고압 터빈 블레이드. 터빈 블레이드 설계, 구조에 대한 기술 요구 사항, 분류. 터빈의 일반적인 특성

르 티엔 두옹 1 , 네스테렌코 V.G. 2

대학원생 1명, 기술과학 후보자 2명, 부교수,

모스크바 항공 연구소

항공기 기술 엔진의 작업 블레이드 최종 영역에서 효율성을 높이기 위한 설계 방법 개발 및 연구

주석

방사형 갭의 가스 에너지 손실과 고온 고압의 블레이드 간 채널의 2차 가스 에너지 손실 수준을 줄임으로써 현대적이고 유망한 가스 터빈 엔진의 효율성을 높이기 위한 구성 방법에 대한 계산 및 실험 연구 결과 터빈(HPT)이 제시된다. 고압 엔진의 작동 블레이드 높이를 따라 2차 전류의 전파 영역을 줄이기 위한 건설적인 방법이 제안되었습니다. 이는 블레이드 에어포일 주위를 흐르는 가스 흐름의 균일성과 효율 수준을 높이는 데 도움이 됩니다. 터빈 스테이지.

키워드:고온 터빈, 로터 블레이드, 슈라우드 플랜지, 방사상 클리어런스, 2차 손실.

Le Tien Ziong 1, Nesterenko V.G. 2

1 모스크바 항공 연구소 대학원생

2 공학 박사, 모스크바 항공 연구소 부교수

항공기 가스터빈 엔진의 터보프로펠러 엔진 가동블레이드 끝단 성능계수 향상을 위한 공법 개발 및 연구

추상적인

방사형 갭에서 가스의 에너지 손실과 경로 간 채널에서 가스 에너지의 2차 손실 수준을 줄임으로써 현대적이고 유망한 가스 터빈 엔진의 효율성을 높이기 위한 건설적인 방법에 대한 계산 및 실험 연구 결과 - 온도 고압 터빈(HPT)이 논문에 제시되어 있습니다. 터빈의 작동 블레이드 높이를 따라 2차 전류의 전파 영역을 줄이기 위한 건설 방법이 제안되었으며, 이는 블레이드 에어포일 주변의 가스 흐름의 균일성과 터빈 스테이지의 효율 수준을 높이는 데 기여합니다. .

키워드:고온 터빈, 작업 블레이드, 플랫폼, 반경방향 클리어런스, 2차 손실.

현대적이고 유망한 항공 가스 터빈 엔진에서는 터빈 앞의 가스 온도와 압축기의 압축비가 지속적으로 증가하며, 이 값의 수준은 표 1에 나와 있습니다. 그러나 증가된 가스 압축 압축기의 비율은 임펠러 블레이드와 터빈 노즐 장치의 높이를 감소시킵니다. 이로 인해 반경 방향 갭의 가스 흐름의 상대 값과 블레이드 간 채널의 2차 가스 에너지 손실이 증가하여 가스 에너지 손실이 증가하고 고압 엔진의 효율이 감소합니다.

표 2는 추력 수준은 동일하지만 연소실 출구의 가스 온도와 설계가 다른 민간 터보팬 엔진의 여러 터보팬 엔진의 기술 매개변수를 보여줍니다. 예를 들어, PW 1400 터보팬 엔진에는 팬과 팬 터빈 샤프트를 분리하는 기어박스가 내장되어 있으며 바이패스 비율이 12로 가장 높습니다.

표 1 - 민간 항공용 신규 엔진에 대한 기술 요구사항

지표 이름	기본 수준의	목표 지표의 역학
지표 이름	2010	2015년	2020	2025년	2030년
개발 단계		1	2	3	4
2010년 엔진의 순항 특정 연료 소비 및 CO 2% 감소.		10–15	15–20		20–30
상대적으로 NOx 배출 감소 ICAO 표준에 따르면 2008년(%)	100	20	45	65	80
표준 Ch에 비해 소음 감소. 4, EPN dB		15	>20		>40
주요 엔진 자원, "수평"/"차가운"부품, 천 비행 주기		20/40	22/45		30/60
항공기 수명주기의 단위 비용 감소(%)	100	5	10	15	25

또한, 이 엔진은 LPT 샤프트가 팬 샤프트보다 약 1.5배 빠르게 회전하기 때문에 최소한의 저압 터빈(LPT) 단을 갖습니다. 내장된 기어박스의 존재로 설명되는 기어 터보팬 엔진의 질량이 약 100kg으로 약간 더 크다는 점에 주의해야 합니다. 또한 기어식 터보팬 엔진은 바이패스 비율이 높기 때문에 연료 소비가 최소화됩니다.

표 2 - 현대 민간 항공기의 터보팬 엔진 매개변수

터보팬 엔진 매개변수	PD–14 2축	비밀번호(1400G) 기어드 터보팬 엔진	도약-X 2축 터보팬 엔진	RB285–70 3축 터보팬 엔진
팬 직경, mm	1900	2057	1905…1980	1830
이륙 추력, kgf	14,0	10,9–15,0	10,9–15,0	13,6
바이패스 비율	8,5	12	10	10
터빈 앞의 가스 온도	원래의	+50 °С	+100°С	–
터보팬 엔진의 압축기 부분의 총 압축비	41	45…50	45…50	40
순항 모드에서의 추력(N=11km, M=0.8), kgf	2430	2400	–	–
특정 연료 소비량, kg/kgf.h	0,526	0,51	0,51	0,51
압축기의 단수	1+3+8	1+피+3+8	1+4+10	1+6+6
터빈의 단계 수	2+6	2+3	2+(6–7)	1+1+6
총 TC 단계 수	20	17	23–24	21
샤프트 수	2	2 (LP축이 기어박스에 의해 분리됨)	2	3
베어링 수	5	6	5	8
발전소 중량, kg	3970	4080	4030(추정)	3890(추정)
NOx 감소 목표 수준 상대. CAEP6	–20…30 %	–50 %	–50 %	–
목표 잡음 마진 수준 상대. 제4장	15dB	16dB	10~15dB	–
애플리케이션	MS–21	MC–21 (A320NEO)	C919, A320NEO	MS-21에 대한 제안

RB285-70 3축 엔진은 베어링 수가 가장 많기 때문에 가장 많은 양의 오일이 필요합니다. 그러나 이 터보팬 엔진은 압축기의 압축비를 높이는 능력의 관점에서 가장 큰 전망을 가지고 있습니다. 왜냐하면 이 문제는 3개의 캐스케이드에서 2개보다 해결하기 쉽기 때문입니다. 분명히, 특정 연료 소비를 줄이기 위해서는 압축기의 전체 압축비 값이 터보팬 엔진의 바이패스비만큼 중요합니다.

쌀. 1 - 단일 스테이지와 작업 블레이드 위에 원통형 흐름 부분이 있는 최신 터보팬 엔진의 터보팬 엔진, h = 40mm

그림에서. 그림 1은 현대 터보팬 엔진의 터빈 설계 다이어그램을 보여줍니다. 단일 스테이지 터보팬 엔진의 작동 블레이드는 플랜지가 없으며 루트 섹션의 코드에 대한 블레이드 높이의 비율은 1.5입니다.

이 엔진의 저압 터빈의 다음 단계는 5.3 이상의 높은 종횡비 블레이드를 갖기 때문에 진동 방지 덮개로 설계되었습니다.

그림에서. 그림 2는 터빈 블레이드 끝부분의 가스 흐름을 계산한 결과를 보여주며, 열린 방사상 간격을 통한 가스 흐름을 볼 수 있습니다. 블레이드 뒷면의 이 가스는 높이를 따라 확산되어 주 흐름과 혼합되며 에너지 손실 계수가 증가할 뿐만 아니라 설계 방향에서 흐름이 빠져나가는 각도가 증가하여 감소합니다. 터빈 블레이드 상부의 가스 팽창 정도. 붕대 선반을 설치하면 이러한 가스 흐름이 제거됩니다.

