RU182167U1 - Ротор компрессора газотурбинного двигателя - Google Patents
Ротор компрессора газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU182167U1 RU182167U1 RU2017129760U RU2017129760U RU182167U1 RU 182167 U1 RU182167 U1 RU 182167U1 RU 2017129760 U RU2017129760 U RU 2017129760U RU 2017129760 U RU2017129760 U RU 2017129760U RU 182167 U1 RU182167 U1 RU 182167U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- titanium
- gas turbine
- rotor
- compressor
- coating
- Prior art date
Links
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
- F02C7/24—Heat or noise insulation
- F02C7/25—Fire protection or prevention
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции роторов компрессоров газотурбинных двигателей (ГТД).
Ротор компрессора ГТД содержит диски с установленными на них рабочими лопатками и расположенные между ними обечайки, выполненные из титановых сплавов, причем на внешние поверхности обечаек, расположенные напротив направляющих лопаток компрессора, нанесено прирабатываемое покрытие, под слоем которого нанесено наноструктурированное покрытие, выполненное на основе карбида кремния, карбонитрида титана или диборида титана.
Осуществление полезной модели позволит расширить область применения титановых сплавов в конструкции компрессора ГТД за счет устранения ограничения по пожаробезопасности и тем самым снизить массу, повысить эксплуатационную надежность и улучшить удельные параметры двигателя.
Description
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно, к конструкции роторов компрессоров газотурбинных двигателей (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 статора. Однако при трении между титановыми деталями, возникающем в результате повреждения компрессоров (обрыв и заклинивание фрагментов лопатки в зазоре между ротором и статором, повышенные деформации деталей ротора и статора 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.
Условия возникновения титанового пожара 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.
Из известных устройств наиболее близким к предложенному является ротор компрессора ГТД, выполненный из титановых сплавов (для минимизации массы) и состоящий из дисков, обечаек и рабочих лопаток, при этом на внешние поверхности обечаек и дисков ротора, расположенные максимально близко к элементам статора нанесено прирабатываемое покрытие. Данное решение позволяет исключить титановый пожар компрессора при кратковременном контакте ротора с корпусом, при возникновении нерасчетного режима работы двигателя (превышение частоты вращения, аварийный останов, помпаж и т.д.) без разрушения деталей и узлов. Исключение титанового пожара обеспечивается за счет вырабатывания покрытия и образования зазора в зоне контакта ротора с корпусом, при котором ликвидируется пара трения. (А.А. Иноземцев, В.Л. Сандрацкий "Газотурбинные двигатели", "Авиадвигатель", г. Пермь 2006 г., с. 279).
Недостатком прототипа является высокая вероятность возникновения титанового пожара при застревании титанового обломка в зазоре между поверхностями ротора и статора.
Задачей предлагаемой полезной модели является повышение надежности и эксплуатационной безопасности компрессора ГТД.
Ожидаемый технический результат - повышение надежности и эксплуатационной безопасности ГТД за счет исключения вероятности возникновения титанового пожара при разрушении элементов компрессора и застревании их в зазоре между ротором и статором.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном роторе компрессора ГТД, содержащем диски с установленными на них рабочими лопатками и расположенные между ними обечайки, выполненном из титановых сплавов, причем на внешние поверхности обечаек, расположенные напротив направляющих лопаток компрессора, нанесено прирабатываемое покрытие, согласно полезной модели, на внешние поверхности обечаек под слоем прирабатываемого покрытия нанесено наноструктурированное покрытие, выполненное на основе карбида кремния.
Покрытие на основе карбида кремния обладает 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 ротора, подверженные контакту при застревании титанового обломка в зазоре между поверхностями ротора и статора, исключается высокое тепловыделение в зоне трения - главный фактор возникновения титанового пожара.
На приведенном чертеже показан общий вид ротора компрессора ГТД.
Ротор компрессора ГТД содержит диски 1 с установленными на них рабочими лопатками 2 и расположенные между ними обечайки 3. Все детали ротора выполнены из титановых сплавов. На внешние поверхности обечаек 3, расположенные напротив направляющих лопаток компрессора, нанесено наноструктурированное керамическое покрытие 4, выполненное на основе карбида кремния, а поверх него - прирабатываемое истираемое покрытие 5.
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 статора или заклинивание фрагмента лопатки в зазоре между ротором и статором. Вследствие того, что во время разрушения детали компрессора ротор вращается относительно статора с высокой скоростью, в зоне контакта ротора и статора 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 и большой поверхности покрытия, тепло быстро отводится из зоны контакта. Вследствие указанного температура в зоне контакта становится слишком низкой для воспламенения титановых деталей.
Истираемые (прирабатываемые) покрытия, нанесенные на внешние поверхности обечаек и дисков ротора, не снижают эффективности работы противопожарного покрытия, т.к. легко вырабатываются заклинившим фрагментом. При незначительном контакте ротора и статора вырабатывается только истираемое покрытие без повреждения противопожарного покрытия. Такая конструкция позволяет повысить ремонтопригодность ротора, т.к. восстановить истираемое покрытие гораздо проще, чем противопожарное.
Осуществление полезной модели позволит расширить область применения титановых сплавов в конструкции компрессора ГТД за счет устранения ограничения по пожаробезопасности и тем самым снизить массу, повысить эксплуатационную надежность и улучшить удельные параметры двигателя.
Claims (1)
- Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий диски с установленными на них рабочими лопатками и расположенные между ними обечайки, выполненный из титановых сплавов, причем на внешние поверхности обечаек, расположенные напротив направляющих лопаток компрессора, нанесено прирабатываемое покрытие, отличающийся тем, что на внешние поверхности обечаек под слоем прирабатываемого покрытия нанесено наноструктурированное покрытие, выполненное на основе карбида кремния.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017129760U RU182167U1 (ru) | 2017-08-22 | 2017-08-22 | Ротор компрессора газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017129760U RU182167U1 (ru) | 2017-08-22 | 2017-08-22 | Ротор компрессора газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU182167U1 true RU182167U1 (ru) | 2018-08-06 |
Family
ID=63142002
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017129760U RU182167U1 (ru) | 2017-08-22 | 2017-08-22 | Ротор компрессора газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU182167U1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5006419A (en) * | 1989-02-28 | 1991-04-09 | Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh | Structural component made of a titanium alloy and covered by a protective coating and method for producing the coating |
WO2005071228A1 (de) * | 2004-01-21 | 2005-08-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schichtsystem für eine rotor-/ statordichtung einer strömungsmaschine |
WO2008095463A1 (de) * | 2007-02-06 | 2008-08-14 | Mtu Aero Engines Gmbh | Vorrichtung zum schutz von bauteilen mit brennbarer titanlegierung vor titanfeuer und verfahren zu deren herstellung |
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 RU2017129760U patent/RU182167U1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5006419A (en) * | 1989-02-28 | 1991-04-09 | Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh | Structural component made of a titanium alloy and covered by a protective coating and method for producing the coating |
WO2005071228A1 (de) * | 2004-01-21 | 2005-08-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schichtsystem für eine rotor-/ statordichtung einer strömungsmaschine |
WO2008095463A1 (de) * | 2007-02-06 | 2008-08-14 | Mtu Aero Engines Gmbh | Vorrichtung zum schutz von bauteilen mit brennbarer titanlegierung vor titanfeuer und verfahren zu deren herstellung |
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 |
---|---|---|
EP2644836B1 (en) | Gas turbine assembly having an effusion cooled shroud segment with an abradable coating | |
RU2420662C2 (ru) | Противоизносное устройство для направляющего валика лопатки с изменяемым углом установки в компрессоре газотурбинного двигателя, компрессор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель | |
RU2695090C2 (ru) | Истираемый состав и уплотнение кожуха компрессора осевой турбомашины | |
JP6538323B2 (ja) | タービンシュラウドの表面パターンの3d印刷法 | |
CN105781624B (zh) | 涡轮转子叶片组件及其组装方法 | |
US20200049020A1 (en) | Abrasive Tip Blade Manufacture Methods | |
US20100232943A1 (en) | Buried casing treatment strip for a gas turbine engine | |
BR112015012277B1 (pt) | Sistema de vedação para um aparelho e método para montar um sistema de vedação | |
JP2014156859A (ja) | ターボチャージャーおよびターボチャージャー用の軸方向ベアリングディスク | |
US8858167B2 (en) | Airfoil seal | |
GB2155551A (en) | Preventing titanium fires in gas turbine engines | |
WO2009071910A1 (en) | Liquid cooled turbocharger impeller and method for cooling an impeller | |
EP2904216A1 (en) | Aluminum based abradable material with reduced metal transfer to blades | |
US10781714B2 (en) | Device for limiting overspeeding of a turbine shaft of a turbomachine, and associated control method | |
US20170218768A1 (en) | Blade of a turbomachine having blade root thermal insulation | |
RU182167U1 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя | |
CA2646297C (en) | Turbomachine module provided with a device to improve radial clearances | |
JP2014047714A (ja) | ターボチャージャ | |
EP3421732A3 (en) | Turbine engine seal for high erosion environment | |
RU177607U1 (ru) | Корпус компрессора газотурбинного двигателя | |
CN109989793A (zh) | 高温聚合物基复合物的叠层之间的纳米结构 | |
CN104404514B (zh) | 一种高温封严涂层及其制备方法 | |
EP3631172A1 (en) | Turbine blade with squealer tip and densified oxide dispersion strengthened layer | |
US20180106162A1 (en) | Graphene discs and bores and methods of preparing the same | |
Mohammad et al. | Criteria for abradable coatings to enhance the performance of gas turbine engines |