RU2510463C2 - Металлокерамическая лопатка газовой турбины - Google Patents
Металлокерамическая лопатка газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2510463C2 RU2510463C2 RU2012147814/06A RU2012147814A RU2510463C2 RU 2510463 C2 RU2510463 C2 RU 2510463C2 RU 2012147814/06 A RU2012147814/06 A RU 2012147814/06A RU 2012147814 A RU2012147814 A RU 2012147814A RU 2510463 C2 RU2510463 C2 RU 2510463C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- power rod
- shaped ceramic
- ceramic shell
- drive rod
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Металлокерамическая лопатка газовой турбины содержит профилированную керамическую оболочку и размещенный в ее полости силовой стержень с внутренней и наружной полками. Силовой стержень снабжен упругими штырьками, наклоненными к внутренней полке силового стержня, контактирующими с внутренней поверхностью профилированной керамической оболочки и предназначенными для обеспечения устойчивости профилированной керамической оболочки и демпфирования ее колебаний. Пластинчатая пружина установлена между внутренней полкой силового стержня и нижней опорной полкой профилированной керамической оболочки и предназначена для компенсации температурных расширений профилированной керамической оболочки. С целью повышения надежности наружная полка силового стержня, являющаяся съемной, без зазора сопрягается с верхней опорной полкой профилированной керамической оболочки и крепится на наружном радиусе силового стержня. Техническим результатом является повышение надежности путем снижения динамического дисбаланса рабочего колеса и вибронагруженности двигателя в целом. 3 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в осевых турбомашинах - газовых и паровых турбинах и компрессорах, лопаточный аппарат которых работает при высоких температурах и напряжениях, а также в условиях коррозионно-эрозионного воздействия рабочего тела на лопатку турбомашины.
Повышение параметров цикла авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и, прежде всего, повышение температуры газов перед турбиной приводит к возрастанию роли термических и термоциклических напряжений в исчерпании несущей способности деталей горячей части турбины.
Существующие конструкции охлаждаемых рабочих лопаток предусматривают выполнение лопаток пустотелыми с подводом охлаждающего воздуха во внутреннюю полость и со съемом тепла с внутренней поверхности лопатки, интенсивность которого повышается за счет установки турбулизаторов, штырьков, дефлекторов и т.п.
На большинстве эксплуатационных режимов авиадвигателя (запуск, прямая приемистость, максимальный, номинальный, крейсерский) термические напряжения на внутренней поверхности охлаждаемых рабочих лопаток совпадают по знаку с напряжениями растяжения от центробежных сил. Учитывая наличие концентраторов напряжений в виде турбулизаторов, штырьков и прочее, приходим к выводу, что слабым местом конструкции лопаток является именно приповерхностная зона внутренней полости лопаток. Здесь происходит образование трещин в процессе эксплуатационного нагружения.
Контроль внутренней полости лопаток практически невозможен как в процессе эксплуатации, так и при ремонте ГТД. Это затрудняет своевременное выявление растущих трещин, которые обнаруживаются лишь после их выхода на наружную поверхность лопатки.
Таким образом, недостатками существующих конструкций охлаждаемых рабочих лопаток являются:
- разрушения (трещины), образующиеся преимущественно на внутренней поверхности полой лопатки в зоне местных концентраторов напряжений;
- практическая невозможность контроля трещин на внутренней поверхности рабочих лопаток;
- термические напряжения в сочетании с напряжением от центробежных сил, резко увеличивающие скорость роста трещин и снижающие живучесть лопатки.
Указанные недостатки могут быть устранены при выполнении следующих принципов конструктивного оформления рабочих лопаток ГТД:
- разделения тела лопатки на две самостоятельные части: силовую (несущую, в виде силового стержня) и рабочую (газодинамическую):
- экранирование силового стержня от воздействия рабочей среды (высокая температура, коррозия, эрозия) с помощью рабочей части в виде некоторой оболочки;
- крепление оболочки к силовому стержню на его наружном радиусе с целью разгрузки оболочки от напряжений растяжения и обеспечения благоприятного с точки зрения эксплуатационной надежности ее напряженного состояния;
- установка в пространстве между силовым стержнем и оболочкой упругих элементов для передачи рабочих нагрузок и демпфирования колебаний оболочки.