쌀. 2 – 방사상 간격을 통한 가스 흐름

다수의 현대식 중추력 및 저추력 가스 터빈 엔진은 터빈 블레이드의 높이가 낮게 설계되어 있어 반경방향 간극이 효율에 미치는 영향이 큽니다. 예를 들어 최대 출력이 2500hp인 2단 TVD TV7-117의 1단 임펠러 블레이드는 스테이지 출구의 블레이드 높이가 20mm이고 반경 방향의 작동 값이 블레이드 블레이드의 높이와 관련된 클리어런스는 2.5%와 같습니다. 레이디얼 클리어런스의 영향으로 인한 이 단계의 효율 손실은 약 5%일 수 있습니다. 또한 반경방향 틈새가 원추형인 경우 그림 2와 같이 블레이드 높이를 따라 유동 부분이 열리게 됩니다. 3, 그러면 운영 현장에서 이러한 효율성 손실이 더욱 증가합니다.

쌀. 3 – 줄무늬 HPT 블레이드 위 방사형 여유 공간

1 – 붕대 선반; 2 - 닫힌 반경 방향 클리어런스; 3 – 개방형 방사형 클리어런스; 4 – 가스 흐름 라인; Δ – 반경 방향 클리어런스

그림에서. 그림 3은 두 가지 유형의 반경 방향 틈새를 보여줍니다. 곡선 3이 터빈 2단 노즐 장치의 내부 윤곽을 형성하는 경우, 이 반경방향 틈새를 "개방 반경방향 틈새"라고 합니다. 곡선 2가 SA의 수정된 내부 측면을 형성하는 다른 경우에는 미로 씰의 출구에서 뜨거운 가스가 노즐 장치 선반의 저항을 만나 속도가 느려집니다. 2차 가스 흐름의 출현과 관련된 블레이드의 유압 저항 값을 추정하기 위해 터빈 유로의 개방 여부에 따라 터빈 그리드에 대한 실험적 연구가 수행되었습니다(그림 4a). 연구 결과는 그림 1에 나와 있습니다. 4(b).

쌀. 4 – 가스 에너지 손실 계수(a)에 대한 SA 블레이드의 평평한 캐스케이드 흐름 부분의 윤곽의 자오선 개방의 영향을 연구하기 위한 설치 다이어그램 및 자오선 개방 각도가 다른 SA 캐스케이드 연구 결과 유동 부분 프로파일 γ = 0…45° (b)

그림에서 볼 수 있듯이. 4(b)에서는 터빈 유로가 30° 이상 열리면 최종 손실 수준이 크게 증가합니다. 20°의 작은 터빈 유로 개방으로도 가스 에너지 손실량은 약 두 배로 늘어납니다.

밴딩 선반에 장착된 래버린스 씰을 통과하는 가스의 양은 방사형 여유 공간의 양과 래버린스 씰 자체의 효율성에 따라 달라집니다. 그림 5에 표시된 계단형 미로 씰의 유량 계수는 대략 µ = 0.65 ... 0.7입니다. 여기서 계수 µ는 Stodola 공식을 사용하여 가스가 미로 씰을 통과할 때 가스 흐름의 양을 결정합니다.

(1)

여기서: G는 미로를 통과하는 유량, µ는 유량 계수, F는 간격 면적, P in 및 P out은 미로 입구와 출구의 압력, z는 미로의 수, R은 가스 상수, T는 초기 온도입니다.

가스가 래버린스 씰에 들어갈 때 발생하는 가스 제동 과정의 물리적 그림은 그림 1에 나와 있습니다. 5(a)와 그림. 5B). 이 사진에 표시된 슈라우드 플랜지에는 두 개의 능선이 있지만 전면 능선 구성이 다릅니다. 그림 5b는 직선형보다 더 효과적인 경사형 능선을 보여줍니다.

쌀. 5 – 붕대 선반에 설치된 계단식 미로를 통한 가스 흐름

1 – 터빈 흐름 경로의 회로; 2 – 씰 능선이 있는 붕대 선반; 3 – TVD 블레이드 블레이드

붕대 선반이 없으면 가스의 일부는 축 방향으로 흐르고, 가스의 다른 부분은 원주 방향으로 흐릅니다. 효율성 손실은 다음 종속성에 따라 결정될 수 있습니다.

(2)

여기서: - 반경방향 클리어런스의 효율 손실; – 상대 끝 반경 방향 틈새; – 중간 직경 주변의 축 간격의 가스 밀도; – 화격자에서 가스가 빠져나가는 각도; l과 t는 격자의 코드와 피치입니다.

쌀. 6 – 뒤쪽에서 터빈 블레이드 표면의 유선형 a) 노즐 장치 b) 작업 블레이드

그림에서. 그림 6은 블레이드 끝 영역의 가스 흐름에 대한 2차 전류의 영향에 대한 연구 결과를 보여줍니다. 왼쪽은 실험이고 오른쪽은 계산입니다. 블레이드 높이가 낮으면 2차 전류의 영향을 받는 어레이의 끝 영역이 닫힐 수 있으며 스테이지 효율이 크게 떨어집니다. 냉각 채널을 배치해야 하기 때문에 두꺼운 프로파일을 사용하는 현대 가스 터빈 엔진의 설계된 터빈 어레이에서 2차 전류의 강도를 줄이기 위한 방법을 개발할 필요가 있다는 것은 분명합니다.

쌀. 7 – 평평한(1) 벽과 프로파일(2) 벽이 있는 터빈 그릴

표 3 - 그림 3에 표시된 격자의 기하학적 매개변수 7 및 흐름 매개변수

프로필 현, C(cm)	35.9
그릴 너비, Cah(cm)	29.5
칼날 높이, S(cm)	46
블레이드 높이에 대한 프로파일 현의 비율, C/S	0.78
격자 피치에 대한 프로파일 현의 비율, C/P	1.23
공기 입구 온도, T 0 jn (K)	302
입구의 총 공기압, p 0 jn(Pa)	10 5
그리드 전면에 상대적인 흐름 각도(deg)	35
입구의 평균 질량 속도, U m (m/s)	10
레이놀즈 수 Re m =U m C ax /ν	2.1 10 5
입구 흐름의 난류 강도(%)	5
끝벽의 열유속 밀도, q w (W/m 2)	840

그림에서. 그림 7은 동일한 프로파일과 하나의 피치를 갖는 터빈 블레이드 그리드를 보여줍니다. 격자의 기하학적 매개변수는 표 3에 나와 있습니다. 그림 3에 표시된 프로파일 벽을 사용합니다. 7(b)의 경우 유로 초기 부분의 프로파일 오목면 부근에 함몰부가 위치할 경우 블레이드 간 압력 구배가 국부적으로 감소하지만 횡방향 압력 감소로 인해 이 방법의 실효성은 낮다. 압력 구배는 채널의 짧은 길이에 걸쳐 발생합니다.

S자 모양의 블레이드 프로파일을 사용하는 것이 더 효과적입니다. 이러한 블레이드의 공간 설계 옵션은 그림 1에 나와 있습니다. 8 및 그림 9.

쌀. 8 – 작업 블레이드의 프로파일 부분 수정: a) 방사형 블레이드; b) 세이버 모양의 칼날; c) 입구가 구부러지고 출구 가장자리가 직선인 블레이드

쌀. 9 – "굴곡"이 있는 작동 터빈 블레이드 - 에어포일의 프로파일 부분 뒤쪽에 기대어 있음: a) 슈라우드 없음, 터보팬 블레이드 SAM 146; b) 붕대 선반 포함, Roll Royce Trent 블레이드

그림에서. 그림 9는 줄무늬 터빈 블레이드를 보여줍니다. 루트 부분의 프로필 홈에는 응력 수준 측면에서 중요한 블레이드 섹션의 블레이드 온도를 낮추는 데 도움이 되는 추가 구멍(1)이 있습니다.

