Разработка узла ТВД ТРДД для ПАК ДА

1. Титульный лист.doc

Уфимский государственный авиационный технический университет
ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА
к курсовому проекту по _конструкции и прочности АД и ЭУ
(обозначение документа)

Диск схема.frw

Концевое.frw

Втулочное.frw

Среднее.frw

Лопатка схема.frw

Срез дефлектора.frw

Вал.frw

Схема вала.frw

Срез диска.frw

Дефлектор.cdw

Острые кромки сохранить
Штамповка III группы контроля по ОСТ 1 90074-72
мм. Группа контроля 3 ОСТ 1 00021-78
Размеры и допуск биения поверхн. обеспеч. инстр.
Размеры в скобках - после сборки
Диаметральные размеры контролировать на станке
Маркировать шрифтом 3
под Н понимать номер комплекта
Общие требования к изготовлению по ОСТ 1 00450-82

Турбина.cdw

Размеры зазоров соответствуют холодному состоянию.
Направление вращения ротора - по вращению часовой стрелки -
Допустимый дисбаланс ротора

2. Пояснительная записка.docx

В данном курсовом проекте спроектирован узел турбины высокого давления на основе прототипа - двигателя НК-32 SaM146.
Курсовой проект включает в себя:
- расчёт на статическую прочность рабочей лопатки турбины;
- расчёт на статическую прочность диска турбины;
- расчёт соединения рабочей лопатки и диском на статическую прочность;
- расчет критической частоты вращения ротора турбины;
- патентные исследования элементов рабочих колес турбин;
- конструкторскую часть.
Расчёту на прочность и конструированию узла турбины предшествовал термогазодинамический расчёт двигателя газодинамический расчёт турбины высокого давления расчёт по высоте и профилирование рабочей лопатки.
Исходные данные для разработки конструкции узла турбины5
Выбор конструктивной схемы двигателя7
Разработка конструкции узла9
Расчет на статическую прочность рабочей лопатки турбины12
Расчет на статическую прочность диска турбины20
Расчет соединения рабочей лопатки с диском32
Определение критической частоты вращения ротора41
Патентное исследование52
Проектируемый узел – турбина высокого давления (ТВД) входит в состав двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков (ТРДДсм). В качестве прототипа принят двигатель НК-32 с газогенератором от SaM146. Двигатель предназначен для перспективного авиационного комплекса дальней авиации (ПАК ДА).
Исходные данные для проектирования узла взяты из курсового проекта по “Теории и расчёту лопаточных машин”.
Газовые турбины относятся к числу самых напряженных узлов конструкций ГТД ограничивающих в большинстве случаев надежность двигателя и его ресурс. Это связано с большими значениями температуры и давления газа перед турбиной и окружной скорости на среднем диаметре рабочих лопаток.
Разработка компоновки узла начато с формирования конструкции элементов образующих проточную часть а затем прорабатывались конструкция деталей ротора опор уплотнений и т.д. последовательно продвигаясь от периферии узла к его оси. Был выполнен чертеж меридионального сечения проточной части с изображением лопаток ротора и статора в масштабе 1:1. Исходя из потребной эффективности охлаждения и расхода охлаждающего воздуха выбраны конструкции рабочей лопатки.
Исходные данные для разработки конструкции узла турбины
Исходные данные необходимые для разработкки конструкции узла турбины и выполнения расчётов приведены в таблице 1.1.
Таблица 1.1 – Исходные данные
Наименование параметра
Частота вращения обмин
Расход газа (воздуха) кгс
Средний диаметр проточной части на входе м
Высота проточной части на входе м
Средний диаметр проточной части на выходе м
Высота проточной части на выходе м
Температура газа на входе К
Осевая составляющая абсолютной скорости на входе в рабочее колесо ступени мс
Осевая составляющая абсолютной скорости на выходе из рабочего колеса ступени мс
Окружная составляющая абсолютной скорости на входе в рабочее колесо ступени мс
Окружная составляющая абсолютной скорости на выходе из рабочего колеса ступени мс
Статическое давление на входе в рабочее колесо ступени Па
Статическое давление на выходе из рабочего колеса ступени Па
Продолжение таблицы 1.1
Температура газа на входе в рабочее колесо ступени К
