RU2524782C2 - Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором - Google Patents

Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором Download PDF

Info

Publication number
RU2524782C2
RU2524782C2 RU2011112938/06A RU2011112938A RU2524782C2 RU 2524782 C2 RU2524782 C2 RU 2524782C2 RU 2011112938/06 A RU2011112938/06 A RU 2011112938/06A RU 2011112938 A RU2011112938 A RU 2011112938A RU 2524782 C2 RU2524782 C2 RU 2524782C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
housing
titanium
alloy
screen
compressor
Prior art date
Application number
RU2011112938/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011112938A (ru
Inventor
Лоран ФЕРРЕ
Клод Марсель МОН
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2011112938A publication Critical patent/RU2011112938A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2524782C2 publication Critical patent/RU2524782C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/403—Casings; Connections of working fluid especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • 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
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/95—Preventing corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/133—Titanium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/171—Steel alloys
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/174—Titanium alloys, e.g. TiAl
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Описан корпус осевого компрессора двигателя летательного аппарата, противостоящий титановому пожару. Выполняют комбинированный корпус, в котором несущую конструкцию для неподвижных лопаток выполняют в виде моноблочной детали из титана или титанового сплава, и в качестве средств тепловой защиты она содержит по меньшей мере один элемент, образующий экран из жаростойкого сплава, невоспламеняемого от горящего титана. Экран неподвижно соединен с моноблочной деталью при помощи средств крепления, которые расположены вместе с экраном таким образом, чтобы вместе образовать внутреннюю стенку, ограничивающую наружный контур канала воздушного потока компрессора. Достигается меньшая масса корпуса при высокой защите от титанового пожара. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к производству корпусов компрессора, обладающих стойкостью к титановым пожарам.
Изобретение также относится к осевому компрессору высокого давления, содержащему такой корпус, и к двигателю летательного аппарата, такому как турбореактивный двигатель, снабженному таким корпусом.
Уровень техники
В газотурбинном двигателе, в частности в авиационном турбореактивном двигателе, корпусы компрессора высокого давления должны обладать стойкостью к пожару, называемому «титановым».
Титановые пожары возникают из-за того, что между подвижной деталью, например подвижной титановой лопаткой компрессора и неподвижной титановой частью компрессора, возникает нежелательное трение. Это нежелательное трение может привести к локальному перегреву по меньшей мере одной из входящих в контакт частей, который может привести к объемному возгоранию титанового сплава. Температура жидкого материала (титана или титанового сплава) при возгорании может достигать 2700°С либо локально в зоны трения, либо внутри воспламенившихся титановых частиц, которые отбрасываются в тракт компрессора из зоны трения. Как следствие, температура плавления окружающего материала, входящего в контакт с расплавленным титаном, оказывается превышенной, что приводит к возгоранию конструкции. Это явление получает развитие с учетом высокого давления и высокого расхода кислорода на входе в тракт современных компрессоров высокого давления. Так, в турбореактивных двигателях нового поколения, требующих создания высокого давления на входе в осевой компрессор высокого давления, потенциальный риск возникновения трения, который может привести к возгоранию титана, существует, например, между первым венцом неподвижных лопаток и выступающим профилем, образованным нижней частью подвижных лопаток. При этом вспламенившиеся частицы могут отбрасываться в проточный тракт компрессора и достигать наружного корпуса. В прошлом титановый пожар мог даже проникать через стенки корпусов со всеми вытекающими последствиями. Эти последствия могут быть катастрофическими, поскольку титановый пожар не может погаснуть сам по себе во время работы турбореактивного двигателя.
Для защиты корпусов компрессора от титанового пожара были предложены различные решения.
Однако некоторые из предложенных технологий термической защиты корпуса являются либо чересчур радикальными (исключение сплавов на основе титана и их замена сталями или сплавами на основе никеля или другими материалами), либо слишком сложными (установка специальных слоев-лайнеров на корпусе на основе титана или титанового сплава, реализация плазменной защиты, обработка поверхностей, которые потенциально могут входить в контакт во время работы двигателя). Теплозащитные слои-лайнеры описаны, например, в документах FR 2560640 и FR 256641. В любом случае эти решения являются сложными, громоздкими и иногда срок их службы бывает не совместим со сроками службы авиационного турбореактивного двигателя.