다음은 프로파일 후면 에어포일 끝단에 릿지(ridge)를 설치하여 블레이드 에어포일 후면을 따라 2차 전류 확산을 방지하고 나아가 중앙에 와류가 형성되는 것을 방지하는 블레이드의 설계 옵션이다. 그림 10과 같이 채널의 일부.

쌀. 10 - 터빈 배열에서 2차 손실이 발생하는 원리

쌀. 11 – 리브의 기하학적 치수와 터빈 노즐 블레이드 뒷면의 위치 좌표

그림에서. 11은 릿지의 설계도와 블레이드 뒷면의 위치를 보여줍니다. 12 – 능선이 있는 블레이드와 능선이 없는 블레이드에 대한 실험적 연구 결과.

보시다시피 블레이드의 프로파일 부분 뒷면에 설치된 능선은 문제를 완전히 해결하며 대부분의 블레이드는 와류 가스 흐름의 영향을 받지 않습니다. 연구된 격자 뒤의 압력장의 횡단은 2차 가스 흐름의 적분 강도가 감소하지 않았으며 2차 전류가 이전에 블레이드 높이를 따라 확산되었으며 이 설계에서는 블레이드 아래 영역에 집중되었음을 보여주었습니다. 선반. 그러나 블레이드 어레이에서 나오는 가스의 가스 각도 다이어그램이 크게 변경되었으며 블레이드 끝 부분에 인접한 흐름 각도가 증가하는 영역이 감소했으며 이는 유효 작업의 증가 가능성을 직접적으로 나타냅니다. 터빈 단계에서.

쌀. 12 – 리브가 없는 경우(a)와 리브가 있는 경우(b) 뒷면에서 터빈 노즐 블레이드 표면의 유선형

터빈 블레이드 에어포일의 프로파일 부분 뒷면에 능선이 장착된 유사한 설계에 대한 컴퓨터 연구 결과가 그림 1에 나와 있습니다. 13과 14.

쌀. 13 - 띠형 터빈 블레이드 뒷면의 리브 위치 좌표와 기하학적 치수

1 – 터빈 블레이드 블레이드; 2 – 갈비뼈; 3 – 붕대 선반의 접촉 표면

쌀. 14 - 리브가 없고 리브가 있는 뒷면의 터빈 블레이드 표면의 유선형

쌀. 15 – 다양한 유형의 블레이드의 상대 반경방향 클리어런스 값에 대한 터빈 스테이지의 효율 손실 의존성.

1a – 덮개가 없고 틈이 열려 있는 블레이드;

1b – 덮개가 없고 간격이 닫힌 블레이드;

2 – 줄무늬 선반에 직접 흐름 미로가 설치된 줄무늬 블레이드;

3 – 띠 모양 선반에 계단식 미로가 설치된 띠 모양 칼날;

4 – 블레이드 프로파일 부분의 볼록한 측면에 있는 선반 아래에 리브를 설치할 때 띠 선반에 계단식 미로가 설치된 띠 블레이드;

– 상대 방사형 클리어런스(%); Δθ – 스테이지 효율 손실(%)

결론적으로, 터빈 단계에서 작업 블레이드 위의 반경 방향 클리어런스의 상대적 값과 효율 손실에 대한 구조적 구현 특징의 영향에 대한 계산 평가 결과를 고려해 보겠습니다.

그림에서. 그림 15는 다양한 유형의 설계에 대한 상대적 반경방향 클리어런스 값에 대한 터빈 스테이지의 효율 손실의 의존성을 보여줍니다. 볼 수 있듯이 상대 반경 방향 클리어런스 자체의 변화 크기가 중요한 영향을 미칩니다. 왼쪽 A와 오른쪽 B의 경계는 반경 방향 클리어런스의 상대 값에서 현재 사용 가능한 변경 범위를 반영합니다. 따라서 라인 A는 HP 터보팬 엔진 SAM 146의 작동 블레이드에 대한 이 매개변수의 값을 반영하고 라인 B는 HP 터빈 TV 7-117의 첫 번째 단계를 나타냅니다. 또한, 예를 들어 MS 21 항공기에 장착된 설계된 PD 14 터보팬 엔진의 터빈 1단 터보팬의 방사형 클리어런스 값은 1.25%이고 Ka 52 헬리콥터에 장착된 Ardiden N 터보팬입니다. 값 = 2%, 즉 이러한 가스 터빈 엔진에서는 위 매개변수의 값이 변경됩니다. 그림의 데이터 15개는 표 4에 제시되어 있다.

표 4 - 방사형 클리어런스 씰의 설계에 따른 HPT 스테이지의 효율 변화(그림 15 참조)

제품 번호.	방사형 클리어런스 씰 설계 옵션 (그림 15 참조)	Δθ = f(, 방사형 클리어런스 씰의 설계 옵션)
제품 번호.	방사형 클리어런스 씰 설계 옵션 (그림 15 참조)	%	%
1	1a	3,3	6,4
2	1b	2,2	4,25
3	2	1,65	3,2
4	3	1,15	2,15
5	4	0,5	1,1

HP 스테이지의 높은 효율성을 보장하는 HP 임펠러 블레이드를 설계하는 것이 좋습니다.

– 전체 크기 붕대 선반과 계단형 미로 씰이 있으며 융기 부분이 다가오는 가스 흐름을 향해 기울어져 있습니다.

– 공간 설계 블레이드의 프로파일 부분, 높이가 S자 모양이고 볼록한 측면(블레이드 프로파일 부분의 뒷면)에 블레이드의 경사가 있습니다.

– 블레이드 프로파일 부분 뒷면의 깃털 끝 부분에는 블레이드 중앙 영역으로 2차 전류가 확산되는 것을 방지하는 능선을 배치하는 것이 좋습니다.

참고문헌 / 참고자료

Inozemtsev, A. A. 항공기 엔진 및 발전소 설계의 기초: 대학 교과서. 5 T. 2. 압축기. 연소실. 애프터버너. 터빈. 출력 장치 / A. A. Inozemtsev, M. A. Nikhamkin, V. L. Sandratsky. – M .: Mashinostroenie, 2008. – 365p.
Vyunov S.A. 항공 가스터빈 엔진의 제작 및 설계 / S.A. Vyunov, Yu.I. 구세프, A.V. Karpov 및 기타; 일반적으로 에드. 테크 박사. 과학 Khronina D.V. – M.: 기계 공학, 1989, 368 p.
Lokai V.I. 항공기 엔진의 가스 터빈. 이론, 설계 및 계산: 대학 교과서 / V. I. Lokai, M. K. Maksutova, V. A. Strunkin. – M .: Mashinostroenie, 1979. – 447 p.
지리츠키 G.S. 항공가스터빈 / G.S. Zhiritsky. – M .: Oborongiz, 1950. – 512 p.
Skubachevsky G. S. 항공 가스 터빈 엔진 / G. S. Skubachevsky. – M .: 기계 공학, 1969. - 544 p.
Kholshchevnikov K. V., Emin O. N., Mitrokhin V. T. 항공기 블레이드 기계의 이론 및 계산 / K. V. Kholshchevnikov, O. N. Emin, V. T. Mitrokhin. – M .: Mashinostroenie, 1986. – 432 p.
디치 M.E. 터보기계 그리드의 가스 역학 / M. E. Deich. – M.: Energoatomizdat, 1996. – P. 528.
Abians V.Kh. 항공 가스터빈 이론 / V. Kh. – M .: Mashinostroenie, 1979. – 216 p.
파노프 D.O. ANSYS CFX를 사용하여 프로파일된 끝벽이 있는 가스 터빈의 노즐 블레이드 배열 특성 예측 / D. O. Panov, E. M. Smirnov, V. V. Ris // ANSYS ADVANTAGE Journal. 러시아어 판. – 2012. – 17호. – P. 33–38.
Venediktov V.D. 냉각 가스 터빈의 평면 격자의 실험 특성 아틀라스 / V. D. Venediktov, A. V. Granovsky. – M.: CIAM, 1990, – 393p.

