0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое лопатки двигателя

Аэрокосмическая промышленность — Тестирование и разработка

В аэрокосмической промышленности компоненты, изготовленные из легких и высокопрочных материалов, должны соответствовать строгим требованиям к конструкции и качеству. Чтобы повысить безопасность и снизить расход топлива, разработчикам и инженерам-испытателям нужна эффективная и точная измерительная техника. Лазерные доплеровские виброметры Optomet выполняют надежные бесконтактные измерения без воздействия на объект и без необходимости подключения датчиков даже в сложных условиях испытаний.

  • Лопатки турбины
  • Обнаружение ослабленной заклепки
  • Крыло самолета

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.

Направления задач, успешно решаемых для авиаремонтного завода

  1. Определение причин разрушения рабочих лопаток двигателей или турбин из сплавов жаропрочных сплавов на никелевой основе (ЖС6У) или титанового сплава ВТ3-1.
  2. Определение причин разрушения других деталей механизмов авиационной техники, например, зубчатых пар.
  3. Контроль качества микроструктуры основного металла лопаток на отсутствие перегрева согласно инструкции 046-0045 р2.

Примеры исследований, выполненных для авиаремонтного завода за последний год

1) Определение причин разрушения лопатки четвертой ступени турбины двигателя Д-30КП-2

Наработка ППР 510 часов, 216 циклов. Наработка СНЭ 3437 часов, 1526 циклов. Разрушение произошло путем обрыва пера рабочей лопатки 4-й ступени турбины, выпадения ее части в ГВТ двигателя с повреждением рабочих и сопловых лопаток 4-6 ступеней турбины.

Внешний вид лопатки и поверхности разрушения

Внешний вид лопатки и поверхности разрушения

Поры в приповерхностном слое лопатки

Микроструктура лопатки после травления

Изображение поверхности разрушения в электронном микроскопе, х110

График линейного сканирования, показывающий изменение концентрации элементов из толщи металла лопатки до поверхности

Заключение. Анализ микроструктуры в районе зоны разрушения и вне ее, фрактографический и рентгеноспектральный анализ не выявили признаков, характерных для разрушения лопаток турбин ГТД, а именно: многоцикловой усталости, коррозии, ползучести. Наиболее вероятной причиной является разрушение из-за ударного воздействия инородным объектом или фрагментом самого двигателя. Гипотезу подкрепляют следы пластической деформации, в частности, приведшие заметному загибу пера в области выходной кромки, и обнаруженные в предполагаемом очаге разрушения и распространяющиеся из него затухшие (вторичные) трещины. Низкое металлургическое качество лопатки – обширная усадочная пористость, высокая доля содержания карбидной фазы, послужили дополнительными факторами, повлекшими преимущественно хрупкое разрушение исследуемой лопатки. Указанные металлургические дефекты присутствуют в изломе.

2) Определение причин разрушения лопаток турбогенераторной установки ТГ-16М (сплав ЖС-6К) и рабочей лопатки второй ступени турбины двигателя Д-30КП-2 (сплав ЖС-6У)

Для исследования были предоставлены разрушенные лопатки турбин с сильными следами окисления, не позволяющими детально исследовать поверхность разрушения.

Внешний вид разрушенных лопаток

Микроструктура одной из лопаток после травления

Микроструктура одной из лопаток после травления

Изображение микроструктуры в электронном микроскопе, х110

Изображение микроструктуры в электронном микроскопе

Карта распределения химических элементов карбидных включений

Частицы γ’-фазы, электронный микроскоп, увеличение 30000

Частицы γ’-фазы, электронный микроскоп, увеличение 30000

Частицы γ’-фазы, электронный микроскоп, увеличение 30000

Карта распределения химических элементов карбидных включений

Карта распределения химических элементов карбидных включений

Заключение. Разрушение лопаток турбогенераторной установки является следствием действия нескольких факторов:

— попадание в них посторонних предметов (предположительно частей других лопаток турбогенераторной установки ТГ-16М, разрушившихся ранее);

— развитие процессов термической усталости (присутствие межкристаллитных трещин и формоизменение лопаток) в условиях перегрева. Признаком того, что разрушение произошло вследствие заброса температур, а не локального изменения температурных полей в турбине или долговременного воздействия повышенных температур, считается разрушение лопаток по всей окружности рабочего колеса и примерно на одной высоте;

— максимальные обороты двигателя, так как линия обрыва уголков лопаток с входной кромки совпадает с линией собственных колебаний лопатки на максимальных оборотах двигателя.

Разрушение рабочей лопатки второй ступени турбины двигателя Д-30КП-2 произошло в результате оплавления входной кромки лопатки вследствие ее сильного перегрева (до температуры выше 1276°С) из-за нарушений эксплуатации двигателя. После оплавления изменилась геометрия пера лопатки, и произошел отрыв ее части по смешанному механизму разрушения.

Читать еще:  Двигатель 5 тдф технические характеристики

Конструкция лопатки

Для каждой лопатки характерен собственный аэродинамический профиль. Обычно он напоминает крыло летательного аппарата. Самое существенное отличие лопатки от крыла состоит в том, что лопатки работают в потоке, параметры которого очень сильно изменяются по её длине.

Профильная часть лопатки

По конструкции профильной части лопатки подразделяются на лопатки постоянного и переменного сечений. Лопатки постоянного сечения применяются для ступеней, в которых длина лопатки не более одной десятой среднего диаметра ступени. В турбинах большой мощности это, как правило, лопатки первых ступеней высокого давления. Высота этих лопаток невелика и составляет 20-100 мм.

Лопатки переменного сечения имеют переменный профиль на последующих ступенях, причём площадь поперечных сечений плавно уменьшается от корневого сечения к вершине. У лопаток последних ступеней это соотношение может достигать 6-8. Лопатки переменного сечения всегда имеют начальную закрутку, то есть углы, образованные прямой, соединяющей кромки сечения (хордой), с осью турбины, называемыми углами установки сечений. Эти углы, из соображений аэродинамики, по высоте задаются различными, с плавным увеличением от корня к вершине.

Для относительно коротких лопаток углы закрутки профиля (разность между углами установки периферийного и корневого сечений) составляют 10-30, а для лопаток последних ступеней могут достигать 65-70.

Взаимное расположение сечений по высоте лопатки при образовании профиля и положение этого профиля относительно диска представляет собой установку лопатки на диске и должно удовлетворять требованиям аэродинамики, прочности и технологичности изготовления.

Лопатки в основном изготавливаются из предварительно отштампованных заготовок. Также применяются методы изготовления лопаток точным литьём или точной штамповкой. Современные тенденции повышения мощности турбин требуют увеличения длины лопаток последних ступеней. Создание таких лопаток зависит от уровня научных достижений в области аэродинамики потока, статической и динамической прочности и наличия материалов с необходимыми свойствами.

Современные титановые сплавы позволяют изготовить лопатки длиной до 1500 мм. Но в этом случае ограничением является прочность ротора, диаметр которого приходится повышать, но тогда необходимо уменьшать длину лопатки для сохранения соотношения из соображений аэродинамики, иначе увеличение длины лопатки неэффективно. Поэтому существует ограничение длины лопатки, больше которой она не может эффективно работать.

Основные элементы лопатки

  1. Гребешки лабиринтного уплотнения радиального зазора
  2. Бандажная полка
  3. Гребешки торцевого лабиринтного уплотнения
  4. Отверстие для подвода охлаждающего воздуха во внутренние каналы охлаждаемой лопатки

Хвостовая часть лопатки

Конструкции хвостовых соединений и, соответственно, хвостовиков лопатки весьма разнообразны и применяются исходя из условий обеспечения необходимой прочности с учётом освоения технологий их изготовления на предприятии, изготавливающем турбины. Виды хвостовиков: Т-образные, грибовидные, вильчатые, ёлочные и др.

Ни один вид хвостовых соединений не имеет особого преимущества над другим — у каждого есть свои преимущества и недостатки. Разными заводами изготавливаются разные типы хвостовых соединений, и каждый из них использует свои технологии изготовления.

Связи

Рабочие лопатки турбин соединяются в пакеты связями различной конструкции: бандажами, приклёпанными к лопаткам или выполненными в виде полок (цельнофрезерованный бандаж); проволоками, припаянными к лопаткам или свободно вставленными в отверстия в профильной части лопаток, и прижимающимися к ним центробежными силами; с помощью специальных выступов, свариваемых друг с другом после наборки лопаток на диск.