В литературе упоминаются также титановые сплавы с низким уровнем возгорания, но они имеют слишком большую массу на единицу объема по сравнению со стандартными сплавами. До сегодняшнего дня ни одно из решений, касающихся сплава с низким уровнем возгорания, не нашло пока своего реального применения.
Задача изобретения состоит в создании решения, позволяющего защитить корпус компрессора газотурбинного двигателя от любого возможного титанового пожара и в то же время сохранить преимущества титана или его обычных сплавов (высокая механическая прочность и низкая плотность).
Раскрытие изобретения
Поставленная задача решена в корпусе, содержащем по меньшей мере одну часть, образующую несущую конструкцию с установленными на ней венцами неподвижных лопаток, и внутреннюю стенку, ограничивающую наружный контур проточного тракта компрессора, в котором с возможностью вращения установлены венцы подвижных лопаток, чередующиеся с венцами неподвижных лопаток или поворотных лопаток, и средства тепловой защиты от горящего титана. Согласно изобретению корпус в качестве несущей конструкции на по меньшей мере части своей длины содержит моноблочную деталь из титана или титанового сплава, а в качестве средств тепловой защиты содержит по меньшей мере один элемент, образующий экран из жаростойкого сплава или сплавов, при этом экран (экраны) неподвижно соединен (соединены) с моноблочной деталью при помощи средств крепления, расположенных вместе с экраном (экранами) таким образом, чтобы совместно образовать внутреннюю стенку, ограничивающую наружный контур проточного тракта компрессора.
Элемент (элементы), образующий (образующие) экран (экраны) в соответствии с настоящим изобретением, выполнен (выполнены) из одного или нескольких защитных листов. Экран (экраны) в соответствии с настоящим изобретением не является (являются) покрытием (сцепляющимся слоем), нанесенным на моноблочную деталь, как в известных технических решениях. В отличие от покрытия экран в соответствии с настоящим изобретением является независимым и выполнен отдельно от стенки (несущей конструкции).
Элемент (элементы), образующий (образующие) экран (экраны), может (могут) быть самым (самыми) разным (разными), в частности, это может быть: лист (листы), профиль (профили), обечайка (обечайки) из проката или элемент (элементы), выполненный (выполненные) из обкатанного и сварного калиброванного профиля.
Таким образом, согласно изобретению в качестве жаростойких сплавов, не воспламеняемых титаном, можно использовать уже существующие жаростойкие стали или сплавы, которые не возгораются при контакте с горящим титаном. Кроме того, эти жаростойкие стали или сплавы являются термически совместимыми (совместимость термической обработки и близкие коэффициенты расширения) с титаном или сплавами на основе титана, тоже существующими и применяемыми для выполнения корпусов компрессоров, в частности, компрессоров высокого давления турбореактивного двигателя. В качестве жаростойкого (жаростойких) сплава (сплавов) можно использовать сплав на основе никеля или кобальта.
Согласно изобретению для выполнения корпуса совмещают два типа материала с получением смешанной конструкции (внутренняя стенка, ограничивающая канал из стали или из жаростойкого (жаростойких) сплава (сплавов) и несущая конструкция из титана или титанового сплава) без отрицательных последствий для работы компрессора, так как средства крепления выполнены таким образом, чтобы не изменять контур проточного тракта, и предпочтительно включают в себя направляющие втулки для поворотных лопаток.
Решение в соответствии с настоящим изобретением является эффективным способом защиты от титанового пожара и одновременно позволяет сохранить основное преимущество титана, то есть низкую плотность и высокую механическую прочность несущей конструкции.
Предпочтительно материал для экрана (экранов) из стали или стального сплава выбирают из стали 17-4 РН, стали Z 12 CNDV 12, Inconel® 909, Inconel® 783 или сплава JETHETE M 152.