영어 참고문헌 목록 /참고자료 ~에 영어

Inozemcev A. A. Osnovy konstruirovanija aviacionnyh dvigatelej i jenergeticheskih ustanovok: Uchebnik dlja VUZov. V 5t. T. 2. 압축. Kamery sgoranija. Forsazhnye 카메라. 터빈. Vyhodnye ustrojstva / A. A. Inozemcev, M. A. Nihamkin, V. L. Sandrackij. – M .: Mashinostroenie, 2008. – 365p.
V'junov P. A. Konstrukcija i proektirovanie aviacionnyh gazoturbinnyh dvigatelej / P. A. V'junov, Ju.I. Gusev, A. V. Karpov 및 기타; 공학 박사 편집 Hronina D. V. – M.: Mashinostroenie, 1989, 368 p.
Lokaj V. I. Gazovye turbiny dvigatelej letatel'nyh apparatov. Teorija, konstrukcija i raschet: Uchebnik dlja vtuzov / V. I. Lokaj, M. K. Maksutova, V. A. Strunkin. – M .: Mashinostroenie, 1979. – 447 p.
Zhirickij G.P. Aviacionnye gazovye turbiny / G.P. Zhirickij. – M .: Oborongiz, 1950. – 512 p.
Skubachevskij G. P. Aviacionnye gazoturbinnye dvigateli / G. P. Skubachevskij. – M .: Mashinostroenie, 1969. - 544 p.
Holshhevnikov K. V., Emin O. N., Mitrohin V. T. Teorija i raschet aviacionnyh lopatochnyh mashin / K. V. Holshhevnikov, O. N. Emin, V. T. Mitrohin. – M .: Mashinostroenie, 1986. – 432 p.
데치 M.E. Gazodinamika reshjotok 터보마신 / M. E. Dejch. – M.: Jenergoatomizdat, 1996. – P. 528.
아비앙 V.H. Teorija aviacionnyh 가스 터빈 / V. H. Abianc. – M .: Mashinostroenie, 1979. – 216 p.
파노프 D.O. Ispol'zovanie ANSYS CFX dlja prognozirovanija harakteristik reshetki soplovyh lopatok gazovoj turbiny s profilirovannoj torcevoj stenkoj / D. O. Panov, E. M. Smirnov, V. V. Ris // Zhurnal ANSYS ADVANTAGE. Russkaja redakcija. – 2012. – V. 17. – P. 33–38.
Venediktov V.D. Atlas jeksperimental'nyh harakteristik ploskih reshetok ohlazhdaemyh gazovyh turbin / V. D. Venediktov, A. V. Granovskij. – M.: CIAM, 1990, – 393p.
벙커 R. P. 축형 터빈 블레이드 팁: 기능, 디자인, 내구성 / R. S 벙커 // 추진력 및 동력 저널. – 2006. – Vol.22. – 2 번 – P. 271–285.

터보 기계의 고압 터빈의 가동 블레이드에는 적어도 하나의 냉각 회로가 포함되어 있습니다. 냉각 회로는 블레이드의 팁과 베이스 사이에서 방사상으로 연장되는 적어도 하나의 공동, 냉각 회로 또는 회로들에 냉각 공기를 공급하기 위한 공동(들)의 한쪽 방사상 단부에 있는 적어도 하나의 공기 입구, 및 복수의 콘센트 슬릿. 출구 슬릿은 공동으로 열리고 블레이드의 후미까지 연장됩니다. 출구 슬릿은 블레이드의 베이스와 팁 사이의 출구 가장자리의 길이를 따라 위치하며 블레이드의 길이방향 축에 실질적으로 수직으로 배향됩니다. 블레이드 에어포일의 베이스에 가장 가까운 적어도 하나의 출구 슬롯은 블레이드의 회전축에 대해 10°~30°의 각도로 블레이드 상단을 향해 기울어져 있습니다. 본 발명의 목적은 깃털의 바닥에 가장 가까운 출구 슬롯이 균열을 일으키지 않도록 하는 것입니다. 2엔. 그리고 월급 3개 f-ly, 2 병.

RF 특허 2297537에 대한 도면

발명이 관련된 기술분야

본 발명은 넓은 영역의 이동 가능한(즉, 로터) 터빈 블레이드에 관한 것이며, 보다 구체적인 측면에서는 이동 가능한 고압 터빈 블레이드의 후미에 위치하는 냉각 공기 배출 슬롯에 관한 것입니다.

최신 기술

알려진 바와 같이, 터보기계는 일반적으로 혼합물이 연소되기 전에 공기가 연료와 혼합되는 연소실을 포함합니다. 연소 중에 생성된 가스는 챔버의 하류 부분으로 이동한 다음 고압 터빈으로 들어갑니다. 고압 터빈은 일반적으로 터빈 로터의 원주 방향으로 배열된 하나 이상의 이동 가능한 터빈 블레이드 열을 포함합니다. 따라서 고압 터빈의 움직이는 블레이드는 매우 높은 연소 가스 온도에 노출됩니다. 이러한 온도는 이러한 가스와 접촉하는 가동 블레이드가 손상 없이 견딜 수 있는 온도보다 상당히 높은 값에 도달하며, 이는 가동 블레이드의 내구성을 제한합니다.

이 문제를 해결하기 위한 알려진 접근 방식은 블레이드의 온도를 낮추도록 설계된 내부 냉각 회로를 블레이드에 제공하는 것입니다. 이러한 회로를 사용할 때 냉각 공기는 일반적으로 루트(탱크)를 통해 블레이드 내부로 유입되고, 블레이드 내부에 형성된 공동으로 정의된 경로를 따라 블레이드를 통과하며, 블레이드 표면으로 나가는 배출구를 통해 배출됩니다(참조: , 예를 들어 미국 특허 번호 6174134 및 6224336). 또한, 미국 특허 제6,164,913호(본 발명의 가장 가까운 선행 기술을 설명함)에는 터빈 블레이드의 냉각 공기 출구가 베이스와 정점 사이의 블레이드 에어포일의 후미 에지를 따라 분포된 슬롯일 수 있다는 것이 알려져 있습니다. 블레이드의 세로축에 실질적으로 수직으로 위치합니다.

냉각회로를 갖춘 고압터빈 블레이드는 주조나 성형에 의해 제조되는 것으로도 알려져 있다. 슬롯, 특히 냉각 회로의 슬롯 배치는 일반적으로 금속을 붓기 전에 금형 내에서 서로 평행하게 배치되는 로드 또는 코어에 의해 제공됩니다. 이러한 금속 주입을 용이하게 하기 위해 블레이드 블레이드 베이스에 가장 가까운 냉각 공기 배출구 슬롯은 일반적으로 다른 슬롯보다 크게 만들어집니다.

그러나 실제로는 블레이드 블레이드 베이스에 가장 가까운 배출구 슬롯이 제대로 냉각되지 않는 것으로 나타났습니다. 크기가 증가하고 블레이드 회전에 의해 생성되는 원심력으로 인해 이 배출구 슬롯에서 나오는 공기는 블레이드 끝쪽으로 편향되는 경향이 있습니다. 이로 인해 블레이드의 뒤쪽 가장자리 근처에 상당한 온도 구배가 생성되어 이 틈 수준에서 균열이 나타나게 되고, 이는 특히 블레이드의 내구성을 감소시킵니다. 이러한 높은 온도 구배는 또한 전도를 통해 블레이드 베이스와 블레이드 플랜지 사이의 접합 영역으로 전파되는 경향이 있습니다.