Известна конструкция лопатки осевой турбомашины, которая могла бы быть использована для решения поставленной задачи [патент RU №2416029, F01D 5/14, 2010], состоящая из металлического хвостовика, радиального металлического стержня, бандажной полки, дефлектора, тепловой изоляции, профилированной пустотелой оболочки, состоящей из сегментов (частей), свободно установленных на радиальном металлическом стержне снаружи дефлектора между хвостовиком и бандажной полкой.
Существенными недостатками этой конструкции лопатки являются:
1. Отсутствие уплотнительных элементов между сегментами (частями) профилированной керамической оболочки позволяет газовому потоку проникать во внутреннюю полость лопатки, вызывая ее перегрев с последующим отказом.
2. Условие свободной установки сегментов профилированной керамической оболочки между хвостовиком и бандажной полкой предусматривает наличие между бандажной полкой и наружной по радиусу пограничной поверхностью последнего от хвостовика сегмента некоторого зазора, автоматически выбираемого под действием центробежных сил в процессе работы.
3. Этот зазор на различных лопатках при неработающем двигателе изменяется от 0 (на нижних лопатках) до максимального (на верхних лопатках), что в принципе исключает точную статистическую балансировку диска с лопатками.
4. Конструкцией не предусмотрены элементы демпфирования колебаний оболочки, что особенно важно при выполнении ее из керамики, обладающей пониженной усталостной прочностью по сравнению с жаропрочными сплавами.
Наиболее близким аналогом заявляемого изобретения, выбранным в качестве прототипа, является лопатка турбомашины. Лопатка содержит оболочку, силовой стержень с верхней и нижней полками. Силовой стержень снабжен упругими штырьками, наклоненными к его нижней полке и контактирующими с оболочкой. Между опорными полками оболочки и полками силового стержня установлены пластинчатые пружины. Верхняя полка силового стержня является съемной.
Недостаток этой конструкции заключается в пониженной надежности из-за воздействия на пластинчатую пружину между верхней полкой силового стержня и наружной опорной полкой оболочки не только температурных усилий, вызываемых тепловым расширением оболочки, но и наибольших нагрузок от действия ее центробежных сил, приводящих к деформации пластинчатых пружин, а, следовательно, к снижению динамической балансировки рабочего колеса и увеличению вибронагруженности двигателя в целом.
Цель изобретения - повышение надежности путем снижения динамического дисбаланса рабочего колеса и вибронагруженности двигателя в целом.
Поставленная цель достигается тем, что в конструкции лопатки, содержащей профилированную керамическую оболочку и размещенный в ее полости силовой стержень с внутренней и наружной полками, снабженный упругими штырьками, наклоненными к внутренней полке силового стержня, контактирующими с внутренней поверхностью профилированной керамической оболочки и предназначенными для обеспечения устойчивости профилированной керамической оболочки и демпфирования ее колебаний, пластинчатую пружину, установленную между внутренней полкой силового стержня и нижней опорной полкой профилированной керамической оболочки и предназначенную для компенсации температурных расширений профилированной керамической оболочки, наружная полка силового стержня, являющаяся съемной, без зазора сопрягается с верхней опорной полкой профилированной керамической оболочки и крепится на наружном радиусе силового стержня.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 представлена конструкция металлокерамической лопатки газовой турбины, на фиг.2 представлен разрез лопатки по А-А (фиг.1), на фиг.3 представлен разрез упругого штырька лопатки (выносной элемент I на фиг.1).
Конструкция металлокерамической лопатки газовой турбины (фиг.1) содержит силовой стержень 1, профилированную керамическую оболочку 2, узел крепления 3 оболочки к силовому стержню на наружном радиусе, съемную наружную полку 4, пластинчатую пружину 5.
Силовой стержень 1 (фиг.1) содержит несъемную внутреннюю полку 6, замковую часть 7 для соединения с диском турбины, канал 8 подачи охлаждающего воздуха в полость между оболочкой и силовым стержнем, упругие штырьки 9, наклоненные к несъемной внутренней полке 6 и контактирующие с внутренней поверхностью профилированной керамической оболочки 2.
Профилированная керамическая оболочка 2 (фиг.1) содержит нижнюю 9 и верхнюю 10 опорные полки.
Металлокерамическая лопатка в составе газотурбинной установки работает следующим образом.
