RU177607U1 - Корпус компрессора газотурбинного двигателя - Google Patents
Корпус компрессора газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU177607U1 RU177607U1 RU2017129759U RU2017129759U RU177607U1 RU 177607 U1 RU177607 U1 RU 177607U1 RU 2017129759 U RU2017129759 U RU 2017129759U RU 2017129759 U RU2017129759 U RU 2017129759U RU 177607 U1 RU177607 U1 RU 177607U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- titanium
- gas turbine
- shell
- compressor
- turbine engine
- Prior art date
Links
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 21
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims abstract description 17
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims abstract description 17
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 8
- 239000002103 nanocoating Substances 0.000 claims abstract description 8
- QYEXBYZXHDUPRC-UHFFFAOYSA-N B#[Ti]#B Chemical compound B#[Ti]#B QYEXBYZXHDUPRC-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 229910033181 TiB2 Inorganic materials 0.000 claims abstract description 5
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 claims abstract description 5
- 230000002265 prevention Effects 0.000 claims description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 2
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 8
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 5
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 4
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 3
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 2
- 230000020169 heat generation Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 238000005299 abrasion Methods 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 1
- 238000005524 ceramic coating Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 1
- 238000005406 washing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции компрессора авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).Корпус компрессора газотурбинного двигателя содержит обечайку с установленными в ней направляющими лопатками, выполненный из титановых сплавов и снабженный средством для предотвращения возникновения титанового пожара, выполненным в виде наноструктурированного покрытия, нанесенного на внутренние поверхности обечайки, расположенные напротив торцов рабочих лопаток компрессора и изготовленные на основе карбида кремния, карбонитрида титана или диборида титана. Внутренние поверхности обечайки, расположенные напротив торцов рабочих лопаток, могут быть снабжены истираемым элементом, а наноструктурированное покрытие размещено между последним и внутренней поверхностью обечайки.Ожидаемый технический результат - упрощение конструкции, снижение ее массы, повышение надежности и улучшение характеристик ГТД.
Description
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции компрессора авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).
Для обеспечения высоких удельных параметров ГТД необходимо широкое применение легких материалов. В частности, в конструкции компрессоров ГТД целесообразно широкое применение титановых сплавов в деталях ротора и корпуса. Однако при трении между титановыми деталями, возникающем в результате повреждения компрессоров (обрыв и заклинивание фрагментов лопатки в зазоре между ротором и корпусом, повышенные деформации деталей ротора и корпуса при помпаже или вследствие повышенного уровня вибраций) при определенном уровне давления и температуры воздуха, омывающего детали компрессора, возможно возникновение титанового пожара, который может привести к катастрофе летательного аппарата.
Из известных устройств наиболее близким к предложенному является корпус компрессора ГТД, выполненный из титановых сплавов (для минимизации массы) и состоящий из обечайки с установленными в нее направляющими лопатками, при этом для исключения титанового пожара в случае попадания титанового обломка в зазор между ротором и статором, на поверхности корпуса вблизи торцов рабочих лопаток установлены экраны, выполненные из жаростойкого сплава и формирующие участок поверхности газовоздушного тракта компрессора. Данное решение позволяет исключить титановый пожар компрессора при контакте ротора и корпуса, возникающего в случае разрушения деталей и узлов компрессора во время работы двигателя, за счет быстрого отвода тепла из зоны трения вследствие высокой теплопроводности жаростойкого сплава (патент RU 2524782, МПК F02C 7/25, опубл. 10.08.2014 г. ).
Недостатком прототипа является усложнение конструкции корпуса за счет наличия экрана, выполненного из материала с высокой удельной массой и элементов его крепления к корпусу, что приводит к увеличению массы и снижению надежности узла.
Задачей полезной модели является упрощение конструкции корпуса компрессора и снижение ее массы.
Ожидаемый технический результат - повышение надежности, эксплуатационной безопасности и улучшение характеристик ГТД.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном корпусе компрессора ГТД, содержащем обечайку с установленными в ней направляющими лопатками, выполненном из титановых сплавов и снабженном средством для предотвращения возникновения титанового пожара, согласно полезной модели средство для предотвращения пожара выполнено в виде наноструктурированного покрытия, нанесенного на внутренние поверхности обечайки, расположенные напротив торцов рабочих лопаток компрессора.
Внутренние поверхности обечайки, расположенные напротив торцов рабочих лопаток, могут быть снабжены истираемым элементом, а наноструктурированное покрытие размещено между последним и внутренней поверхностью обечайки, причем наноструктурированное покрытие выполнено на основе карбида кремния, карбонитрида титана или диборида титана.
Условия возникновения титанового пожара в ГТД определяются тепловыделением в результате трения между титановыми деталями в сочетании с плохим теплоотводом, обусловленным низкой теплопроводностью титана, и определенным уровнем давления и температуры воздуха в зоне трения.
Покрытия на основе карбида кремния, карбонитрида титана и диборида титана обладают более низким коэффициентом трения, чем титановая пара в сочетании с более высокой теплопроводностью, а также высокой адгезией к металлическим материалам.
За счет нанесения указанного покрытия на титановые детали, подверженные контакту при повреждении компрессора, исключается высокое тепловыделение в зоне трения - главный фактор возникновения титанового пожара.
Для повышения газодинамических параметров компрессора на внутренние поверхности корпуса, расположенные напротив торцов рабочих лопаток, устанавливают истираемые элементы, позволяющие минимизировать радиальные зазоры между корпусом и торцами рабочих лопаток, оказывающие большое влияние на удельные параметры компрессора.
На приведенных чертежах показано:
на фиг. 1 - общий вид корпуса компрессора;
на фиг. 2 - участок корпуса компрессора, расположенный напротив торцов рабочих лопаток.
Корпус компрессора ГТД состоит из обечайки 1 с установленными в ней направляющими лопатками 2. При этом на внутренние поверхности корпуса 3, расположенные напротив торцов рабочих лопаток компрессора 4, нанесено наноструктурированное керамическое покрытие 5. Для повышения газодинамических параметров компрессора на внутренние поверхности корпуса, расположенные напротив торцов рабочих лопаток, могут устанавливаться (наноситься) истираемые элементы (или покрытия) 6, таким образом, что противопожарное покрытие располагается между стенкой корпуса и истираемым элементом (покрытием). Истираемые элементы могут быть выполнены как в виде порошковых мягких покрытий, так и в виде сотовых тонкостенных вставок, напыленных или припаянных к внутренним поверхностям корпуса с предварительно нанесенным на них противопожарным покрытием.
В случае разрушения детали или узла компрессора ГТД, ротор и корпус которого выполнены из титановых сплавов, во время его работы (поломка опоры ротора, обрыв лопатки и т.д.) может произойти контакт ротора и корпуса или заклинивание фрагмента лопатки в зазоре между ротором и корпусом. Вследствие того, что во время разрушения детали компрессора ротор вращается относительно корпуса с высокой скоростью, в зоне контакта ротора и корпуса возникает трение с высоким тепловыделением, приводящим к воспламенению деталей, выполненных из титановых сплавов. При нанесении покрытия на основе карбида кремния, карбонитрида титана или диборида титана, обладающих более низким коэффициентом трения, чем титановая пара, уменьшается тепловыделение в зоне контакта, а за счет высокой теплопроводности тепло быстро отводится из зоны контакта. Вследствие указанного температура в зоне контакта становится слишком мала для воспламенения титановых деталей. А истираемые (прирабатываемые) элементы, установленные на внутренние поверхности корпуса, расположенные напротив торцов рабочих лопаток для повышения газодинамических параметров компрессора за счет уменьшения радиальных зазоров между корпусом и торцами рабочих лопаток, не снижают эффективность работы противопожарного покрытия, т.к. легко вырабатываются заклинившим фрагментом.
Реализация данного мероприятия позволяет расширить область применения титановых сплавов в конструкции компрессора ГТД за счет устранения ограничения по пожаробезопасности и тем самым снизить массу и улучшить удельные параметры двигателя.
Claims (3)
1. Корпус компрессора газотурбинного двигателя, содержащий обечайку с установленными в ней направляющими лопатками, выполненный из титановых сплавов и снабженный средством для предотвращения возникновения титанового пожара, отличающийся тем, что средство для предотвращения пожара выполнено в виде наноструктурированного покрытия, нанесенного на внутренние поверхности обечайки, расположенные напротив торцов рабочих лопаток компрессора.
2. Корпус компрессора газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что внутренние поверхности обечайки, расположенные напротив торцов рабочих лопаток, снабжены истираемым элементом, а наноструктурированное покрытие размещено между последним и внутренней поверхностью обечайки.
3. Корпус компрессора газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что наноструктурированное покрытие выполнено на основе карбида кремния, карбонитрида титана или диборида титана.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017129759U RU177607U1 (ru) | 2017-08-22 | 2017-08-22 | Корпус компрессора газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017129759U RU177607U1 (ru) | 2017-08-22 | 2017-08-22 | Корпус компрессора газотурбинного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU177607U1 true RU177607U1 (ru) | 2018-03-02 |
Family
ID=61568111
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017129759U RU177607U1 (ru) | 2017-08-22 | 2017-08-22 | Корпус компрессора газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU177607U1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU1424410C (ru) * | 1986-01-21 | 1994-05-15 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| RU2066388C1 (ru) * | 1994-03-01 | 1996-09-10 | Дученко Николай Александрович | Газотурбинный двигатель |
| WO2005071228A1 (de) * | 2004-01-21 | 2005-08-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schichtsystem für eine rotor-/ statordichtung einer strömungsmaschine |
| RU2319024C1 (ru) * | 2006-07-13 | 2008-03-10 | Николай Борисович Болотин | Силовая установка газотурбовоза |
| RU2524782C2 (ru) * | 2008-09-05 | 2014-08-10 | Снекма | Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором |
-
2017
- 2017-08-22 RU RU2017129759U patent/RU177607U1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU1424410C (ru) * | 1986-01-21 | 1994-05-15 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| RU2066388C1 (ru) * | 1994-03-01 | 1996-09-10 | Дученко Николай Александрович | Газотурбинный двигатель |
| WO2005071228A1 (de) * | 2004-01-21 | 2005-08-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schichtsystem für eine rotor-/ statordichtung einer strömungsmaschine |
| RU2319024C1 (ru) * | 2006-07-13 | 2008-03-10 | Николай Борисович Болотин | Силовая установка газотурбовоза |
| RU2524782C2 (ru) * | 2008-09-05 | 2014-08-10 | Снекма | Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2914816B1 (en) | Blade outer air seal | |
| JP6183944B2 (ja) | 低延性タービンシュラウド用弦状取り付け配置 | |
| CA2598326C (en) | Seal system for an interturbine duct within a gas turbine engine | |
| RU2449131C2 (ru) | Статор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель | |
| US9528443B2 (en) | Effusion cooled shroud segment with an abradable system | |
| GB2155551A (en) | Preventing titanium fires in gas turbine engines | |
| US20130078084A1 (en) | Airfoil air seal assembly | |
| BR112015012277B1 (pt) | Sistema de vedação para um aparelho e método para montar um sistema de vedação | |
| JP6205457B2 (ja) | タービンシュラウドを断熱するためのシステム | |
| CA2366184A1 (en) | Gas turbine blade/vane and gas turbine | |
| CN105623322A (zh) | 轴流式涡轮机组压缩机壳体的可磨耗合成物和密封件 | |
| JP2013189977A (ja) | ガスタービンロータ動翼とケーシングのその場でのクリアランス制御 | |
| EP2904216A1 (en) | Aluminum based abradable material with reduced metal transfer to blades | |
| EP3055445A1 (en) | Aluminum alloy coating with rare earth and transition metal corrosion inhibitors | |
| US20130045088A1 (en) | Airfoil seal | |
| US20100068069A1 (en) | Turbine Blade | |
| US20170218768A1 (en) | Blade of a turbomachine having blade root thermal insulation | |
| CA2646297C (en) | Turbomachine module provided with a device to improve radial clearances | |
| RU177607U1 (ru) | Корпус компрессора газотурбинного двигателя | |
| US9963982B2 (en) | Casting optimized to improve suction side cooling shaped hole performance | |
| RU2011112938A (ru) | Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором | |
| EP2486241B1 (en) | Guide vane with a winglet for an energy converting machine and machine for converting energy comprising the guide vane | |
| CN110662884B (zh) | 具有凹槽尖端和致密的氧化物弥散强化层的涡轮机叶片 | |
| RU182167U1 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя | |
| JP6067869B2 (ja) | タービンエアロフォイルのアブレイダブル皮膜システムおよび対応するタービンブレード |