발명의 본질

본 발명에 의해 해결되어야 할 문제는 이러한 어려움을 제거하고 냉각 제거를 위해 블레이드 베이스에 가장 가까운 출구 슬롯의 새로운 형상을 갖는 이동 가능한(즉, 작업 또는 회전자) 고압 터빈 블레이드를 생성하는 것입니다. 이 슬롯이 균열을 일으키지 않도록 공기. 본 발명은 또한 매우 높은 기계적 응력을 받는 부분인 블레이드의 전체적인 기계적 강도를 손상시키지 않는 것을 목표로 합니다. 본 발명의 주제는 또한 그러한 가동 블레이드를 갖춘 고압 터빈이다.

본 발명에 따르면, 문제에 대한 해결책은 터보 기계에 새로운 이동 가능한 고압 터빈 블레이드를 생성함으로써 달성된다. 본 발명에 따른 블레이드는 블레이드의 팁과 베이스 사이에 방사상으로 연장되는 적어도 하나의 공동, 냉각을 공급하기 위한 공동 또는 공동의 한쪽 방사상 단부에 있는 적어도 하나의 공기 입구에 의해 형성되는 적어도 하나의 냉각 회로를 포함한다. 냉각 회로로 공기가 들어가고 여러 개의 출구 슬릿이 공동으로 열려 블레이드의 후미까지 연장됩니다. 상기 출구 슬릿은 블레이드의 베이스와 팁 사이의 출구 가장자리의 길이를 따라 위치되며 블레이드의 길이방향 축에 실질적으로 수직으로 배향됩니다. 본 발명에 따른 블레이드는 블레이드 블레이드의 베이스에 가장 가까운 적어도 하나의 출구 슬롯이 블레이드의 회전축에 대해 10°~30°의 각도로 블레이드의 상단을 향해 기울어져 있는 것을 특징으로 합니다. .

이 경우, 블레이드 블레이드 베이스에 가장 가까운 출구 슬롯을 통해 배출되는 냉각 공기는 슬롯 수준에서 균열이 형성되는 것을 제거하는 방식으로 이 슬롯의 전체 표면 위로 향하게 됩니다. 이 간격의 특별한 기하학적 구조는 이 간격 수준의 국지적 온도를 약 5% 감소시키는 것을 가능하게 합니다. 또한, 이 간격의 기하학적 구조는 블레이드가 노출되는 다양한 기계적 응력에 대한 블레이드의 저항을 손상시키지 않습니다.

최적으로 블레이드 블레이드 베이스에 가장 가까운 배출구 슬롯의 경사는 약 20°입니다.

블레이드 익형의 베이스와 고압 터빈을 통한 연소 가스의 흐름을 위한 칸막이를 형성하는 선반 사이의 전이(연결) 영역의 온도를 낮추기 위해 출구 슬롯의 상류 끝은 블레이드 에어포일의 베이스는 본질적으로 이 전이 영역에서 형성됩니다. 이 경우, 블레이드 에어포일의 베이스에 가장 가까운 출구 슬롯의 상류 끝의 날카로운 모서리는 출구 슬롯에서 제거된 공기의 방향이 전이 영역으로 용이하도록 연마됩니다.

작화 일람

본 발명의 예, 그 추가적인 특징 및 장점은 첨부 도면을 참조하여 아래에서 더 자세히 설명될 것이다.

도 1은 본 발명에 따른 고압 터빈의 가동 블레이드의 사시도를 도시한다.

도 2는 블레이드 에어포일의 베이스에 가장 가까운 냉각공기출구의 구성을 도시한 도 1의 블레이드의 일부를 확대한 도면이다.

발명의 구현 가능성을 확인하는 정보

도 1은 터보 기계의 고압 터빈의 가동 블레이드(10)의 사시도를 도시한다. 세로축 X-X를 갖는 이 블레이드는 일반적으로 헤링본 프로파일을 갖는 자루(12)에 의해 고압 터빈의 로터 디스크(도시되지 않음)에 장착됩니다. 일반적으로 블레이드는 베이스(14), 팁(16), 상류 앞쪽 가장자리(18) 및 하류쪽 가장자리(20)를 가지고 있습니다. 꼬리(12)는 플랜지(22) 수준에서 블레이드 베이스(14)에 연결되어 있습니다. 고압 터빈을 통한 연소 가스의 흐름.

이러한 블레이드는 매우 높은 온도의 연소 가스에 노출되므로 냉각이 필요합니다. 이를 위해, 알려진 방식으로 가동 블레이드(10)는 적어도 하나의 내부 냉각 회로를 포함한다. 상기 냉각 회로는 예를 들어 블레이드의 베이스(14)와 팁(16) 사이에서 방사상으로 연장되는 적어도 하나의 공동(24)으로 구성된다. 이 공동에는 입구(표시되지 않음)를 통해 방사형 끝 중 하나에서 냉각 공기가 공급됩니다. 이 입구는 일반적으로 블레이드 루트(12)의 높이에 제공됩니다. 복수의 출구 슬릿(26)도 제공되며, 이는 공동(24) 내로 개방되고 블레이드 출구 가장자리(20) 상으로 연장되어 공동 내에 유동하는 냉각 공기를 배출한다. 이러한 냉각 공기 출구 슬릿(26)은 전형적으로 블레이드의 베이스(14)와 팁(16) 사이의 출구 가장자리(20)를 따라 분포되고 블레이드의 길이방향 축(X-X)에 실질적으로 수직으로 배향된다.

도 2는 블레이드 페더(10)의 베이스(14)에 가장 가까운 출구 슬롯(28)의 형상을 더 명확하게 도시한다. 본 발명에 따르면, 블레이드 페더의 베이스에 가장 가까운 출구 슬롯(28)은 블레이드 페더의 상부(16)에 대해 경사지게 만들어진다. 블레이드 회전축에 대해 10°~30° 각도로 블레이드(제시되지 않음). 바람직하게는, 이 출구 슬롯의 경사각은 20°이다. 에어포일 블레이드의 베이스에 가장 가까운 배출구 슬롯의 특정 경사각은 슬롯 수준의 온도를 동일하게 하여 열 스트레스를 받는 모든 영역을 제거하는 것을 가능하게 합니다. 이 출구 슬롯을 통해 배출된 냉각 공기는 출구 슬롯(28)의 거의 전체 표면을 덮고 국지적 온도를 약 5%만큼 감소시킵니다. 이로 인해 블레이드 에어포일 베이스에 가장 가까운 출구 슬롯 수준에서 균열이 발생할 위험이 완전히 제거되고 블레이드의 수명이 늘어납니다.

본 발명의 유리한 특징에 따르면, 블레이드 루트(14)에 가장 가까운 출구 슬롯(28)의 상류 단부(28a)는 연소 가스의 유동측 상의 블레이드 블레이드 베이스(14)와 플랜지(22) 사이의 전이 구역(30)에 실질적으로 형성된다. . 이 경우, 이 출구 슬롯을 통해 배출되는 공기는 열 전도성으로 인해 전이 영역(30)을 냉각시키는 경향이 있으며, 따라서 블레이드 에어포일의 베이스(14)와 선반(22) 사이의 전이 영역(30)의 온도는 약 1.5% 감소한다. 전이 구역(30)의 냉각을 향상시키기 위해, 출구 슬롯(28)의 상류 단부(28a)의 날카로운 모서리는 출구 슬롯으로부터 이 구역(30)으로 배출되는 공기의 방향을 용이하게 하도록 연삭된다. 블레이드 에어포일의 베이스에 가장 가까운 출구 슬롯(28)은 연결 영역(30)에 위치하지 않으며, 이러한 특별한 슬롯 형상은 다양한 기계적 응력에 대한 블레이드(10)의 저항에 영향을 미치지 않습니다.