Профилированная керамическая оболочка 2 может быть выполнена из жаропрочной керамики или композитного (углерод-углеродного) материала, имеет профильную часть корыта и спинки (фиг.2). Профилированная керамическая оболочка 2 устанавливается на силовой стержень 1 таким образом, что нижней опорной полкой 9 она опирается через пластинчатую пружину 5 на несъемную внутреннюю полку 6 силового стержня 1. При этом верхняя опорная полка 10 оболочки 2 без зазора сопрягается со съемной наружной полкой 4, имеющей просечку по форме наружного профиля силового стержня, и фиксируется на наружном радиусе силового стержня с помощью узла крепления 3 в виде некоторого разъемного соединения (на чертеже не показано).
Такая установка оболочки обеспечивает исключение радиальных люфтов в сочленении и свободу температурного расширения оболочки только в направлении внутреннего радиуса силового стержня.
В предложенной конструкции центробежная сила масс лопатки воспринимается холодным силовым стержнем, защищенным от газового потока тонкостенной керамической оболочкой. Оболочка, в свою очередь, опирается на силовой стержень в точке ее крепления по наружному его радиусу. При этом центробежные силы масс силового стержня вызывают в оболочке преимущественно напряжения сжатия, легко воспринимаемые керамическим материалом оболочки.
Для восприятия окружных и осевых газовых сил и моментов этих сил, действующих на оболочку, передачи сил и их моментов от оболочки на силовой стержень и демпфирования колебаний оболочки при ее вибрациях силовой стержень содержит упругие опорные штырьки 9, выполненные либо заодно со стержнем, либо приваренные к нему (на чертеже не показано). Штырьки 9 расположены по всей боковой поверхности силового стержня с некоторым шагом h, обеспечивающим исключение потери устойчивости оболочки 2 от действия сжимающей ее центробежной силы.
Для обеспечения определенной силы прижатия (силы трения) штырьков к внутренней поверхности оболочки 2 оси штырьков наклонены к несъемной внутренней полке 6 силового стержня (фиг.3) для того, чтобы сила их прижатия к внутренней поверхности оболочки возрастала при увеличении частоты вращения ротора турбины.
Для снижения температуры силового стержня в полость между оболочкой и силовым стержнем подается охлаждающий воздух на вход канала 8 в замковой части 7 силового стержня.
Таким образом, сопряжение без зазора съемной наружной полки с верхней опорной полкой профилированной керамической оболочки и крепление ее на наружном радиусе силового стержня позволило существенно повысить надежность металлокерамической лопатки путем снижения динамической разбалансировки рабочего колеса и вибронагруженности двигателя в целом.
Claims (1)
- Металлокерамическая лопатка газовой турбины, содержащая профилированную керамическую оболочку и размещенный в ее полости силовой стержень с внутренней и наружной полками, снабженный упругими штырьками, наклоненными к внутренней полке силового стержня, контактирующими с внутренней поверхностью профилированной керамической оболочки и предназначенными для обеспечения устойчивости профилированной керамической оболочки и демпфирования ее колебаний, пластинчатую пружину, установленную между внутренней полкой силового стержня и нижней опорной полкой профилированной керамической оболочки и предназначенную для компенсации температурных расширений профилированной керамической оболочки, отличающаяся тем, что с целью повышения надежности наружная полка силового стержня, являющаяся съемной, без зазора сопрягается с верхней опорной полкой профилированной керамической оболочки и крепится на наружном радиусе силового стержня.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012147814/06A RU2510463C2 (ru) | 2012-11-12 | 2012-11-12 | Металлокерамическая лопатка газовой турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012147814/06A RU2510463C2 (ru) | 2012-11-12 | 2012-11-12 | Металлокерамическая лопатка газовой турбины |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012147814A RU2012147814A (ru) | 2013-03-20 |
RU2510463C2 true RU2510463C2 (ru) | 2014-03-27 |
Family
ID=49123531