Наиболее предпочтительным титановым сплавом для несущей конструкции являются Ti 64, Ti 6242 или Ti 6246.
Согласно одному из вариантов осуществления изобретения корпус содержит по меньшей мере один слой антикоррозийного материала, расположенный между каждым экраном из жаростойкой стали или сплава (сплавов), невоспламеняемого (невоспламеняемых) от горящего титана, и моноблочной деталью из титана или его сплава. Предпочтительно этот антикоррозийный слой может быть выполнен посредством анодного окисления титана несущей конструкции. В результате можно избежать коррозию стали при трении на границе раздела. Слой антикоррозийного материала можно также дополнить слоем краски, например, с алюминиевым пигментом на части экрана из жаростойкой стали или сплава, входящей в контакт с несущей конструкцией из титана или его сплава.
Экран может иметь длину, соответствующую только части кольцевой длины корпуса.
На внутреннем диаметре экрана или в конце участка, на котором он закреплен, можно закрепить или нанести, например, посредством плазменной технологии расходный материал, предназначенный для образования наружного контура канала. Этот расходный материал образует истираемый слой напротив лопаток, то есть материал, который может истираться или сниматься при трении головок вращающихся лопаток по корпусу.
Экран (экраны) из жаростойкой стали или сплава (сплавов) в соответствии с настоящим изобретением может (могут) имеет Т-образную форму в осевом сечении корпуса.
Предпочтительно средства крепления содержат одну или несколько бобышек с заплечиками, закрепленную (закрепленных) индивидуально в отверстиях, выполненных в моноблочной детали из титана или титанового сплава или в расточных заплечиках, выполненных в экране (экранах). При этом крепление каждой бобышки выполняют таким образом, чтобы обеспечить непрерывность поверхности с экраном (экранами) для обеспечения непрерывности наружного контура канала. Иными словами, бобышки предпочтительно устанавливают таким образом, чтобы их заплечик опирался в отверстиях такого же диаметра, образующих заплечики в толщине материала экрана (экранов). Толщина заплечиков бобышек может составлять примерно половину толщины экрана (экранов).
Предпочтительно по меньшей мере часть бобышек образована направляющими втулками осей поворотных лопаток. Таким образом, в компрессорах, оборудованных лопатками такого типа, нет необходимости использовать дополнительные крепежные детали.
Предпочтительно бобышки запрессованы индивидуально в отверстия моноблочной детали. Предпочтительно бобышки запрессованы в холодном состоянии. Предпочтительно их можно запрессовывать в холодном состоянии при помощи известного способа FTI®, особенно при наличии направляющих втулок для поворотных лопаток. Предпочтительно бобышки можно выполнить из того же сплава, что и экран. Когда бобышки частично образованы направляющими втулками лопаток, их можно выполнить, например, из Hastelloy® или из холоднодеформированной стали А 286.
Можно использовать дополнительные средства блокировки осевого поступательного перемещения экрана (экранов). Предпочтительно эти дополнительные средства блокировки осевого поступательного перемещения могут представлять собой часть крепежного фланца, выполненного механической обработкой непосредственно в другом расположенном в продолжении корпусе, в которую упирается в осевом направлении часть экрана (экранов). Таким образом, можно использовать задний фланец крепления промежуточного корпуса, то есть фланец, предназначенный для его крепления на корпусе компрессора высокого давления (ВД) турбореактивного двигателя, или передний фланец крепления заднего корпуса компрессора ВД.
Объектом изобретения является также осевой компрессор высокого давления, содержащий в качестве статора описанный выше корпус.
Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, длина корпуса соответствует только передней части компрессора, при этом внутренняя стенка, ограничивающая наружный контур тракта на выходе, выполнена из титана или его сплава.
Наконец, объектом изобретения является двигатель летательного аппарата, содержащий описанный выше компрессор.
Краткое описание чертежей
Другие особенности и преимущества настоящего изобретения будут более понятны из дальнейшего описания со ссылками на чертежи.