주장하다

1. 적어도 하나의 냉각 회로를 포함하는 터보 기계의 고압 터빈의 가동 블레이드로서, 블레이드의 상부(16)와 베이스(14) 사이에서 방사상으로 연장되는 적어도 하나의 공동(24)에 의해 형성된다( 10), 냉각 회로 또는 회로들에 냉각 공기를 공급하기 위한 공동(들)의 하나의 방사상 단부에 있는 적어도 하나의 공기 입구 및 공동(들) 내로 개방되고 후연까지 연장되는 복수의 출구 슬릿(26)을 따라( 20) 블레이드의 출구 슬릿은 블레이드의 상부와 베이스 사이의 출구 가장자리의 길이를 따라 위치하며, 본질적으로 블레이드의 길이방향 축(X-X)에 수직인, 적어도 하나의 출구 슬롯(28) 블레이드 익형의 베이스에 가장 가까운 는 블레이드의 회전축에 대해 10~30° 각도로 블레이드의 정점을 향해 기울어져 있습니다.

제1항에 있어서, 블레이드 블레이드의 베이스에 가장 가까운 출구 슬롯(28)의 경사는 대략 20°인 것을 특징으로 하는 블레이드.

제1항 또는 제2항에 있어서, 블레이드 에어포일의 베이스에 가장 가까운 출구 슬롯(28)의 상류 단부(28a)는 본질적으로 블레이드 에어포일의 루트 사이의 전이 영역(30)에 형성되는 것을 특징으로 하는 블레이드. 블레이드 에어포일과 선반(22)은 고압 터빈을 통과하는 연소 가스의 흐름을 위한 칸막이를 형성합니다.

제3항에 있어서, 블레이드 블레이드의 베이스에 가장 가까운 출구 슬롯(28)의 상류 단부(28a)의 날카로운 모서리가 연마되는 것을 특징으로 하는 블레이드.

5. 이전 단락 중 어느 하나에 따른 여러 개의 가동 블레이드(10)를 포함하는 것을 특징으로 하는 터보기계의 고압 터빈.

HPT 로터는 임펠러(작동 블레이드가 있는 디스크), 미로 디스크 및 HPT 샤프트로 구성됩니다.

HP 작업 블레이드는 냉각되어 있으며 생크, 다리, 깃털 및 가리비가 있는 붕대 선반으로 구성됩니다. 냉각 공기는 생크에 공급되어 블레이드 에어포일 몸체의 방사형 채널을 통과하고 블레이드 에어포일의 전면 및 후면 부분에 있는 구멍을 통해 유동부로 빠져나갑니다. 디스크의 각 홈에는 2개의 블레이드가 설치됩니다. 블레이드는 "크리스마스 트리" 유형의 잠금 장치를 사용하여 디스크에 연결됩니다. 미로 디스크와 HPT 디스크는 HPT로 인해 공기에 의해 냉각됩니다.

저압 터빈은 로터와 LPT 노즐 장치가 있는 터빈 지지 하우징으로 구성됩니다. LPT 로터는 임펠러(작동 블레이드가 있는 디스크)와 LPT 샤프트로 구성되며 볼트로 서로 연결됩니다. TND 로터의 작동 블레이드는 냉각되지 않으며 "크리스마스 트리" 유형 잠금 장치를 사용하여 디스크에 연결됩니다. 디스크는 HPC에서 가져온 공기로 냉각됩니다.

터빈 지지 하우징에서, 외부 쉘과 내부 쉘은 터빈의 두 번째 단계의 노즐 장치의 중공 블레이드 내부에서 작동하는 스트러트에 의해 서로 연결됩니다. 석유 및 항공 통신 파이프라인도 블레이드를 통과합니다. 터빈 지지 하우징에는 저압 및 고압 로터 지지대의 후방 베어링용 어셈블리가 포함되어 있습니다.

섹터당 3개의 블레이드로 구성된 섹터 형태로 주조된 노즐 블레이드는 고압 엔진의 4단계에서 흡입된 공기에 의해 냉각됩니다.

팬 터빈은 회전자와 고정자로 구성됩니다. 팬 터빈 고정자는 섹터당 5개의 블레이드가 있는 별도의 주조 섹터에서 조립된 하우징과 5개의 노즐 장치로 구성됩니다. 팬 터빈 로터는 디스크 드럼 설계입니다. 디스크는 볼트로 서로 연결되고 팬 터빈 샤프트에 연결됩니다. 노즐과 작동 블레이드 모두 냉각되지 않습니다. 팬 터빈 디스크는 HPC에서 가져온 공기로 냉각됩니다. TV 로터의 모든 단계의 작동 블레이드는 밴드로 묶여 있으며 "크리스마스 트리" 잠금 장치를 사용하여 디스크에 연결됩니다.

터빈 배출구는 후면 지지 하우징, 내부 회로 제트 노즐 및 스태커로 구성됩니다.

후방 터빈 지지 하우징에는 후방 엔진 마운트 구성요소를 항공기에 부착하기 위한 장소가 있습니다. 후방 엔진 마운트는 후방 마운트 하우징 외부 쉘의 일부인 포스 링에 장착됩니다. 팬 로터 베어링 어셈블리는 하우징 내부에 있습니다.

하우징의 내부 쉘과 외부 쉘을 연결하는 랙에는 팬 로터의 후면 지지대를 위한 통신 장치가 포함되어 있습니다.

TO 및 TR 구역의 작동 모드
이 구역의 운영 모드는 연간 근무일 수, 교대 기간 및 수, 교대 시작 및 종료 시간, 시간 경과에 따른 생산 프로그램 분포를 특징으로 하며 릴리스 일정과 일치해야 합니다. 그리고 라인에서 자동차가 돌아옵니다. EO 및 TO-1에 대한 작업은 교대근무 사이에 수행됩니다. 교대근무 시간은...

TR 게시물 수 계산
Mmzp = Pucho / Frm∙ Рср∙ n ∙ ŋ , (13) 고정 작업장 현장에서 TR 작업을 위한 Pucho 생산 프로그램이 수행되는 경우(인수); Frm - 직장 시간 기금; Рср - 게시물 1개당 평균 근로자 수, 사람; Рср=2명; n - 하루 근무 교대 횟수; n=1; ŋ=0.85-사용계수...

사이트 프로그램 정의
현장 프로그램은 확립되거나 계산된 작업량입니다. 수리 창고 섹션의 작업량은 수리 창고에 들어가는 차량 수에 따라 다릅니다. 따라서 APU 프로그램은 특정 창고의 계획된 프로그램과 일치합니다. , 트롤리 섹션 프로그램은 이 섹션이 다음으로부터 모든 카트를 수신한다는 점을 고려합니다.

대학원 공부

2.1 HP 블레이드의 강도 계산

축형 터빈의 작동 블레이드는 가스 터빈 엔진의 매우 중요한 부분이며, 안정적인 작동이 엔진 전체의 신뢰성을 결정합니다.

블레이드에 작용하는 하중

가스 터빈 엔진이 작동하는 동안 정적, 동적 및 온도 하중이 로터 블레이드에 작용하여 복잡한 응력 패턴을 유발합니다.

우리는 정적 하중의 영향만을 고려하여 블레이드 깃털의 강도를 계산합니다. 여기에는 로터가 회전하는 동안 나타나는 블레이드 질량의 원심력과 블레이드 에어포일의 프로파일 주위로 가스가 흐를 때 앞뒤의 가스 압력 차이로 인해 발생하는 가스 힘이 포함됩니다. 블레이드.

원심력은 인장, 굽힘 및 비틀림 변형을 일으키는 반면, 가스 힘은 굽힘 및 비틀림 변형을 유발합니다.

원심력으로 인한 비틀림 응력, 약하게 비틀린 압축기 작동 블레이드의 가스 힘은 작으므로 무시됩니다.

원심력으로 인한 인장 응력이 가장 중요합니다.

굽힘 응력은 일반적으로 인장 응력보다 작으며 필요한 경우 가스 힘으로 인한 블레이드의 굽힘 응력을 줄이기 위해 원심력으로 인한 굽힘 모멘트가 가스 힘으로 인한 모멘트의 부호와 반대가 되도록 설계됩니다. 후자를 줄이세요.

계산 중 가정

블레이드의 강도를 계산할 때 다음과 같은 가정을 합니다.

· 우리는 블레이드를 캔틸레버 빔으로 간주합니다. 아프다 N 디스크 림에 위치;

· 변형부 유형별로 응력이 결정됩니다. 비 하지만;

· 블레이드 에어포일의 고려되는 부분의 온도는 동일한 것으로 간주됩니다. 온도 스트레스 없음쯧쯧;

· 우리는 블레이드가 단단하다고 가정하고 힘과 모멘트의 영향으로 인한 블레이드의 변형을 무시합니다.

· 블레이드의 변형이 탄성 영역에서 발생한다고 가정합니다. 블레이드 페더의 응력은 비례 한계를 초과하지 않습니다.

· 칼날의 온도는 깃털의 길이에 따라서만 변합니다.

계산 목적

고압 터빈 블레이드의 강도를 계산하는 목적은 블레이드 에어포일의 길이를 따라 다양한 단면에서 응력과 안전 여유를 결정하는 것입니다.

설계 모드로는 최대 로터 속도와 엔진을 통한 최대 공기 흐름 모드를 선택합니다. 이러한 조건은 엔진의 작동 모드, 즉 회전 속도가 12220rpm에 해당합니다.

초기 데이터

1. 블레이드 재질 : ZhS-6K.

2. 블레이드 길이 = 0.052m.

3. 루트 섹션의 반경 = 0.294m.

4. 주변 섹션의 반경 R p = 0.346 m.

5. 붕대 선반의 부피 m 3.

6. 익형 단면 프로파일의 현 = 0.0305m.

7. 단면의 최대 프로파일 두께:

· 루트 섹션 m에서;

· 중간 섹션 m;

· 주변 섹션 m.

8. 섹션 내 프로파일 중심선의 최대 프로파일 처짐 Cmax:

· 루트 섹션 m에서;

· 중간 섹션 m;

· 주변 섹션 m.

9. 섹션별 프로파일 설치 각도:

· 루트 섹션에서 = 1.0664(rad);

· 중간 부분 = 0.8936(rad);

· 주변 섹션에서 = 0.8116(rad).

10. 원주 방향의 평균 반경에서 가스 힘의 강도:

11. 축 방향의 가스 힘의 강도

12. 임펠러의 회전 속도 n = 12220rpm.

13. 블레이드 재료의 밀도 = 8250kg/m3.

14. 냉각된 터빈 블레이드의 경우 블레이드 길이의 2/3(주변 부분에서)에서 온도가 일정하고 1/3(루트에서)에서 삼차 법칙에 따라 온도가 변한다고 가정할 수 있습니다. 포물선:

여기서 X는 루트 섹션에서 계산된 섹션까지의 거리입니다.

t L - 설계 섹션의 블레이드 온도;

t LS - 중간 반경의 블레이드 온도(열가스 역학 계산에서)

t LC는 루트 섹션의 블레이드 온도입니다.

15. 블레이드 온도에 따라 장기 강도 한계를 선택합니다.

강도 기준에 따르면 터빈 블레이드 프로파일 부분의 정적 강도에 대한 최소 여유는 1.3 이상이어야 합니다.

컴퓨터 계산

Statlop.exe 프로그램을 사용하여 계산을 수행합니다. 결과는 표 2.1에 나와 있습니다.

표 2.1 - 블레이드 강도 계산 결과

그림 2.1 - 단면 전체의 총 블레이드 응력 분포 그래프

그림 2.2 - 단면에 따른 블레이드의 안전율 분포 그래프

고압 터빈 블레이드 익형의 정적 강도에 대한 계산이 이루어졌습니다. 사용된 재질은 내열강 ZhS-6K였습니다. 모든 단면에서 획득된 안전 여유 값은 강도 기준을 만족합니다.

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블레이드의 강도를 계산하는 목적은 블레이드 블레이드의 길이를 따라 다양한 단면에서 정적 응력과 안전 여유를 결정하는 것입니다.

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계산을 수행하기 위해 블레이드 깃털을 높이가 동일한 여러 섹션으로 나누고 주변에서 루트 섹션까지 계산을 수행하여 하중을 합산하고 응력을 계산합니다.

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터빈(그림 2.13)은 축형, 2단계이며 단일 단계 HPT와 단일 단계 LPT로 구성됩니다. 두 터빈 모두 공냉식 노즐과 로터 블레이드를 갖추고 있습니다. 감소된 스로틀 작동 모드에서는 엔진 효율을 높이기 위해 터빈 냉각이 부분적으로 꺼졌습니다.

터빈 부품의 주요 매개변수와 재료는 각각 표 2.3과 2.4에 나와 있습니다.

표 2.3 - 기본 터빈 데이터

	매개변수	가치

	전체 가스 압력의 감소 정도
	정체 유동 매개변수를 기반으로 한 터빈 효율
	주변 속도, m/s.
	로터 속도, rpm.
	부싱 비율
	터빈 입구의 가스 온도

표 2.4 - 터빈 부품의 재료

표 2.4 - 계속

			EP-868-Sh (중간부) VT-9

그림 2.13 - 터빈 AL-31F

2.5.2 고압 터빈 설계

고압터빈은 엔진 및 항공기 유닛의 구동박스에 설치된 고압 압축기와 유닛을 구동하도록 설계된다. 터빈은 회전자와 고정자로 구성됩니다.

터빈 로터(그림 2.14)는 작동 블레이드 1, 디스크 2, 축 3 및 샤프트 4로 구성됩니다.

그림 2.14 - HPT 로터

작업 블레이드(그림 2.15)는 사이클론-와류 냉각 방식을 사용하여 속이 빈 주조형입니다. 내부 캐비티에는 냉각 공기의 흐름을 구성하기 위해 핀, 파티션 및 터뷸레이터가 제공됩니다.

블레이드(1)의 프로파일 부분은 선반(3)과 확장된 잠금 장치(2)에 의해 잠금 장치(2)에서 분리됩니다.

다리 (4). 블레이드의 플랜지가 결합되면 블레이드의 잠금 부분이 과열되지 않도록 보호하는 원추형 쉘을 형성합니다. 상대적으로 굽힘 강성이 낮은 긴 다리는 블레이드 프로파일 부분의 진동 응력 수준을 감소시킵니다. "헤링본" 유형의 3구 잠금 장치(5)는 블레이드에서 디스크로 반경 방향 하중의 전달을 보장합니다. 자물쇠의 왼쪽 부분에 만들어진 톱니(6)는 블레이드가 흐름을 따라 움직이는 것을 고정하고, 홈(7)은 고정 요소와 함께 블레이드가 흐름을 거슬러 움직이는 것을 방지합니다(그림 2.16).

그림 2.15 - HPT 작업 블레이드

그림 2.16 - HPT 작업 블레이드의 축방향 고정

1-컷아웃; 2-디스크; 3블레이드; 4판 잠금 장치

작업 블레이드의 축 방향 고정은 톱니와 플레이트 잠금 장치에 의해 수행됩니다. 플레이트 잠금 장치(블레이드 2개당 1개)(8)는 컷아웃이 만들어지는 디스크(9)의 세 위치에 있는 블레이드 홈에 삽입되고 블레이드 림의 전체 원주를 따라 가속됩니다. 디스크의 컷아웃 위치에 설치된 플레이트 잠금 장치는 특별한 모양을 가지고 있습니다. 이 잠금 장치는 변형된 상태로 장착되며 곧게 펴서 블레이드의 홈에 맞습니다. 플레이트 잠금 장치를 곧게 펴면 블레이드가 반대쪽 끝에서 지지됩니다.

로터 블레이드의 진동 응력 수준을 줄이기 위해 상자 모양 구조의 댐퍼가 선반 아래 로터 블레이드 사이에 배치됩니다(그림 2.17). 원심력 댐퍼의 작용으로 로터가 회전하면 진동 블레이드 플랜지의 내부 표면에 눌려집니다. 두 개의 인접한 선반이 서로 접촉하는 지점의 마찰로 인해 블레이드의 진동 에너지가 소산되어 블레이드의 진동 응력 수준이 감소합니다.

그림 2.17 - 댐퍼

터빈의 디스크(그림 2.18)에 스탬프를 찍고 기계 가공을 합니다. 디스크의 주변 부분에는 90개의 작업 블레이드를 고정하기 위한 "헤링본" 유형의 홈, 블레이드의 축 고정을 위한 플레이트 잠금 장치를 배치하기 위한 홈(1) 및 작업 블레이드를 냉각시키는 공기를 공급하기 위한 경사 구멍(2)이 있습니다. 두 개의 어깨 부분, 디스크의 왼쪽 표면 및 소용돌이 장치로 구성된 리시버에서 공기가 흡입됩니다. 디스크 블레이드의 오른쪽 평면에는 미로 씰의 숄더(3)와 디스크를 분해할 때 사용되는 숄더(4)가 있습니다. 디스크의 평평한 허브 부분에는 샤프트, 디스크 및 터빈 로터 축을 연결하는 맞춤 볼트용 원통형 구멍(5)이 있습니다.

그림 2.18 - HPT 디스크

로터는 웨이트(2.19)를 사용하여 균형을 이루고 디스크 숄더의 홈에 고정되고 잠금 장치로 고정됩니다. 잠금 생크는 균형추 위로 구부러져 있습니다.

그림 2.19 –로터 밸런싱 웨이트 고정 장치

축(1)(그림 2.20)은 로터가 롤러 베어링 위에 놓이도록 보장합니다. 왼쪽 플랜지는 트러니언의 중심을 잡고 이를 터빈 디스크에 연결합니다.

래버린스 씰의 부싱(2)은 트러니언의 외부 원통형 홈에 위치합니다. 부싱의 축방향 및 원주방향 고정은 방사형 핀(3)을 통해 수행됩니다. 원심력의 영향으로 핀이 떨어지는 것을 방지하기 위해 핀을 누른 후 부싱의 구멍을 굴립니다.

래버린스 씰 부싱 아래의 트러니언 생크 외부 부분에는 캐슬 너트로 고정된 접촉 씰(그림 2.21)이 있습니다. 너트는 플레이트 잠금 장치로 고정되어 있습니다.

트러니언 내부에는 접점 부싱과 래버린스 씰이 원통형 밴드 중앙에 위치합니다. 부싱은 트러니언의 나사산에 나사로 고정된 캐슬 너트에 의해 제자리에 고정됩니다. 너트는 크라운의 안테나를 트러니언의 끝 슬롯에 구부려 고정됩니다. 접점 씰은 그림 2.22에 나와 있습니다.

그림 2.20 - HPT 트러니언

그림 2.21 - 접촉 씰 어셈블리

1-부싱; 2-흑연 링; 3-트러니언; 4-클로 너트

그림 2.22 - 접촉 씰 어셈블리

1-강철 부싱; 2-스페이서 부싱; 3-봄; 4-흑연 링

고압 터빈의 고정자는 외부 링(1), 노즐 블레이드 블록(2), 내부 링(3), 회전 장치(4), 방사상 틈새 안정화 장치(그림 2.23)로 구성됩니다. 5), 밸브 장치 및 공기 대 공기 열교환기(6).

그림 2.23 - HPT 고정자

외부 링(그림 2.24)은 연소실 하우징과 터빈 하우징 사이에 플랜지가 있는 원통형 쉘입니다. 링의 왼쪽에는 연소실의 화염 튜브(3)를 지지하고 노즐 장치 블레이드의 외부 플랜지에 냉각 공기를 공급하는 나사(1)에 쉘(2)이 부착되어 있습니다. 반경방향 틈새를 보장하기 위한 장치 4가 링의 오른쪽에 매달려 있습니다.

그림 2.24 - HPT 고정자의 외부 링

노즐 장치의 블레이드는 14개의 3블레이드 블록으로 결합됩니다. 블레이드 블록의 외부 플랜지는 외부 링의 홈에 설치되고 나사로 고정됩니다. 블레이드 블록은 주조되어 있으며 디플렉터가 삽입되어 두 곳에 납땜되어 있으며 납땜된 하부 플랜지 트러니언이 있습니다. 가스 누출을 방지하기 위해 노즐 블레이드 블록 사이의 접합부는 각 블록의 첫 번째 및 세 번째 블레이드의 플랜지 끝 부분에 있는 슬롯에 설치된 금속판으로 밀봉됩니다.

내부 링(그림 2.25)은 원추형 다이어프램이 용접되는 부싱과 플랜지가 있는 쉘 형태로 만들어집니다. 링(1)의 바깥쪽에는 노즐 블레이드 블록의 축(3) 중심에 놓이는 14개의 부싱(2)이 있습니다. 커버(4)는 냉각공기공간을 형성하는 역할을 한다. 내부 링(1)의 왼쪽 플랜지에는 쉘(6)이 나사(5)로 부착되어 있으며, 그 위에 화염 튜브(7)가 놓입니다. 또한 노즐 장치 블레이드의 내부 플랜지를 냉각시키는 OCS로부터 2차 공기 공급을 제공합니다.

오른쪽 플랜지(4)에는 용접된 쉘 구조인 비틀림 장치(8)가 용접되어 있습니다(그림 2.26). 선회장치는 터빈의 회전방향으로의 가속 및 선회에 의해 회전익에 흐르는 공기를 공급하고 냉각하도록 설계된다. 내부 쉘의 강성을 높이기 위해 세 개의 강화 프로파일(9)이 용접되어 있습니다. 냉각 공기의 가속 및 소용돌이는 소용돌이 장치의 테이퍼링 부분에서 발생합니다.

그림 2.25 - HPT 고정자의 내부 링

그림 2.26 –TVD 공기 소용돌이 장치의 노즐장치

반경방향 틈새 안정화 장치(그림 2.27)는 상승 모드에서 터빈의 효율을 높이도록 설계되었습니다. 이는 링의 열 상태와 그에 따른 직경이 냉각에 의해 안정화되는 링입니다. 모드가 증가함에 따라 블레이드와 디스크의 가열과 원심력에 따른 신장으로 인해 로터의 직경이 증가하면 반경 방향 간격의 값이 감소하여 간격을 통한 흐름이 감소하고 터빈 효율 증가. 전기침식으로 만들어진 벌집 모양의 인서트는 "C"자 모양의 섹터가 있는 링에 고정됩니다. 원주 방향에서는 인서트가 레이디얼 핀으로 고정됩니다. 블레이드가 인서트에 닿으면 상호 마모가 발생하여 블레이드가 파손되는 것을 방지합니다.

그림 2.27 -레이디얼 클리어런스 조절 장치 조립

1 – 핀; 2 – 제트기; 3 – 링; 4 - "C" 모양의 요소; 5 – 삽입; 6 – 벌집; 7 - 화면