Температура газа на выходе из рабочего колеса ступени К
Наружный диаметр лопаточного венца на входе в рабочее колесо ступени м
Наружный диаметр лопаточного венца на выходе из рабочего колеса ступени м
Диаметр втулки на входе м
Диаметр втулки на выходе м
Хорда профиля рабочей лопатки мм:
Максимальная толщина профиля мм:
Угол установки профиля градус:
Длина проточной части узла м
Выбор конструктивной схемы двигателя
Спроектированный двигатель состоит из компрессора низкого давления (КНД) компрессора высокого давления (КВД) турбины низкого давления (ТНД) турбины высокого давления (ТВД) кольцевой камеры сгорания камеры смешения форсажной камеры сгорания и регулируемого реактивного сопла.
Примем ротор высокого давления (РВД) – двухопорным. Передняя опора РВД - один шариковый подшипник (радиально-упорный) выполняющий функцию осевой фиксации. Задняя опора РВД – роликовый подшипник (радиальный) обеспечивающий смещение ротора относительно статора. Ротор низкого давления (РНД) – трехопорный.
Ротор опирающийся на две опоры представляет собой статически определимую систему при которой лучше обеспечивается соосность подшипников и валов. При этом смещение подшипников приводит лишь к изменениям наклона оси вращения но не вызывают никаких дополнительных статических и динамических нагрузок которые могут появляться в статически неопределимой системе то есть в трех - или четырехопорном роторе.
При минимальном числе опор упрощается конструкция изделия в целом за счет сокращения количества несущих деталей корпуса уплотнений упрощения маслосистемы системы суфлирования и теплозащиты опор.
При выборе места установки подшипников по длине ротора будем руководствоваться тем что радиально-упорный подшипник воспринимая радиальные нагрузки обеспечивает осевую фиксацию ротора относительно статора и передает результирующую осевую силу ротора на корпус.
На рисунке 2.1 изображена конструктивная схема роторов и роторных опор двигателя.
- роликоподшипник передней опоры ротора КНД; 2 - ротор низкого давления;
- шарикоподшипник средней опоры ротора низкого давления; 4 - шарикоподшипник опоры ротора КВД; 5 – ротор высокого давления; 6 - роликоподшипник опоры ротора ТВД;
- роликоподшипник задней опоры ротора ТНД.
Рисунок 2.1 – Конструктивная схема роторов и роторных опор двигателя
Разработка конструкции узла
В ходе газодинамического расчета были получены параметры меридиональное сечение проточной части турбины (рисунок 3.1).
Рисунок 3.1 – Меридиональное сечение проточной части турбины
Начиная от сечения проточной части к переферии производим разработку конструкции.
Турбина высокого давления спроектированного двигателя одноступенчатая осевая охлаждаемая приводит во вращение 6 ступенчатый компрессор высокого давления. Для охлаждения турбины используется воздух из-за компрессора. ТВД не имеет бандажной полки антивибрационной полки на рабочей лопатке.
Ступень турбины включает сопловой аппарат (СА) и рабочее колесо (РК). Форма проточной части турбины . Ротор ТВД состоит из диска с рабочими лопатками дефлектора носка ТВД с лабиринтами и маслоуплотнительными кольцами. Тип ротора ВД дисковый разъемный центровка и передача осуществляется через соединение призонными болтами расположенными в передней и задней части диска. В передней части диск ТВД через соединение призонными болтами передает крутящий момент валу компрессора высокого давления а центрация осуществляется через носок ТВД (за дисковая область) соединенного фланцем роликового подшипника. Роликовый подшипник является задней опорой ротора высокого давления.
Рабочая лопатка ТВД имеет конвективно-пленочное охлаждение. Во внутренней полости имеется продольный канал с отверстиями. Хвостовик лопатки «елочного» типа осевая фиксация осуществляется фиксатором с одной стороны и отгибными пластинами. В диске выполнены наклонные отверстия для подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам.
Сопловая лопатка – пустотелая охлаждаемая крепление полочного типа. В стенках лопатки выполнена перфорация для создания охлаждающей пленки на поверхности лопатки. В полости расположен дефлектор для подвода охлаждающего воздуха к перфорационным отверстиям.
Радиальные усилия передаются от ротора ТВД на опору через роликовый подшипник. К хвостовику носка ТВД через фланец прикреплено масляное уплотнение и обойма роликового подшипника.
На цилиндрическом пояске в передней части носка ТВД имеется набор уплотнительных колец для уплотнения масляной полости между роторами турбин высокого и низкого давления. Все уплотнения масляных полостей графитовые. В лабиринтных уплотнениях узла используются сотовые вставки и легкосрабатываемые покрытия.
Корпус турбины имеет поперечный разъем.
Активное уплотнение радиальным зазором обеспечивает минимальный зазор между ротором и статором.
Передняя опора ротора ВД воспринимает суммарную осевую и радиальную нагрузки от роторов КВД и ТВД. В переднюю опору входят: корпус подшипника шариковый подшипник радиально-контактное уплотнение. Шариковый подшипник фиксируется в осевом направлении с одной стороны металлическим кольцом а с другой – втулкой. Вращается внутреннее кольцо. Оно же разрезное. Шариковый подшипник с точеным неразъемным сепаратором разделяющим шарики по окружности что исключает трение непосредственно между ними. Смазочное масло подается с помощью форсунки откуда масло попадает в зазор между внутренним кольцом подшипника и сепаратором. Смазочное масло хорошо омывает рабочую поверхность внутреннего кольца подшипника поверхности тел качения под действием инерционных сил попадает на беговую дорожку наружного кольца омывает ее и обеспечивая снятие требуемого количества тепла вытекает через радиальные пазы в маслосборник откуда удаляется отсасывающим маслонасосом.
Задняя опора ВД: наружное кольцо роликового подшипника с одной стороны фиксируется кольцом с форсункой а с другой через металлическое кольцо буртиком носка ТВД. Подвод масла осуществляется форсункой. Отвод масла осуществляется через зазор между сепаратором и наружным кольцом наружу через каналы в передней цилиндрической части носка ТНД. Опора упруго-демпферная состоящая из упругого кольца.
Рисунок 3.2 – Турбина высокого давления
Расчет на статическую прочность рабочей лопатки турбины
Подготавливаем исходные данные для расчета рабочей лопатки турбины на статическую прочность.
Перо лопатки по высоте разбиваем на пять равных участков (рисунок 4.1). Корневое сечение выбирается на расстоянии 2-3 мм от начала переходной галтели от пера к полке хвостовика. Концевое сечение выбирается на 2-3 мм ниже торца пера.
Рисунок 4.1 – Расчетная схема рабочей лопатки турбины
Определяем температуру лопатки в среднем сечении:
где - температура воздуха охлаждающего лопатки
- коэффициент глубины охлаждения (конвективно-пленочное охлаждение).
Типичное распределение температуры по высоте пера лопатки: температура концевого сечения лопатки на 50 – 70 К меньше температуры лопатки на среднем диаметре а температура корневого сечения лопатки занижается на 70 – 150 К по сравнению с температурой лопатки на среднем диаметре.
Принимаем материал рабочей лопатки – жаропрочный литейный сплав на никелевой основе ЖС30 (). В зависимости от температуры для каждого сечения находим значения .
Геометрические характеристики трех сечений определены в программе КОМПАС. Геометрические характеристики промежуточных сечений определены методом линейной интерполяции. Лопатка рассматривается как оболочка с толщиной стенок 1-2 мм.
Профиль лопатки в трех рассматриваемых сечениях показаны на рисунках 4.2-4.4. Координаты опасных точек определены в КОМПАС.
Рисунок 4.2 – Профиль лопатки в корневом сечении
Рисунок 4.3 – Профиль лопатки в среднем сечении
Рисунок 4.4 – Профиль лопатки в среднем сечении
Вычисляем газовые силы действующие на единицу длины рабочей лопатки:
- радиус наружного сечения
- радиус корневого сечения.
Проведя все необходимые расчеты получаем таблицу исходных данных:
Таблица 4.1 – Исходные данные для расчета лопатки на прочность
Коэффициенты компенсации в первом расчете принимаем равными нулю. Геометрические характеристики сечений расчет которых не был произведен в предыдущей работе определяются с помощью линейной интерполяции по граничным значениям параметров рассчитанных ранее сечений.
Теперь вводим таблицу исходных данных в программу Volcano предназначенную для проведения прочностных расчетов деталей узлов ГТД. Полученные результаты программного расчета выглядят следующим образом:
Таблица 4.2 – Результаты расчета рабочей лопатки
Исходные данные для расчета
Единичная газовая сила по оси X
Единичная газовая сила по оси Y
Плотность материала лопатки
Объем бандажной полки
Радиус центра масс бандажной полки
Температуры пределы длительной прочности и коэффициенты компенсации
Геометрические характеристики сечений лопатки
Рисунок 4.5 – Распределение напряжений вдоль пера лопатки
Рисунок 4.6 – Распределение запасов прочности вдоль пера лопатки
Рисунок 4.7 – Распределение температуры вдоль пера лопатки
Минимальный запас длительной статической прочности получился Допустимое значение запаса длительной прочности примем . Условие выполняется прочностная надёжность обеспечена.
Расчет на статическую прочность диска турбины
Исходные данные для расчёта диска берутся из предыдущих расчётов и принимаются по рекомендациям приведены в таблице 5.1
Таблица 5.1 - Исходные данные для расчёта диска на прочность
Для диска выбран жаропрочной деформируемый сплав на никелевой основе ХН70ВМТЮ (ЭИ617) ().
Диск разбиваем на 16 сечений первое сечение совпадает с образующей центрального отверстия а последнее является касательным к окружности вписанной по нижним точкам впадин (рисунок 5.1). Определяем радиус и толщину каждого кольцевого элемента.
Рабочая температура подшипников ограничивается величиной 500 700 К. С учётом этого температура задаётся в интервале 550 750 К. Принято значение . Величина задаётся на 50 150 К меньше температуры в корневом сечении рабочей лопатки. Принято значение
(). Температура в каждом сечении рассчитывается по зависимости:
где m = 3 для охлаждаемых дисков. В зависимости от температуры для каждого сечения находим значение физико-механических характеристик материала .
Задаём значение напряжений в 1-м сечении для первого и второго расчётов: (для диска с центральным отверстием) - произвольно.
Исходные данные для расчета диска выглядят следующим образом:
Таблица 5.2 – Исходные данные по сечениям для расчета диска на прочность
Рисунок 5.1 – Расчётная схема диска турбины
Проводим расчет диска в программе Volcano. Результаты расчёта приведены в таблице 5.3
Таблица 5.3 – Результаты расчета диска на прочность
Угловая скорость вращения диска
Плотность материала диска
Коэффициент Пуассона
Радиальное напряжение в 1-ом сечении для 1-ого расчета
Радиальное напряжение в 1-ом сечении для 2-ого расчета
Тангенциальное напряжение в 1-ом сечении для 1-ого расчета
Тангенциальное напряжение в 1-ом сечении для 2-ого расчета
Признак типа расчета
*С учетом температурных напряжений
*Диск осевой турбомашины
Напряж-е растяж. в корн. сеч. лопатки (только для диска осев
Площадь корн. сеч. лопатки (только для диска осев. турбомаш.
Наружный радиус диска (только для диска осев. турбомаш.)
Температура по сечениям
Предел длительной прочности материала
Тангенциальные напряжение
Радиальные напряжение
Входные данные по сечениям:
Значение радиуса сечения диска
Значение ширины сечения диска
Площадь сечения лопасти (только для диска рад. турбомаш.)
Модуль упругости материала диска
Коэффициент термического расширения материала
Выходные данные по сечениям:
Эквивалентное напряжение
Графики распределения напряжений по радиусу диска изображены на рисунках 5.2-5.3.
Рисунок 5.2 - Распределение напряжений по радиусу диска
Рисунок 5.5 - Распределение запасов прочности по радиусу диска
Минимальный запас прочности по напряжениям получился Нормативное значение запаса длительной прочности примем [2]
прочностная надёжность обеспечена.
Расчет соединения рабочей лопатки с диском
Соединение рабочих лопаток с диском ёлочного типа – весьма напряжённое и ответственное место в конструкции газовых турбин. Конструктивная форма и размеры показаны на рисунках 6.1 - 6.2.
Параметры соединения выбираем в соответствии с рекомендациями и заносим в таблицу 6.1.
Таблица 6.1 - Параметры соединения лопатки с диском
После эскизной прорисовки соединения в ПК КОМПАС определяем значения площадей длин радиусов центров масс соответствующих участков поперечного сечения выступа и хвостовика. Полученные данные заносим в таблицу 6.2.
Рисунок 6.1 - Конструктивная форма характерные размеры соединения ёлочного типа и действующие силы
Рисунок 6.2 - Геометрия и характерные параметры зуба хвостовика лопатки и паза под него в диске
Таблица 6.2 - Исходные данные для расчёта соединения
Инерционная сила пера лопатки:
центробежная сила действующая на 1-й участок хвостовика:
центробежная сила действующая на 2-й участок хвостовика:
центробежная сила действующая на 3-й участок хвостовика:
центробежная сила действующая на 4-й участок хвостовика:
инерционная сила всей лопатки:
(бандажная полка отсутствует);
погонная сила приходящаяся на единицу длины зуба одинаковая для всех зубьев:
сила действующая на каждый зуб:
сила действующая нормально к рабочей поверхности зуба:
Предел длительной прочности по напряжениям смятия примем равным пределу длительной прочности по напряжениям растяжения:
тогда запас по напряжениям смятия определится:
Нормативное значение примем . Условие выполняется следовательно прочностная надёжность обеспечена.
предел длительной прочности по напряжениям среза примем:
Тогда запас по напряжениям среза определится:
Нормативное значение примем . Условие выполняется прочностная надёжность зуба обеспечена.
Изгибающий момент в основании зуба:
момент сопротивления основания зуба:
напряжения растяжения в сечении
Запас статической прочности хвостовика:
Нормативное значение примем . Условие выполняется следовательно прочностная надёжность хвостовика обеспечена.
Центробежная сила действующая на 1-й участок выступа:
центробежная сила действующая на 2-й участок выступа:
центробежная сила действующая на 3-й участок выступа:
Запас статической прочности выступа:
Нормативное значение примем . Условие выполняется следовательно прочностная надёжность выступа обеспечена.
Определение критической частоты вращения ротора
Весь ротор по длине разбиваем на участки (рисунок 7.1) которые пронумеровываем слева направо от 1 до N. Количество расчётных сечений будет на единицу больше т.е. N+1. Распределённые массы ротора заменяем сосредоточенными. В этом случае для i-го сечения масса определится как сумма масс половины (i-1)-го участка вала и половины i-го участка вала плюс масса какого-либо элемента ротора расположенного в этом сечении (например диска).
Для каждого участка ротора составляем набор исходных данных в состав которых входят длина участка внешние диаметры на входе и выходе участка соответствующие внутренние диаметры и (см. таблицу 7.1).
Рисунок 7.1 - Расчётная схема ротора
Таблица 7.1 - Исходные данные по участкам
Примем материал вала и всех дисков – ХН70ВМТЮ (ЭИ617) плотностью . Массу участка вала определяем по формуле:
Жёсткость опор определяется:
гдеподатливость опоры.
Податливость опор можно ориентировочно оценить следующими значениями:
Примем жёсткость опор:
Определение полярного и диаметрального моментов инерции диска и его массы
Объем и массу дефлектора и диска определим при помощи ПК КОМПАС. (см. рисунок 7.2-7.3)
Рисунок 7.2 – Определение массы дефлектора
Рисунок 7.3 – Определение массы диска
Массу пера лопатки определим по формуле:
где - плотность материала лопатки;
- средняя площадь поперечного сечения лопатки:
Массу одного выступа вычислим по формуле:
где - плотность материала диска;
- площадь поперечного сечения выступа:
Момент инерции дефлектора и диска были найдены при помощи ПК КОМПАС (см. рисунок 7.1)
Полярный момент инерции лопаточного венца:
где - радиус центра массы профильной части лопатки; приближённо примем что этот центр массы лежит на расстоянии 13 высоты пера лопатки считая от корневого сечения:
Считаем что диски достаточно тонкие. В этом случае диаметральный момент инерции приближённо определим как
Результаты расчётов приведены в таблице 7.2
Таблица 7.2 - Исходные данные по сечениям
Продолжение таблицы 7.2
Расчёт производим в программе UISAPR. Результаты расчёта приведены в таблице 7.3
Таблица 7.3 – Результаты расчета вала на прочность