На фиг.1 показан осевой компрессор высокого давления авиационного турбореактивного двигателя в соответствии с настоящим изобретением, вид в продольном разрезе;
на фиг.2А схематично показан наружный корпус компрессора, изображенного на фиг.1, вид в продольном разрезе;
на фиг.2 В детально показаны средства крепления корпуса, изображенного на фиг.2А.
Осуществление изобретения
На фиг.1 показан компрессор 1 высокого давления турбореактивного двигателя нового поколения, то есть двигателя с высоким давлением на входе Е.
Компрессор 1 этого типа содержит первый венец неподвижных лопаток 2, направляющих газ на вход первого венца подвижных лопаток 3. Все лопатки 2, 3 выполнены из титана или его сплава. Во время работы турбореактивного двигателя существует риск появления контакта в зоне Z ножки 20 неподвижных лопаток 2 с ножкой 30 подвижных лопаток 3 с трением между ними.
Риск появления контакта и трения может привести к возгоранию титана в этой зоне Z, поэтому необходимо исключить распространение частиц горящего титана к наружному корпусу 10. Такие частицы могут выбрасываться в проточный тракт 4 и, следовательно, входить в контакт с наружным корпусом 10. Риск контакта особенно велик для передней части этого корпуса 10 на определенной длине L. Эта длина L представляет собой расстояние между двумя точками, одна из которых определяет изменение наклонов профиля корпуса, а другая находится на поверхности соединения с задней конструкцией компрессора ВД, которая становится конструкцией из жаропрочного сплава в проточном тракте.
Если наружный корпус 10 выполнен только из титана или его сплава, может возникнуть титановый пожар, который может распространиться на все другие детали турбореактивного двигателя.
Чтобы этого избежать, согласно изобретению наружный корпус 10 выполнен из двух частей 11 и 12, причем часть 11 является моноблочной деталью из титана или его сплава, а часть 12 выполнена из множества профилей 120, 121 и 122 из жаростойкой стали или сплава (сплавов), образующих экраны, невоспламеняемые от горящего титана (фиг.2А). Множество профилей 120, 121 и 122 из жаростойкой стали или сплава (сплавов), невоспламеняемого (невоспламеняемых) от горящего титана, образует подобие защитного от пламени экрана, предохраняющего несущую конструкцию от попадания на нее частиц горящего титана, которые могут проникнуть в эту часть L корпуса 10.
Согласно изобретению профили 120, 121 и 122 неподвижно соединены с моноблочной деталью при помощи средств 13 крепления. Эти средства 13 крепления расположены относительно профилей 120, 121 и 122 таким образом, чтобы они вместе образовали внутреннюю стенку 14, ограничивающую наружный контур 40 канала 4 компрессора.
В представленном варианте осуществления изобретения часть, образующая несущую конструкцию 11, выполнена путем ковки или литья из титанового сплава. Металлические профили 120, 121 и 122 выполняют из листового прокатного сплава с низким коэффициентом расширения, такого как инконель 909 или 783.
На фиг.2В более детально показаны средства 13 крепления двух последовательных профилей 121 и 122, образующих экран защиты от титанового пожара. Крепление профилей 121 и 122 из жаростойкой стали или сплава (сплавов), невоспламеняемого (невоспламеняемых) от горящего титана, осуществляют следующим образом.
Каждый профиль 121, 122 в сечении имеет по существу Т-образную форму, образуя тем самым две концентричные выемки, предпочтительно выполненные путем механической обработки. Одновременную запрессовку двух профилей 121 и 122 осуществляют при помощи венца бобышек 13 с заплечиками 13А, равномерно распределенных по окружности, которые запрессовывают индивидуально в отверстие 110, выполненное в кованом материале конструкции 11 из титана или его сплава. Запрессовку каждой бобышки 13 производят при помощи посадочного кольца 130 предпочтительно способом холодного экспандирования типа FTI®. Таким образом, одну из концентричных выемок 1210 одного из профилей 121 и одну из концентричных выемок 1220 профиля 122, находящегося сразу за ним, запрессовывают одним венцом бобышек 13 (фиг.2В). Предпочтительно используемые бобышки 13 с заплечиками выполнены из того же сплава, что и экран, или из Hastelloy®X, или из стали А286 для направляющих втулок поворотных лопаток. Как показано на фиг.2 В, крепление экрана 121 осуществляется за счет зацепления ветвей Т-образного профиля с двумя разнонаправленными заплечиками 13А, один из которых направлен в сторону входа, а другой - в сторону выхода (фиг.2А). Предпочтительно крепление экрана 120 или 121 дополнительно осуществляется за счет осевого упора в часть крепежного фланца 13В, выполненного механической обработкой непосредственно в другом, расположенном в продолжении смежном корпусе. Как вариант, часть 13В крепежного фланца, используемая для крепления экрана 120, образована крепежным фланцем не показанного на чертежах промежуточного корпуса компрессора 1 высокого давления. Часть 13С крепежного фланца, используемая для блокировки осевого поступательного перемещения экрана 122, может быть образована крепежным фланцем выходного корпуса 14 компрессора 1 высокого давления.
Таким образом, согласно изобретению конструкция из бобышек 130 и профилей 121 и 122 ограничивает наружный контур 40 канала 4 компрессора. Иными словами, выбранное крепление позволяет не только скрепить несущую конструкцию 11 из титана или его сплава с экранами 120, 121, 122 защиты от титанового пожара, но и точно ограничить наружный контур 40 канала 4.
Согласно предпочтительному варианту выполнения крепления, когда компрессор 1 высокого давления содержит венец поворотных лопаток 5, используемая бобышка 13 с заплечиком в соответствии с настоящим изобретением может быть образована втулкой 50 для поворотной оси указанных лопаток 5. Таким образом, в наружном корпусе 10, показанном на фиг.1, третий венец лопаток 5 образован венцом неподвижных поворотных лопаток, посадочные втулки которых образуют также бобышки 13 с заплечиками в соответствии с настоящим изобретением, то есть позволяющие закрепить экраны 120, 121 и 122.
Согласно одному из вариантов осуществления изобретения, границу раздела между профилем 120, 121 или 122 из жаростойкой стали или сплава (сплавов) и несущей конструкцией 11 из титана или его сплава можно обработать анодным окислением титана, чтобы избежать возможности появления коррозии от трения между этими деталями. Для получения такого антикоррозийного эффекта на сталь, из которой выполнены экраны 120, 121 или 122, напротив анодированного титана можно нанести слой краски, например, с алюминиевым пигментом.
Выполненный таким образом наружный корпус 10 позволяет сохранить несущую конструкцию 11 из титанового сплава (например, Ti 64, 6242 или 6246), защищенную от титанового пожара листом 12, который крепят запрессованными бобышками 13, что позволяет упростить сборку и механическую обработку наружных поясов профилей 120, 121, 122.
Настоящее изобретение позволяет:
а) защитить тракт компрессоров высокого давления за счет применения сплава, невоспламеняемого при горении титана,
б) выполнить наружную часть или несущую конструкцию из титанового сплава за пределами зоны, потенциально подверженной воздействию титанового пожара,
в) сохранить намного меньшую массу по сравнению с корпусами, полностью выполненными из жаростойкой стали или сплава (сплавов). Например, можно выполнить наружный корпус 10 средней толщины 1,5 мм, в котором в качестве профилей 12 используют листы из Inconel® 909, аналогично выполнению на длине L в представленном варианте осуществления, с весом, меньшим примерно на 10 кг по сравнению с корпусом идентичных формы и размеров, полностью выполненным из жаростойкой стали или сплава (сплавов). Таким образом, «средняя» масса на единицу объема корпуса в соответствии с настоящим изобретением эквивалента массе корпуса из производных сплавов титана, которые считаются жаростойкими.

Claims (16)

1. Корпус (10), содержащий по меньшей мере одну часть, образующую несущую конструкцию с установленными на ней венцами неподвижных лопаток, и внутреннюю стенку, ограничивающую наружный контур (40) проточного тракта (4) компрессора (1), в котором с возможностью вращения установлены венцы подвижных лопаток (3), индивидуально чередующиеся с венцами неподвижных лопаток (2) или поворотных лопаток, и средства тепловой защиты от горящего титана, отличающийся тем, что в качестве несущей конструкции на по меньшей мере части своей длины содержит моноблочную деталь (11) из титана или его сплава, а в качестве средств тепловой защиты содержит по меньшей мере один элемент, образующий экран (12, 120, 121, 122) из жаростойкого (жаростойких) сплава (сплавов), невоспламеняемого (невоспламеняемых) от горящего титана, при этом экран (экраны) неподвижно соединен (соединены) с моноблочной деталью при помощи средств (13, 130) крепления, расположенных совместно с экраном (экранами) таким образом, чтобы вместе образовывать внутреннюю стенку, ограничивающую наружный контур (40) проточного тракта (4) компрессора.
2. Корпус (10) по п.1, отличающийся тем, что жаростойкий и невоспламеняемый от горящего титана сплав является стальным сплавом, выбранным из группы, включающей в себя сталь 17-4 РН, сталь Z 12 CNDV 12, Inconel® 909, Inconel® 783 или сплав JETHETE M 152.
3. Корпус (10) по п.1, отличающийся тем, что титановый сплав представляет собой Ti 64, Ti 6242 или Ti 6246.
4. Корпус (10) по п.1, отличающийся тем, что содержит по меньшей мере один слой антикоррозийного материала, расположенный между каждым экраном из жаростойкой стали или сплава, невоспламеняемого от горящего титана, и моноблочной деталью из титана или его сплава.
5. Корпус (10) по п.1, отличающийся тем, что длина экрана соответствует только части длины корпуса.
6. Корпус (10) по п.1, отличающийся тем, что в конце участка, на котором закреплен (закреплены) экран (экраны), или на внутреннем диаметре экрана (экранов) закреплен или нанесен расходный материал, предназначенный для образования наружного контура канала.
7. Корпус (10) по п.1, отличающийся тем, что экран (экраны) в сечении (120, 121, 122) имеют Т-образную форму.
8. Корпус (10) по п.7, отличающийся тем, что средства крепления содержат одну или несколько бобышек (13) с заплечиками, закрепленную (закрепленных) индивидуально в отверстиях (110), выполненных в моноблочной детали (11) из титана или его сплава или в отверстиях, выполненных в экране (экранах), при этом крепление каждой бобышки выполнено так, чтобы обеспечивалась непрерывность поверхности с экраном (экранами) для обеспечения непрерывности наружного контура (40) проточного тракта (4).
9. Корпус (10) по п.8, отличающийся тем, что по меньшей мере часть бобышек образована направляющими втулками (50) осей поворотных лопаток (5).
10. Корпус (10) по любому из пп.8 или 9, отличающийся тем, что бобышки индивидуально запрессованы в отверстия (110) моноблочной детали (11).
11. Корпус (10) по п.10, отличающийся тем, что бобышки запрессованы путем холодной запрессовки.
12. Корпус (10) по п.8, отличающийся тем, что бобышки выполнены из Hastelloy® X, или из стали А 286, или из сплава экрана (экранов).
13. Корпус (10) по п.1, отличающийся тем, что дополнительно к средствам крепления содержит средства блокировки осевого поступательного перемещения экрана (экранов), образованные частью крепежного фланца, выполненного механической обработкой непосредственно в другом расположенном в продолжении корпусе, в которую упирается в осевом направлении часть экрана (экранов).
14. Осевой компрессор (1) высокого давления, содержащий в качестве статора корпус (10) по п.1.
15. Компрессор (1) по п.14, характеризующийся тем, что длина (L) корпуса образует только переднюю часть (10) компрессора, при этом внутренняя стенка (14), ограничивающая наружный контур (40) тракта (4) на выходе, выполнена из титана или его сплава.
16. Двигатель летательного аппарата, содержащий компрессор по п.14.
RU2011112938/06A 2008-09-05 2009-09-03 Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором RU2524782C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0855959A FR2935764B1 (fr) 2008-09-05 2008-09-05 Carter de compresseur resistant au feu de titane, compresseur haute pression comprenant un tel carter et moteur d'aeronef equipe d'un tel compresseur
FR0855959 2008-09-05
PCT/EP2009/061382 WO2010026180A1 (fr) 2008-09-05 2009-09-03 Carter de compresseur resistant au feu de titane, compresseur haute pression comprenant un tel carter et moteur d'aeronef equipe d'un tel compresseur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011112938A RU2011112938A (ru) 2012-10-10
RU2524782C2 true RU2524782C2 (ru) 2014-08-10

Family

ID=40456824

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011112938/06A RU2524782C2 (ru) 2008-09-05 2009-09-03 Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8662838B2 (ru)
EP (1) EP2326845B1 (ru)
JP (1) JP5524211B2 (ru)
CN (1) CN102144100B (ru)
BR (1) BRPI0917324A2 (ru)
CA (1) CA2735981A1 (ru)
FR (1) FR2935764B1 (ru)
RU (1) RU2524782C2 (ru)
WO (1) WO2010026180A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU177607U1 (ru) * 2017-08-22 2018-03-02 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Корпус компрессора газотурбинного двигателя
RU182167U1 (ru) * 2017-08-22 2018-08-06 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013014369A1 (fr) * 2011-07-22 2013-01-31 Snecma Procede d'assemblage d'une coque titane et d'une coque alliage resistant au feu titane
FR2991216B1 (fr) * 2012-05-29 2014-07-04 Snecma Procede de compactage de peintures anodiques avec collision des jets de sablage
EP3091178A1 (de) * 2015-05-07 2016-11-09 MTU Aero Engines GmbH Rotortrommel für eine strömungsmaschine und verdichter
BE1024523B1 (fr) * 2016-08-30 2018-03-29 Safran Aero Boosters S.A. Stator a aubes ajustables pour compresseur de turbomachine axiale
US11982236B2 (en) 2017-12-22 2024-05-14 General Electric Company Titanium alloy compressor case
CN109139136B (zh) * 2018-09-25 2024-03-22 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种汽轮机倒车汽缸进汽管固定结构

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0386486A1 (de) * 1989-02-28 1990-09-12 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Bauteil aus einer Titanlegierung mit einer Schutzschicht
US5536022A (en) * 1990-08-24 1996-07-16 United Technologies Corporation Plasma sprayed abradable seals for gas turbine engines
SU1469963A1 (ru) * 1987-02-24 1996-10-20 В.Е. Белов Статор турбомашины
RU2115812C1 (ru) * 1994-02-16 1998-07-20 Юнайтед Технолоджиз Корпорейшн Способ и устройство удержания расплавленного материала в процессе горения в газотурбинном двигателе (варианты)
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

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4155681A (en) * 1977-02-14 1979-05-22 General Electric Company Manifold protection system
DE3407946A1 (de) 1984-03-03 1985-09-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur verhinderung der ausbreitung von titanfeuer bei turbomaschinen, insbesondere gasturbinen- bzw. gasturbinenstrahltriebwerken
DE3407945A1 (de) 1984-03-03 1985-09-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verfahren und mittel zur vermeidung der entstehung von titanfeuer
JPH0735796U (ja) * 1993-11-22 1995-07-04 三菱重工業株式会社 遠心圧縮機インペラ
DE10332420A1 (de) * 2003-07-16 2005-02-10 Alstom Technology Ltd Aluminiumbasierte multinäre Legierungen und deren Verwendung als wärme- und korrosionsschützende Beschichtungen
EP1528343A1 (de) * 2003-10-27 2005-05-04 Siemens Aktiengesellschaft Keramischer Hitzeschildstein mit eingebetteten Verstärkungselementen zur Auskleidung einer Gasturbinenbrennkammerwand