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012147814/06A RU2510463C2 (ru) | 2012-11-12 | 2012-11-12 | Металлокерамическая лопатка газовой турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2510463C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU189517U1 (ru) * | 2018-12-24 | 2019-05-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный архитектурно-строительный университет" | Рабочая лопатка газовой турбины |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1487063A (en) * | 1974-08-23 | 1977-09-28 | Rolls Royce | Aero-foil member for a gas turbine engine |
GB2027496A (en) * | 1978-08-09 | 1980-02-20 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbine blade |
US4376004A (en) * | 1979-01-16 | 1983-03-08 | Westinghouse Electric Corp. | Method of manufacturing a transpiration cooled ceramic blade for a gas turbine |
DE3512008A1 (de) * | 1985-04-02 | 1986-10-09 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Turbinenlaufschaufel, insbesondere fuer gasturbinentriebwerke |
RU2095579C1 (ru) * | 1995-10-18 | 1997-11-10 | Товарищество с ограниченной ответственностью Научно-производственное предприятие "ТАРК" | Охлаждаемая металлокерамическая рабочая лопатка газовой турбины |
RU2433276C2 (ru) * | 2009-11-20 | 2011-11-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научный Центр "Керамические Двигатели" им. А.М. Бойко" (ООО "Центр Бойко") | Металлокерамическая лопатка газовой турбины |
-
2012
- 2012-11-12 RU RU2012147814/06A patent/RU2510463C2/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1487063A (en) * | 1974-08-23 | 1977-09-28 | Rolls Royce | Aero-foil member for a gas turbine engine |
GB2027496A (en) * | 1978-08-09 | 1980-02-20 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbine blade |
US4376004A (en) * | 1979-01-16 | 1983-03-08 | Westinghouse Electric Corp. | Method of manufacturing a transpiration cooled ceramic blade for a gas turbine |
DE3512008A1 (de) * | 1985-04-02 | 1986-10-09 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Turbinenlaufschaufel, insbesondere fuer gasturbinentriebwerke |
RU2095579C1 (ru) * | 1995-10-18 | 1997-11-10 | Товарищество с ограниченной ответственностью Научно-производственное предприятие "ТАРК" | Охлаждаемая металлокерамическая рабочая лопатка газовой турбины |
RU2433276C2 (ru) * | 2009-11-20 | 2011-11-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научный Центр "Керамические Двигатели" им. А.М. Бойко" (ООО "Центр Бойко") | Металлокерамическая лопатка газовой турбины |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU189517U1 (ru) * | 2018-12-24 | 2019-05-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный архитектурно-строительный университет" | Рабочая лопатка газовой турбины |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012147814A (ru) | 2013-03-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA2944563C (en) | Turbine center frame fairing assembly | |
EP2997234B1 (en) | Cmc shroud support system of a gas turbine | |
CA2901191C (en) | Integral segmented cmc shroud hanger and retainer system | |
US8147192B2 (en) | Dual stage turbine shroud | |
KR101437172B1 (ko) | 로터 지지 장치 및 터빈 엔진 시스템 | |
EP2357322A2 (en) | Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud | |
US20020009361A1 (en) | Shaft bearing for a turbomachine, turbomachine, and method of operating a turbomachine | |
US20120319362A1 (en) | Winged w-seal | |
US20160222828A1 (en) | Blade outer air seal having angled retention hook | |
JP5507351B2 (ja) | プリコーディングされたタービンノズル | |
RU2508450C2 (ru) | Сегментированная в осевом направлении обойма направляющих лопаток для газовой турбины, а также газовая турбина и газопаровая турбинная установка с сегментированной обоймой направляющих лопаток | |
US8226365B2 (en) | Systems, methods, and apparatus for thermally isolating a turbine rotor wheel | |
RU122447U1 (ru) | Газотурбинный двигатель гтд-25ста, компрессор, камера сгорания, турбина газогенератора, свободная турбина | |
KR20190057969A (ko) | 케이싱 지지 조립체 및 이를 포함하는 가스터빈 | |
EP2971615B1 (en) | Low leakage duct segment using expansion joint assembly | |
US7837435B2 (en) | Stator damper shim | |
US10215041B2 (en) | Sealing ring segment for a stator of a turbine | |
RU2510463C2 (ru) | Металлокерамическая лопатка газовой турбины | |
US9074490B2 (en) | Gas turbine | |
RU2656052C1 (ru) | Рабочая лопатка газовой турбины | |
JP2001041003A (ja) | プレストレス型ガスタービンノズル | |
EP2514928B1 (en) | Compressor inlet casing with integral bearing housing | |
RU2416029C2 (ru) | Составная лопатка осевой турбомашины | |
RU2822437C1 (ru) | Составная рабочая лопатка турбомашины |