***********************************************************************
* ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ РАСЧЕТА ВАЛОВ НА КОЛЕБАНИЯ *
* Количество сечений вала * 11.00000*
* Признак наличия конических участков (0 - нет 1 - есть)* 0.00000*
* Модуль упругости [ *10e-5МПа ] * 0.20500*
* * Параметры по сечениям вала *
* *******************************************************************
* N * L * DH1 * DH2 * DB1 * DB2 * M * JP * JD * CB *
* 1*0.03400*0462*0462*0452*0452* 0.4200*0.000000*0.000000* 0.000*
* 2*0.36000*0462*0.298*0452*0452* 1.1800*0.000000*0.000000* 8.060*
* 3*0.36000*0462*0.298*0452*0452*1.6400*0.000000*0.000000* 0.000*
* 4*0.36100*0462*0.298*0452*0452*1.5600*0.000000*0.000000* 0.000*
* 5*0.05200*0462*0.298*0452*0452** 8.7800*0.238000*0.119000* 0.000*
* 6*0.02600*0462*0.298*0452*0452*0.8800*0.000000*0.000000* 0.000*
* 7*0.02800*0.455*0.455*0.409*0.409*22.3700*1.603000*0.802000* 0.000*
* 8*0.01600*0.421*0.421*0.338*0.338* 2.9200*0.000000*0.000000* 0.000*
* 9*0.02200*0.350*0.350*0.257*0.257* 3.0700*0.000000*0.000000* 0.000*
* 10*0.02600*0.260*0.260*0.235*0.235* 2.1300*0.000000*0.000000* 0.000*
* 11*0.03000*0.260*0.260*0.235*0.235* 0.9400*0.000000*0.000000* 13.330*
* 12* * * * * * 0.5000*0.000000*0.000000* 0.000*
* L - длина участка вала [ м ]; *
* DH1 - наружный диаметр начала участка вала [ м ]; *
* DH2 - наружный диаметр конца участка вала [ м ]; *
* DB1 - внутренний диаметр начала участка вала [ м ]; *
* DB2 - внутренний диаметр конца участка вала [ м ]; *
* M - масса участка вала [ кг ]; *
* JP - полярный момент инерции [ кг*м2 ]; *
* JD - диаметральный момент инерции [ кг*м2 ]; *
* CB - жесткость опоры вала [ МНм ]; *
* РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТА ВАЛА НА КОЛЕБАНИЯ *
* Критическая частота 1 [ радс ] * 334.331000*
* Критическая частота 2 [ радс ] * 2354.46700*
* Критическая частота 3 [ радс ] * 0.00000*
Проверка запаса устойчивости:
Вывод: ротор считаем гибким и устойчивым.
Патентное исследование
Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его
Канахин Юрий Александрович (RU)
Марчуков Евгений Ювенальевич (RU)
Стародумова Ирина Михайловна (RU)
Трубников Алексей Владимирович (RU)
Патентообладатель (и)
Подача заявки 15.05.2013
Начало действия патента 15.05.2013
Публикация патента 10.08.2014
Устройство для охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя у которых внутренняя полость каждой лопатки разделена перегородкой на полость у входной кромки и остальную полость и содержит последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник управляющие клапаны воздуховод аппарат закрутки статора турбины воздушные каналы в рабочем колесе соединенные с остальными полостями рабочих лопаток дополнительный воздуховод дополнительный аппарат закрутки статора турбины дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе. Воздухо-воздушный теплообменник размещен в наружном контуре соединен своим входом с воздушной полостью камеры сгорания а выходом с воздушным коллектором. Воздуховод проходит через внутренние полости сопловых лопаток. Полости у входных кромок лопаток соединены с источником воздуха через дополнительные управляющие клапаны. Дополнительный воздуховод проходит через дополнительные внутренние полости сопловых лопаток. В качестве источника воздуха для охлаждения полостей у входных кромок лопаток выбран воздушный коллектор. Входы управляющих и дополнительных управляющих клапанов соединены с воздушным коллектором. Выходы дополнительных управляющих клапанов сообщены с дополнительным аппаратом закрутки через дополнительный воздуховод проходящий через внутренние полости сопловых лопаток и дополнительный воздуховод статора турбины. При снижении оборотов двигателя и температуры газа перед турбиной уменьшают расход охлаждающего воздуха путем уменьшения площади проходного сечения управляющих клапанов и дополнительных управляющих клапанов. Вследствие этого расход охлаждающего воздуха проходящего через воздухо-воздушный теплообменник уменьшается и при сохранении расхода воздуха идущего через наружный контур увеличивается эффективность воздухо-воздушного теплообменника вследствие чего дополнительно уменьшается температура охлаждающего воздуха идущего на охлаждение рабочей лопатки. Изобретение позволяет снизить температуру охлаждающего воздуха идущего на охлаждение внутренних полостей рабочих лопаток турбины и в частности полостей расположенных у входных кромок рабочих лопаток.
Рабочая лопатка турбины газотурбинного двигателя
Кононов Николай Александрович (RU)
Крылов Николай Владимирович (RU)
Марковичев Дмитрий Сергеевич (RU)
Щербаков Михаил Александрович (RU)
Открытое акционерное общество "Авиационная холдинговая компания Сухой" (RU)
Подача заявки 11.09.2013
Начало действия патента 11.09.2013
Публикация патента 27.09.2014
Рабочая лопатка турбины газотурбинного двигателя содержит верхнюю торцевую бандажную полку с размещенными на ней зубцами лабиринтного уплотнения. Бандажная полка имеет сквозную полость для охлаждающего воздуха и выполнена в виде параллелограмма две стороны которого ориентированы в направлении вращения а две другие имеют противоположно направленные вырезы с контактными поверхностями и охватывающими их компенсаторами напряжений. Бандажная полка снабжена подпорным и управляющим ребрами. Подпорное ребро выполнено между компенсаторами напряжений длиной (07 09)H и на расстоянии (01 09)L от вершины выреза. Управляющее ребро выполнено по боковой кромке бандажной полки со стороны выпуклой поверхности профильной части между компенсатором напряжения и зубцом лабиринтного уплотнения высотой (07 085)h высоты зубца уплотнения. Высота компенсаторов напряжения и подпорного ребра соответственно составляет (1 2)d и (15 3)d где H - расстояние между компенсаторами напряжений; L - расстояние от вершины выреза до задней стороны бандажной полки ориентированной в направлении вращения; h - высота зубца уплотнения; d - толщина бандажной полки. Увеличивается ресурс работы лопатки турбины двигателя при сохранении потребного расхода воздуха через систему охлаждения рабочей лопатки и несущественном увеличении массы.
Рисунок 8.1 – Схема рабочей лопатки с бандажной полкой
Турбинная лопатка с уплотнительным элементом
СУПИЗОН Жан-Люк (FR)
1186 Санкт-Петербург ая 230 "АРС-ПАТЕНТ" пат.пов. В.М.Рыбакову рег. № 90
Подача заявки 10.05.2005
Начало действия патента 30.05.2002
Публикация патента 27.03.2007
Лопатка ротора турбины содержит внутреннюю поверхность и внешнюю поверхность расположенные по разные стороны оси лопатки наконечник расположенный на ее вершине и по меньшей мере один уплотнительный элемент установленный на наконечнике. Уплотнительный элемент расположен перпендикулярно внутренней и внешней поверхностям и содержит первую оконечность со стороны внешней поверхности и вторую оконечность со стороны внутренней поверхности. Первая оконечность имеет большую высоту чем указанная вторая оконечность. Уплотнительный элемент содержит наружную контактную поверхность выполненную в виде выпуклой поверхности расположенную между указанными первой и второй оконечностями и проходящую между ними. Изобретение позволяет повысить производительность турбины и сократить удельный расход топлива.
Рисунок 8.2 – Турбинная лопатка содержащая два уплотнительных элемента
Расчёт на прочность рабочих лопаток ГТД – Методические указания Сост. Тархов Л.Н. Харитонов В.Ф. – Уфа изд. УГАТУ 2006 38с.
Методические указания “Расчёт на прочность дисков ГТД” Харитонов В.Ф. и др. – Уфа УГАТУ 2005.-25с.
Расчёт критических скоростей вращения роторов ГТД Методические указания Сост. Харитонов В.Ф. и др. – Уфа изд. УГАТУ 2006 17с.
Конструкция и проектирование авиационных и газотурбинных двигателей. Под ред. Д.В. Хронина – М.: Машиностроение 1989 568с.
Конструкция и прочность авиационных двигателей и энергетических установок. Уфимск. гос. авиац. техн. ун-т; Сост.: Б.К. Галимханов В.Ф. Харитонов. – Уфа 2007. – 39с.
Справочник по машиностроительному черчению. Федоренко В.А. Шошин А.И. Л. Машиностроение 1976 336с.
Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. – М.: Машиностроение 1981 550с.
Материалы деталей авиационных ГТД. Харитонов В.Ф. Методические указания к курсовому и дипломному проектированию. – Уфа 2004. – 38с.

Схема двигателя.frw

Сечение.frw