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1469963A1 (ru) * 1987-02-24 1996-10-20 В.Е. Белов Статор турбомашины
EP0386486A1 (de) * 1989-02-28 1990-09-12 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Bauteil aus einer Titanlegierung mit einer Schutzschicht
US5536022A (en) * 1990-08-24 1996-07-16 United Technologies Corporation Plasma sprayed abradable seals for gas turbine engines
RU2115812C1 (ru) * 1994-02-16 1998-07-20 Юнайтед Технолоджиз Корпорейшн Способ и устройство удержания расплавленного материала в процессе горения в газотурбинном двигателе (варианты)
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

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ВЬЮНОВ С.А. и др., Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, Машиностроение, 1989, с. 111 рис. 3.47. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU177607U1 (ru) * 2017-08-22 2018-03-02 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Корпус компрессора газотурбинного двигателя
RU182167U1 (ru) * 2017-08-22 2018-08-06 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
BRPI0917324A2 (pt) 2015-11-17
EP2326845A1 (fr) 2011-06-01
CN102144100A (zh) 2011-08-03
CA2735981A1 (fr) 2010-03-11
JP2012502216A (ja) 2012-01-26
WO2010026180A1 (fr) 2010-03-11
JP5524211B2 (ja) 2014-06-18
CN102144100B (zh) 2014-02-12
FR2935764B1 (fr) 2014-06-13
FR2935764A1 (fr) 2010-03-12
EP2326845B1 (fr) 2017-05-17
US8662838B2 (en) 2014-03-04
US20110236192A1 (en) 2011-09-29
RU2011112938A (ru) 2012-10-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2524782C2 (ru) Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором
JP4981256B2 (ja) 燃焼器組立体を製作するための燃焼器部材及び方法
US8784052B2 (en) Ceramic gas turbine shroud
JP6932414B2 (ja) 燃焼器アセンブリ
US4642027A (en) Method and structure for preventing the ignition of titanium fires
US8888448B2 (en) Method for the manufacture of a circular revolution thermomechanical part including a titanium-based load-bearing substrate lined with steel or superalloy, a turbomachine compressor housing which is resistant to titanium fire obtained according to this method
JP6529010B2 (ja) 燃焼器アセンブリ
US20140248425A1 (en) Air cooled gas turbine components and methods of manufacturing and repairing same
US20110268566A1 (en) Method for the manufacture of a circular revolution thermomechanical part including a titanium-based load-bearing substrate lined with steel or superalloy, a turbomachine compressor housing which is resistant to titanium fire obtained using this method
GB2155550A (en) Preventing titanium fire in gas turbine compressors
CA2539948A1 (en) High temperature seal
US10788210B2 (en) Single-walled combustor for a gas turbine engine and method of manufacture
US20110211945A1 (en) Method for the manufacture of a circular revolution thermomechanical part including a titanium-based load-bearing substrate lined with steel or superalloy, a turbomachine compressor housing which is resistant to titanium fire obtained according to this method
EP3577321B1 (en) Coated flange bolt hole and methods of forming the same
US9982564B2 (en) Turbine frame assembly and method of designing turbine frame assembly
EP3105361B1 (en) Method for manufacturing a blade with an abrasive tip
US10527288B2 (en) Small exit duct for a reverse flow combustor with integrated cooling elements
CA2366184A1 (en) Gas turbine blade/vane and gas turbine
BR102016023381A2 (pt) Turbine motor components, gas turbine motor and method for forming a component
EP3042060B1 (en) Gas turbine engine with combustion chamber provided with a heat shield
CA2964636A1 (en) Small exit duct for a reverse flow combustor with integrated fastening elements
EP3312394B1 (en) Engine cases and associated flange
JPH084544A (ja) 重油運転用ターボ過給器
JP4294736B2 (ja) 燃焼室がセラミックブロックで内張りされているガスタービン設備
EP3537046B1 (en) Dual wall liner for a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner