.24) – цилиндрическая оболочка с фланцем, расположенным между корпусом камеры сгорания и корпусом турбины. В левой части кольца на винтах 1 присоединены оболочки 2, являющиеся опорами жаровой трубы 3 камеры сгорания и обеспечивающие подвод охлаждающего воздуха на наружные полки лопаток соплового аппарата. В правой части кольца подвешено устройство 4 обеспечения радиального зазора.

Рисунок 2.24 – Наружное кольцо статора ТВД

Лопатки соплового аппарата объединены в 14 трехлопаточных блоков. Наружные полки блоков лопаток установлены в пазах наружногокольца и закреплены винтами. Лопаточные блоки литые, с вставными и припаянными в двух местах дефлекторами, с припаянной нижней полкой-цапфой. Для предотвращения перетечек газа стыки между блоками сопловых лопаток уплотнены металлическими пластинами, установленными в прорезях на торцах полок первой и третьей лопаток каждого блока.

Внутреннее кольцо (рисунок 2.25) выполнено в виде оболочки с втулками и фланцами, к которым приварена коническая диафрагма. На внешней стороне кольца (1) расположены четырнадцать втулок (2) для центрирования его на цапфах (3) блоков сопловых лопаток. Крышка (4) служит для образования полости охлаждающего воздуха. На левом фланце внутреннего кольца (1) винтами (5) присоединены оболочки (6), на которые опирается жаровая труба (7). Они же обеспечивают подвод вторичного воздуха от ОКС, охлаждающего внутренние полки лопаток соплового аппарата.

На правом фланце (4) приварен аппарат (8) закрутки (рисунок 2.26), представляющий собой сварную оболочковую конструкцию. Аппарат закрутки предназначен для подачи и охлаждения воздуха, идущего к рабочим лопаткам за счет разгона и закрутки по направлению вращения турбины. Для повышения жесткости внутренней оболочки к ней приварены три подкрепляющих профиля (9). Разгон и закрутка охлаждающего воздуха происходит в сужающейся части аппарата закрутки.

Рисунок 2.25 – Внутреннее кольцо статора ТВД

Рисунок 2.26 – Сопловой аппарат устройства закрутки воздуха ТВД

Устройство стабилизации радиального зазора (рисунок 2.27) предназначено для повышения КПД турбины на повышенных режимах. Оно представляет собой кольцо, тепловое состояние которого, а следовательно, и диаметр стабилизирован охлаждением. При увеличении режима, когда диаметр ротора увеличивается за счет разогрева лопаток и диска и их растяжения под действием центробежных сил, величина радиального зазора уменьшается, что приводит к снижению перетекания через зазор и повышению КПД турбины. На кольце "С"-образными секторами закреплены вставки с сотами, выполненными электроэрозией. В окружном направлении вставки зафиксированы радиальными штифтами. При касании лопаток о вставки происходит взаимный износ, что и предотвращает разрушение лопаток.

Рисунок 2.27 – Узел устройства, регулирующего радиальный зазор

1 – штифт; 2 – жиклер; 3 – кольцо; 4 - «С» образный элемент; 5 – вставка; 6 – соты; 7 - экран

Лопатка - это рабочая деталь ротора турбины. Ступень надежно фиксируется под оптимальным углом наклона. Элементы работают под колоссальными нагрузками, поэтому к ним предъявляют самые жесткие требования по качеству, надежности и долговечности.

Применение и виды лопаточных механизмов

Лопаточные механизмы широко применяются в машинах различного назначения. Наиболее часто используют их в турбинах и компрессорах.

Турбина - ротационный двигатель, работающий под действием значительных центробежных сил. Основной рабочий орган машины - ротор, на котором по всему диаметру закреплены лопатки. Все элементы помещены в общий корпус специальной формы в виде нагнетающего и подающего патрубков или сопел. На лопатки подается рабочая среда (пар, газ или вода), приводя в движение ротор.

Таким образом, кинетическая энергия движущегося потока преобразуется в механическую энергию на валу.

Различают два основных вида турбинных лопаток:

1. Рабочие - находятся на вращающих валах. Детали передают механическую полезную мощность на присоединенную рабочую машину (часто это генератор). Давление на рабочих лопатках остается постоянным благодаря тому, что направляющие лопатки всю разность энтальпий преобразуют в энергию потока.
2. Направляющие - закреплены в корпусе турбины. Данные элементы частично преобразуют энергию потока, благодаря чему вращение колес получает тангенциальное усилие. В турбине разница энтальпий должна быть понижена. Это достигается путем уменьшения числа ступеней. Если установить слишком много направляющих лопаток, то срыв потока будет угрожать ускоренному потоку турбины.

Методы изготовления турбинных лопаток

Турбинные лопатки изготавливают методом литья по выплавляемым деталям из высококачественного металлопроката. Используют полосу, квадрат, допускается применение штампованных заготовок. Последний вариант предпочтителен на крупных производствах, так как коэффициент использования металла достаточно высок, а трудозатраты - минимальны.

Лопасти турбин проходят обязательную термическую обработку. Поверхность покрывается защитными составами против развития коррозионных процессов, а также специальными составами, повышающие прочность механизма при работе в условиях высокой температуры. Например, никелевые сплавы практически не поддаются механической обработке, поэтому методы штамповки для производства лопаток не подходят.

Современные технологии подарили возможность производства турбинных лопаток методом направленной кристаллизации. Это позволило получить рабочие элементы с такой структурой, которую практически невозможно сломать. Внедряется метод изготовления монокристальной лопасти, то есть из одного кристалла.

Этапы производства турбинных лопаток:

1. Литье или поковка. Литье позволяет получать лопатки высокого качества. Поковка производиться по спец заказу.
2. Механическая обработка. Как правило, для механической обработки применяются токарно-фрезерные автоматизированные центры, например, японский комплекс Mazak или же на фрезерные обрабатывающие центра, такие как MIKRON швейцарского производства.
3. В качестве финишной обработки применяют только шлифование.

Требования к лопаткам турбин, применяемые материалы

Лопатки турбины эксплуатируются в условиях агрессивной среды. Особо критична высокая температура. Детали работают под напряжением на растяжение, поэтому возникают высокие деформирующие усилия, растягивающие лопатки. Со временем детали касаются корпуса турбины, машина блокируется. Все это обуславливает применение материалов высочайшего качества для изготовления лопаток, способные выдерживать значительные нагрузки при крутящем моменте, а также любые усилия в условиях высокого давления и температуры. Качеством лопаток турбины оценивается общая эффективность агрегата. Напомним, что высокая температура необходима для повышения КПД машины, работающей по циклу Карно.

Лопатки турбины - ответственный механизм. Благодаря нему обеспечивается надежность работы агрегата. Выделим основные нагрузки во время работы турбины:

• Возникают большие окружные скорости в условиях высокой температуры в паровом или газовом потоке, которые растягивают лопатки;
• Формируются значительные статические и динамические температурные напряжения, не исключая и вибрационные нагрузки;
• Температура в турбине достигает 1000-1700 градусов.

Все это предопределяет применение высококачественных жаропрочных и нержавеющих сталей для производства лопаток турбин.

Например, могут быть использованы такие марки как 18Х11МФНБ-ш, 15Х11МФ-ш, а также различные сплавы на основе никеля (до 65%) ХН65КМВЮБ.

В качестве легирующих элементов в состав такого сплава дополнительно вводят следующие компоненты: 6% алюминия, 6-10% вольфрама, тантала, рения и немного рутения.

Лопаточный механизм должен обладать определенной теплостойкостью. Для этого в турбине делают сложные системы охлаждающих каналов и выходных отверстий, которые обеспечивают создание воздушной пленки на поверхности рабочей или направляющей лопатки. Раскаленные газы не касаются лопасти, поэтому происходит минимальный нагрев, но сами газы не остывают.

Все это повышает КПД машины. Охлаждающие каналы формируются при помощи керамических стержней.

Для их производства применяют оксид алюминия, температура плавления которого достигает 2050 градусов.

Ротор ТВД состоит из рабочего колеса (диска с рабочими лопатками), лабиринтного диска, вала ТВД.

Рабочая лопатка ТВД ‑ охлаждаемая, состоит из хвостовика, ножки, пера и бандажной полки с гребешками. Воздух на охлаждение подводится к хвостовику, проходит по радиальным каналам в теле пера лопатки и выходит через отверстия в передней и задней части пера лопатки в проточную часть. В каждом пазу диска устанавливается по две лопатки. Соединяются лопатки с диском замками «елочного» типа. Лабиринтный диск и диск ТВД охлаждается воздухом из-за КВД.

Турбина низкого давления состоит из ротора и корпуса опор турбин с сопловым аппаратом ТНД. Ротор ТНД состоит из рабочего колеса (диска с рабочими лопатками) и вала ТНД, соединённых между собой болтами. Рабочие лопатки ротора ТНД неохлаждаемые, соединяются с диском замками «елочного» типа. Диск охлаждается воздухом, отбираемым из КВД.

В корпусе опор турбин наружная и внутренняя оболочки соединены между собой стойками, проходящими внутри полых лопаток соплового аппарата второй ступени турбины. Через лопатки проходят также трубопроводы масляных и воздушных коммуникаций. В корпусе опор турбин имеются узлы задних подшипников опор роторов низкого и высокого давления.

Сопловые лопатки, отлитые в виде секторов по три лопатки в секторе, охлаждаются воздухом, отбираемым из-за четвертой ступени КВД.

Турбина вентилятора состоит из ротора и статора. Статор турбины вентилятора состоит из корпуса и пяти сопловых аппаратов, набранных из отдельных литых секторов, по пять лопаток в секторе. Ротор турбины вентилятора дисково-барабанной конструкции. Диски соединяются между собой и с валом турбины вентилятора болтами. Лопатки, как сопловые, так и рабочие, неохлаждаемые; диски турбины вентилятора охлаждаются воздухом, отбираемым из КВД. Рабочие лопатки всех ступеней ротора ТВ бандажированы, соединены с дисками замками «елочного типа».

Выходное устройство турбины состоит из корпуса задней опоры, реактивного сопла внутреннего контура и стекателя.

На корпусе задней опоры турбины имеются места крепления узлов заднего пояса подвески двигателя к самолету. Задний узел подвески двигателя установлен на силовом кольце, которое является частью внешней оболочки корпуса задней опоры. Внутри корпуса расположен подшипниковый узел ротора вентилятора.

В стойках, соединяющих внутреннюю и наружную оболочки корпуса, расположены коммуникации задней опоры ротора вентилятора.

Режим работы зон ТО и ТР
Режим работы этих зон характеризуется числом рабочих дней в году, продолжительностью и количеством смен, временем начала и конца смен, распределением производственной программы во времени и должен быть согласован с графиком выпуска и возврата автомобилей с линии. Работы по ЕО и ТО-1 выполняются в межсменное время. Межсменное время – это...

Расчет количества постов ТР
Ммзп=Пучо / Фрм∙ Рср∙ n ∙ ŋ ,(13) где Пучо- производственная программа по операциям ТР выполняемым на участке стационарной мастерской, чел.-ч.; Фрм- фонд времени рабочего места; Рср- среднее число рабочих, приходящихся на 1 пост, чел; Рср=2 чел; n- число рабочих смен в сутки; n=1; ŋ=0,85-коэффициент использова...

Определение программы участка
Программой участка называется установленный или рассчитанный объем работы. Объем работы участков ремонтного депо зависит от количества вагонов поступающих в деповской ремонт. Так программа ВСУ соответствует запланированной программе конкретного депо. , Программа тележечного участка учитывает, что на данный участок поступает все тележки с...

дипломная работа

2.1 Расчет на прочность лопатки ТВД

Рабочие лопатки осевой турбины являются весьма ответственными деталями газотурбинного двигателя, от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом.

Нагрузки, действующие на лопатки

При работе газотурбинного двигателя на рабочие лопатки действуют статические, динамические и температурные нагрузки, вызывая сложную картину напряжений.

Расчет на прочность пера лопатки выполняем, учитывая воздействие только статических нагрузок. К ним относятся центробежные силы масс лопаток, которые появляются при вращении ротора, и газовые силы, возникающие при обтекании газом профиля пера лопатки и в связи с наличием разности давлений газа перед и за лопаткой.

Центробежные силы вызывают деформации растяжения, изгиба и кручения, газовые - деформации изгиба и кручения.

Напряжения кручения от центробежных, газовых сил слабозакрученных рабочих лопаток компрессора малы, и ими пренебрегаем.

Напряжения растяжения от центробежных сил являются наиболее существенными.

Напряжения изгиба обычно меньше напряжений растяжения, причем при необходимости для уменьшения изгибающих напряжений в лопатке от газовых сил ее проектируют так, чтобы возникающие изгибающие моменты от центробежных сил были противоположны по знаку моментам от газовых сил и, следовательно, уменьшали последние.

Допущения, принимаемые при расчете

При расчете лопатки на прочность принимаем следующие допущения:

· лопатку рассматриваем как консольную балку, жестко задела н ную в ободе диска;

· напряжения определяем по каждому виду деформации отдел ь но;

· температуру в рассматриваемом сечении пера лопатки считаем одинаковой, т.е. температурные напряжения отсутс твуют;

· лопатку считаем жесткой, а деформацией лопатки под действием сил и моментов пренебрегаем;

· предполагаем, что деформации лопатки протекают в упругой зоне, т.е. напряжения в пере лопатки не превышают предел пропорциональности;

· температура лопатки изменяется только по длине пера.

Цель расчета

Цель расчета на прочность лопатки ТВД - определение напряжений и запасов прочности в различных сечениях по длине пера лопатки.

В качестве расчетного режима выбираем режим максимальной частоты вращения ротора и максимального расхода воздуха через двигатель. Этим условиям соответствует рабочий режим работы двигателя, то есть с частотой вращения 12220 об/мин.

Исходные данные

1. Материал лопатки: ЖС-6К.

2. Длина лопатки = 0.052 м.

3. Радиус корневого сечения = 0.294 м.

4. Радиус периферийного сечения R п = 0.346 м.

5. Объем бандажной полки м 3 .

6. Хорда профиля сечения пера = 0.0305 м.

7. Максимальная толщина профиля в сечениях:

· в корневом сечении м;

· в среднем сечении м;

· в периферийном сечении м.

8. Максимальная стрела прогиба профиля C max средних линий профиля в сечениях:

· в корневом сечении м;

· в среднем сечении м;

· в периферийном сечении м.

9. Угол установки профиля в сечениях:

· в корневом сечении = 1.0664 (рад);

· в среднем сечении = 0.8936 (рад);

· в периферийном сечении = 0.8116 (рад).

10. Интенсивность газовых сил на среднем радиусе в окружном направлении:

11. Интенсивность газовых сил в осевом направлении

12. Частота вращения рабочего колеса n = 12220 об/мин.

13. Плотность материала лопатки = 8250 кг/м 3 .

14. Для охлаждаемой лопатки турбины можно считать, что на двух третях длины лопатки (от периферийного сечения) температура - постоянна, а на одной трети (у корня) изменяется по закону кубической параболы:

где Х - расстояние от корневого сечения до расчетного;

t Л - температура лопатки в расчетном сечении;

t ЛС - температура лопатки на среднем радиусе (из термогазодинамического расчета);

t ЛК - температура лопатки в корневом сечении.

15. Предел длительной прочности выбираем в зависимости от температуры лопатки:

Согласно нормам прочности минимальный запас по статической прочности профильной части рабочей лопатки турбины должен быть не менее 1.3.

Расчёт на ЭВМ

Вычисления делаем по программе Statlop.exe. Результаты приведены в таблице 2.1.

Таблица 2.1 - Результаты расчета лопатки на прочность

Рисунок 2.1 - График распределения суммарных напряжений лопатки по сечениям

Рисунок 2.2 - График распределения коэффициента запаса прочности лопатки по сечениям

Произведен расчет на статическую прочность пера рабочей лопатки ТВД. В качестве материала была использована жаропрочная сталь ЖС-6К. Полученные значения запасов прочности во всех сечениях удовлетворяют нормам прочности: .

Авиационный винтовентиляторный двигатель

Гидравлический расчет проточной части центробежного насоса НЦВС 40/30

3.5.1 Напряжение в лопасти от расчетного перепада давления напора определяется по формуле, где - расчетный перепад давления, = 11,85 b - ширина лопатки, b = 12 мм д - толщина лопатки, д = 3...

Исследование термонапряженного состояния и оценка ресурса охлаждаемой лопатки турбины авиационного ГТД

В результате расчёта поля напряжений лопатки на базовом режиме получаем, что минимальный запас прочности без ползучести, равный 0,79 имеет точка 55 (таблица 4). Таблица 4 Температура, °С 1010,9 Напряжение у, МПа 113...

Конструкторско-технологическая подготовка мелкосерийного производства валов агрегатов авиационных двигателей на специализированном участке

Рабочие лопатки осевого компрессора являются весьма ответственными деталями газотурбинного двигателя, от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом...

Осевой компрессор

Расчёт по высоте лопатки ведётся по закону постоянной циркуляции. Первая ступень РК НА Втулка Периферия Втулка Периферия 124,77 71,52 250,77 155,57 м/с 175 175 м/с 174,61 174,61 град. 54,51 67,77 град. 47,44 32...

Создаем файл исходных данных IGOR0. tm: 9 1 - тип задачи (стационарная, плоская) 0 1 10 - количество отрезков задания теплоотдачи 4 19 63 93 108 111 135 156 178 206 7223,396 - коэффициент теплоотдачи на входной кромке 2885...

Охлаждение лопатки турбины высокого давления

Расчет термонапряженного состояния выполняем с помощью программы GRID3. EXE. Исходный файл SETAX. DAT (см. подпункт 5.3). После запроса указываем имя файла, содержащего данные о температурном поле лопатки (IGOR0. tem). Результат будет занесен в файл с именем IGOR0...

Проектирование турбины винтовентиляторного двигателя

Рабочая лопатка турбины является весьма ответственной деталью газотурбинного двигателя, от надежности работы которой зависит надежность работы двигателя в целом. При работе авиационного двигателя на рабочую лопатку действуют статические...

Разработка конструкции компрессора высокого давления ТРДДФсм для легкого фронтового истребителя на базе существующего ТРДДФсм РД-33

Рабочие лопатки осевого компрессора являются весьма ответственными деталями газотурбинного двигателя, от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом...

Расчет турбореактивного двигателя р-95Ш

Технико-экономическое обоснование этапов технологического процесса изготовления, комплектов технологических баз, методов и последовательности обработки поверхностей водила

Рабочие лопатки осевого компрессора являются весьма ответственными деталями газотурбинного двигателя, от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом. Нагрузки действующие на лопатки...

Рабочие лопатки осевого компрессора являются ответственными деталями газотурбинного двигателя, от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом...

Узел компрессора ТРДД для пассажирского самолета

Цель расчета на прочность лопатки - определение статических напряжений и запасов прочности в различных сечениях по длине пера лопатки...

Узел компрессора ТРДД для пассажирского самолета

Для расчета разбивают перо лопатки поперечными сечениями на несколько равных участков высотой и ведут расчет от периферии к корневому сечению суммируя нагрузки и вычисляя напряжения...

Узел компрессора ТРДД для пассажирского самолета

Одним из основных видов крепления лопаток компрессора являются замки типа ”ласточкин хвост“. От осевого перемещения лопатки крепятся в пазах. Лопатки могут садиться с натягом до 0,05 мм и с зазором (0,03.0,06) мм. Обычно посадку производят с зазором...