Моделирование характеристик многоступенчатого осевого компрессора турбовального газотурбинного двигателя с учётом нелинейности эрозионного износа его лопаток

  • Аннотация
  • Об авторах
  • Список литературы
  • Cited By

Аннотация

Разработка и успешное применение систем диагностики газотурбинных двигателей (ГТД) во многом определяется наличием в их составе математических моделей двигателя и его отдельных узлов. Использование характеристик многоступенчатого осевого компрессора с учётом эрозионного износа его элементов в процессе эксплуатации существенно повышает возможности таких систем, так как эрозионный износ проточной части, лопаточных венцов рабочих колёс и направляющих аппаратов многоступенчатого компрессора является частой причиной досрочного съёма газотурбинного двигателя с летательного аппарата. Как показывают различные публикации, представленные в статье, особое внимание в оценке влияния абразивного износа на характеристику осевого компрессора уделяется вертолётным турбовальным ГТД из-за особых условий их работы. Одной из основных проблем при математическом моделировании лопаточного венца осевого компрессора является учет его вида износа, который, в свою очередь, имеет нелинейное распределение по высоте лопатки. Кроме этого величины износа на входных и выходных кромках лопатки часто имеют различные законы. Выявление данных законов и учет их при построении математической модели компрессора является важной задачей в области диагностики и контроля технического состояния вертолётного ГТД в процессе эксплуатации. В статье представлен подход к оценке влияния нелинейного эрозионного износа лопаток осевого компрессора на его характеристики, основанный на методике моделирования трехмерного течения потока в газовоздушном тракте компрессора с описанием лопаточных венцов. Данный подход позволяет учесть нелинейность износа лопаток компрессора в процессе их эксплуатации. На примере входной ступени компрессора ГТД вертолета представлены результаты расчетов напорных характеристик с различным видом износа лопатки рабочего колеса.

Читать еще:  Шкода фабия нет давления масла в двигателе

Ключевые слова

Об авторах

Потапов Вячеслав Александрович, аспирант

Санько Андрей Анатольевич, кандидат технических наук, доцент

Список литературы

1. Машиностроение, 1969. 202 с.

2. . Шальман Ю.И. Износ и изменение параметров осевой и центробежной ступеней компрессора при работе на запыленном воздухе // Вертолетные газотурбинные двигатели: сб. статей / Под ред. М.М. Масленникова. 1966. С. 163–199.

3. Павленко Д.В., Двирник Я.В. Закономерности изнашивания рабочих лопаток компрессора вертолетных двигателей, эксплуатирующийся в условиях запыленной атмосферы // Вестник двигателестроения. 2016. № 1. С. 42–51.

4. Двирник Я.В., Павленко Д.В. Предельное состояние осевого компрессора ГТД экс- плуатируемого в условиях запылённой атмосферы // Системи озброєння і військова техніка. 2018. № 1 (53). С. 97–107. DOI: 10.30748/soivt.2018.53.14

5. Кривошеев И.А., Ахмедзянов Д.А. Автоматизированные системы проектирования авиационных двигателей: учеб. пособие. Уфа: УГАТУ, 2002. 61 с.

6. Маркина К.В., Кишалов А.Е. Получение характеристик компрессора // V Всероссийская научно-техническая конференция молодых специалистов: материалы конференции. Уфа, 7-9 декабря 2011 г. Уфа: УМПО, 2011. С. 99–102.

7. Ржавин Ю.А. Осевые и центробежные компрессоры двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет: учебник для вузов. М.: Изд-во МАИ, 1995. 344 с.

8. Дружинин Л.Н., Швец Л.И., Ланшин А.И. Математическое моделирование ГТД на современных ЭВМ при исследовании параметров и характеристик авиационных двигателей // Труды ЦИАМ. 1979. № 832. С. 3–4.

9. Морозов С.А. Программный комплекс ГРАД-газодинамические расчеты авиационных двигателей / С.А. Морозов, Б.М. Осипов, А.В. Титов и др. // Авиакосмические технологии и оборудование: сборник научно-практической конференции. Казань, 14–17 августа 2002 г. Казанский государственный технический университет. Казань: КГТУ, 2003. С. 190–196.

10. Ахмедзянов Д.А., Кривошеев И.А. Термогазодинамический анализ рабочих процессов ГТД в компьютерной среде DVIGwp: учеб. пособие для вузов. Уфа: УГАТУ, 2003. 162 с.

11. Елисеев Ю.С., Поклад В.А., Елисеев Д.Н. Применение информационных технологий при проектировании газотурбинных установок [Электронный ресурс] // Труды МАИ. 2012. № 56. 11 с. URL: http://trudymai.ru/upload/iblock/1f4/primenenie-informatsionnykh-tekhnologiy-priproektirovanii-gazoturbinnykh-ustanovok.pdf?lang=ru&issue=56 (дата обращения 12.08.2020).

12. Ахмедзянов Д.А., Кишалов А.Е. К вопросу об адекватности трехмерного газодинамического моделирования ГТД в современных программных комплексах // Вестник УГАТУ. 2008. T. 10, № 1. C. 11–20.

13. Ахмедзянов Д.А. Применение ANSYS CFX для получения характеристик осевых компрессоров ГТД / Д.А. Ахмедзянов, А.Е. Кишалов, А.В. Суханов, К.В. Маркина // Вестник УГАТУ. 2012. Т. 16, № 8 (53). С. 15–22.

14. Бойко Л.Г., Кислов О.В., Пижанкова Н.В. Метод расчета термогазодинамических параметров турбовального ГТД на основе повенцового описания лопаточных машин. Часть 1. Основные уравнения // Авиационно-космическая техника и технология. 2018. № 1 (145). С. 48–58.

15. Бойко Л.Г., Демин А.Е., Пижанкова Н.В. Метод расчёта термогазодинамических параметров турбовального газотурбинного двигателя на основе повенцового описания лопаточных машин. Часть II. Определение параметров ступеней и многоступенчатых компрессоров // Авиационно-космическая техника и технология. 2019. № 1 (153). С. 18–28. DOI: 10.32620/aktt.2019.1.02

16. Бойко Л.Г., Даценко В.А., Пижанкова Н.В. Определение дроссельной характеристики турбовального ГТД на основе метода математического моделирования с использованием одно- и двумерных подходов к расчету параметров компрессора // Авиационно-космическая техника и технология. 2019. № 7 (159). С. 21–30. DOI: 10.32620/aktt.2019.7.03

17. Двирник Я.В., Павленко Д.В. Влияние пылевой эрозии на газодинамические характеристики осевого компрессора ГТД // Вестник двигателестроения. 2017. № 1. С. 56–66.

18. Двирник Я.В., Павленко Д.В. Методика моделирования течения потока в осевом компрессоре ГТД численным методом // Вестник двигателестроения. 2014. № 1. С. 34–40.

19. Барышева Е.С., Дёмин А.Е., Зеленский Р.Л. Моделирование характеристик много- ступенчатого осевого компрессора авиационного двигателя с учётом эрозионного износа лопаток // Авиационно-космическая техника и технология. 2017. № 6 (141). С. 58–64.

20. Гумеров А.В. Предельное состояние осевого компрессора ГТД в условиях эксплуатации в запыленной атмосфере: автореф. дисс. …канд. техн. наук. Уфа, 2011. 10 с.

Читать еще:  Ветряк из шагового двигателя схема

21. Богданов А.Д., Калинин Н.П., Кривко А.И. Турбовальный двигатель ТВЗ-117ВМ. Конструкция и техническое обслуживание: учеб. пособие. М.: Воздушный транспорт, 2000. 392 с.

22. Шаблий Л.С., Колмакова Д.А., Кривцов А.В. Параметрическое моделирование лопаточных машин при оптимизации // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. 2013. Т. 15, № 6 (4). С. 1013–1018.

23. Батурин О.В. Расчет пространственной структуры потока в ступени осевого компрессора в программном комплексе Ansys CFX [Электронный ресурс] // электронное учеб. пособие / О.В. Батурин, Д.А. Колмакова, В.Н. Матвеев, Г.М. Попов, Л.С. Шаблий. Самара: Изд-во Самарского. гос. аэрокосм. ун-та, 2011. 100 с. URL: http://91.222.128.30/bitstream/Uchebnyeposobiya/Raschet-prostranstvennoi-struktury-potoka-v-stupeni-osevogo-kompressora-v-programmnom-komplekse-ANSYS-CFX-Elektronnyi-resurs-elektron-ucheb-posobie-55034/3/%d0%91%d0%b0%d1%82%d1%83%d1%80%d0%b8%d0%bd%20%d0%9e.%d0%92.%20%d0%a0%d0%b0%d1%81%d1%87%d0%b5%d1%82%20%d0%bf%d1%80%d0%be%d1%81%d1%82%d1%80%d0%b0%d0%bd%d1%81%d1%82%d0%b2%d0%b5%d0%bd%d0%bd%d0%be%d0%b9%202011.pdf (дата обращения 23.08.2020).

24. Маслеников М.М., Бехли Ю.Г., Шальман Ю.И. Газотурбинные двигатели для вертолетов. М.:

Для цитирования:

Потапов В.А., Санько А.А. Моделирование характеристик многоступенчатого осевого компрессора турбовального газотурбинного двигателя с учётом нелинейности эрозионного износа его лопаток. Научный вестник МГТУ ГА. 2020;23(5):39-53. https://doi.org/10.26467/2079-0619-2020-23-5-39-53

For citation:

Potapov V.A., Sanko A.A. Performance simulation of multi-stage axial-flow compressor of turbo-shaft engine with account for erosive wear nonlinearity of its blades. Civil Aviation High Technologies. 2020;23(5):39-53. (In Russ.) https://doi.org/10.26467/2079-0619-2020-23-5-39-53


Контент доступен под лицензией Creative Commons Attribution 4.0 License.

Sõiduki asukoht: Eesti

Pikkus – 345 cm.
Laius – 145 cm.
Parda kõrgus — 52 cm.
Kaal — 67 kg.
Kandevõime — 285 kg.
Istekohti — 3
Mootor kuni 10 hj.
Ahtripeegli kõrgus S (420 mm.)

CE Sertifikaat kategooria — D

Põrand täidetud mittepoorse polüuretaanvahuga
Kaks paari tullipesasid
Kolm roostevabast kinnitusaasa
Panipaik eesistmes
Kummist äärekaitse
Aeruhoidjad
Tagumises istmes panipaik kanistrile ja tarvikutele
Kaks õngeridva hoidjat
Neli plastmassist käepidet
Kaks plastmassist pollarit
Kaks kondentsvee väljalaske korki õhkpontoonides
Vee väljalaskmise kork
Sisemine ja välimine tugevdusplaat mootori kinnituseks
Külgmised kiilud täidetud mittepoorse polüuretaan vahuga
Kerenumber — nähtav ja salastatud ( CIN )

Lisavarustus : ( saab juurde osta )

Aerud 225 cm. plastlabadega
Aerud 225 cm. puitlabadega
Tull tavaline
Tull .
Tull tugevdatud
Roostevaba terasest Pollar
Roostevaba terasest käepide
Drenaazisüsteem
Kate paadi hoiustamiseks
Metallist tugevdused kiilude all
Kõik istmed täidetud mittepoorse polüuretaanvahuga
Pehmed istmepadjad
Istmesoojendus (võimalik kui mootoril on generaator ja 12 v. väljavõte)

Длина — 349 см.
Ширина — 148 см.
Высота борта — 46 см.
Вес — 67 кг.
Грузоподъемность — 285 кг.
Количество мест — 3.
Двигатель — до 10 л.с.
Высота транца — S (420 мм)

CE сертификат,категория дизайна — D.

Стандартное оборудование:
три понтона безопасностьи (средний наполнен полиуретановой пеной с закритой порой) Две пары подуключин, три швартовочние петли (U-болт), фиксаторы весел, Отделения для топливново бака и багажа встроенные в заднее сиденье, Два держателья для удочки, четыре пластмассовые ручки, Две пластмассовые швартовочные утки, Пробки для сливания конденсата встроенные в воздушные понтоны. внутренная и внешния пластина транса, Боковые кильи наполнены полиуретановой пеной с закритой порой, Индивидуальний, видимый и скрытый идентификационный номер (CIN) Дополнительное оборудование: Весла, 225 cм, пластмассовые лопатки, Весла, 225 cм, деревянные лопатки, Уключина, классическая, Уключина, зажиматель, Уключина , зажиматель, усиленный, Утка из нержавеющей стали, Ручка из нержавеющей стали, Система дренажа палубы, Бортовая резина, 13 x 10 / 4,1, Бортовая резина, 26 x 22 / 9 , с наконечниками из нержавеющей стали, Тент для хранения, Металические рельса под боковыми кильями, Багажное отделение в переднем сидении, Ящик якоря спереди, Все сиденья наполнены полиуретановой пеной с закритой порой, Мягкие подушки сиденья, Обогревание сидений (доступно в комплекте с двигательем у которых есть генератор и 12V выход)

Производство лопаток турбин

Лопатки функционируют в очень жестких условиях, особенно критичны высокие температуры. Поэтому их изготавливают их жаропрочных нержавеющих сталей и сплавов. Наиболее распространенным материалом является никель, дополнительно вводятся вольфрам, алюминий, рутений, тантал.

Этапы производства лопаток:

  • Литье с помощью специальной формы
  • Механическая обработка, токарно-фрезерные работы
  • Шлифовка

Присоединяйтесь

  • О компании
  • Пресс-центр
  • Дилерская сеть
  • Мы и общество
  • Наши услуги
  • Отраслевые решения
  • Статьи
  • Molykote
  • MODENGY
  • DOWSIL
  • EFELE
  • PermabondMerbenit

© 2004 – 2021 ООО «АТФ». Все авторские права защищены. ООО «АТФ» является зарегистрированной торговой маркой.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector