Турбомашина (варианты) и газотурбинный двигатель

Турбомашина содержит ротор, определяющий продольную ось турбомашины, и лопатку, соединенную с ротором, и упрочняющую полосу. Упрочняющая полоса соединена с лопаткой и выполнена с возможностью противодействия расслоению лопатки путем приложения сжимающей нагрузки к лопатке турбомашины. Упрочняющая полоса расположена на лопатке у наружной ее части и на некотором расстоянии от ротора в радиальном направлении. В другом варианте лопатка турбомашины содержит первый и второй слои слоистого материала, а упрочняющая полоса выполнена с возможностью противодействия расслоению первого и второго слоев слоистого материала путем приложения сжимающей нагрузки для сжатия вместе указанных слоев. Другое изобретение относится к газотурбинному двигателю, содержащему компрессор, имеющий лопатки, камеру сгорания, турбину, имеющую лопатки, и упрочняющую полосу, соединенную с лопаткой компрессора или турбины. Указанная лопатка содержит первый и второй слои слоистого материала. Упрочняющая полоса выполнена с возможностью противодействия расслоению первого и второго слоев слоистого материала путем приложения сжимающей нагрузки для сжатия вместе указанных слоев. Упрочняющая полоса расположена на лопатке у наружной ее части и на некотором расстоянии от ротора компрессора или турбины в радиальном направлении. Группа изобретений позволяет повысить долговечность лопаток турбомашины. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

ЗАЯВЛЕНИЕ О ГОСУДАРСТВЕННОМ ФИНАНСИРОВАНИИ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИХ РАБОТ

[0001] Данное изобретение выполнено при поддержке правительства в рамках гранта DE-FC26-05NT42643 Министерства энергетики. Правительство имеет определенные права на изобретение.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0002] Настоящее изобретение относится к турбомашинам и, более конкретно, к устройствам для увеличения долговечности лопаток турбомашины.

[0003] Турбомашины, например, компрессоры и турбины, используются для передачи энергии между ротором и текучей средой. Например, турбинные двигатели обеспечивают движущую силу для приведения в движение самолетов, судов и электрогенераторов. Турбомашины обычно содержат лопатки, вращающиеся вокруг вала или ротора для передачи энергии между ротором и текучей средой. Кроме того, лопатки поддерживаются ротором. Например, лопатки турбомашины могут быть присоединены к ротору или закреплены в роторе. В процессе работы турбомашины лопатки могут испытывать сильные напряжения, возникающие вследствие быстрого вращения лопаток и/или высоких рабочих температур, как это имеет место в системе, раскрытой в заявке №2005/0260078 на патент США. К сожалению, сильные напряжения могут привести к износу лопатки и, в некоторых случаях, к поломке.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0004] Ниже собраны некоторые варианты выполнения изобретения, соответствующие объему первоначально заявленного изобретения. Эти варианты выполнения изобретения не предназначены для ограничения объема заявленного изобретения, напротив, они предназначены лишь для краткого описания возможных форм изобретения. Фактически, изобретение может охватывать множество форм, которые могут быть подобны либо могут отличаться от вариантов выполнения изобретения, сформулированных ниже. Тем не менее, все описанные ниже варианты выполнения обеспечивают сокращение появления или распространения трещин или расслоения слоев слоистого композиционного материала, из которого выполнена лопатка турбомашины для увеличения долговечности лопаток турбомашины.

[0005] В первом варианте выполнения устройство содержит турбомашину. Турбомашина содержит ротор, определяющий продольную ось турбомашины. Первая лопатка соединена с ротором и имеет первый и второй слои слоистого материала. Первая упрочняющая полоса соединена с первой лопаткой и выполнена с возможностью противодействия расслоению первого и второго слоев слоистого материала.

[0006] Во втором варианте выполнения устройство содержит лопатку турбомашины, выполненную с возможностью установки в проточном канале турбомашины. Устройство содержит также упрочняющую полосу, соединенную с лопаткой турбомашины и выполненную с возможностью противодействия расслоению лопатки турбомашины.

[0007] В третьем варианте выполнения изобретения газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания и турбину. Компрессор имеет лопатки и выполнен с обеспечением сжатия воздуха. Камера сгорания выполнена с возможностью получения сжатого воздуха из компрессора и сжигания смеси сжатого воздуха и топлива с образованием продуктов сгорания. Турбина имеет лопатки и выполнена с возможностью получения продуктов сгорания из камеры сгорания. Упрочняющая полоса соединена с первой из лопаток компрессора или лопаток турбины. Первая лопатка содержит первый и второй слои слоистого материала. Упрочняющая полоса выполнена с возможностью противодействия расслоению первого и второго слоев слоистого материала.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0008] Эти и другие характеристики, особенности и преимущества данного изобретения станут более понятны после изучения последующего подробного описания совместно с сопровождающими чертежами, на которых одинаковые элементы обозначены одинаковыми номерами позиций, и которые представляют собой:

[0009] Фиг. 1 изображает схему варианта выполнения турбинного двигателя, имеющего турбинные лопатки с упрочняющими полосами согласно аспекту данного изобретения,

[0010] Фиг. 2 изображает частичный поперечный разрез турбомашины, взятый вдоль линии 2-2, показанной на фиг. 1, где показан вариант выполнения ротора согласно фиг. 1, имеющего установленные по окружности лопатки турбомашины с упрочняющими полосами согласно аспекту данного изобретения,

[0011] Фиг. 3 изображает схематический вид в аксонометрии турбомашины, взятый по линии 3-3, показанной на фиг. 2, где показан вариант выполнения лопатки турбомашины, имеющей упрочняющую полосу согласно аспекту данного изобретения,

[0012] Фиг. 4 изображает схематический вид спереди лопатки турбомашины согласно фиг. 3, взятый по линии 4-4, где показан вариант выполнения изобретения, в котором лопатка турбомашины имеет упрочняющую полосу, выполненную с возможностью противодействия расслоению слоев лопатки турбомашины согласно аспектам данного изобретения,

[0013] Фиг. 5 изображает схематический вид спереди варианта выполнения лопатки турбомашины, имеющей несколько упрочняющих полос согласно аспекту данного изобретения,

[0014] Фиг. 6 изображает схематический вид в аксонометрии лопатки турбомашины согласно фиг. 3, взятый по линии 3-3, где показан вариант выполнения, в котором лопатки турбомашины имеют сквозные отверстия и одну или более упрочняющих полос, расположенных в сквозных отверстиях согласно аспекту данного изобретения, и

[0015] Фиг. 7 изображает схематический вид спереди варианта выполнения лопатки турбомашины, имеющей несколько упрочняющих полос согласно аспекту данного изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0016] Далее описаны один или более конкретных вариантов выполнения представленного изобретения. Для обеспечения краткости описания этих вариантов выполнения, в описании могут быть приведены не все характеристики конкретной реализации вариантов. Понятно, что при разработке любых таких конкретных реализаций, в любых инженерных или дизайнерских проектах, нужно принять множество зависящих от конкретного случая решений для решения конкретных задач разработчиков, например для соответствия требованиям конкретной системы или сферы деятельности, которые могут отличаться в зависимости от реализации. Более того, понятно, что процесс такой разработки может быть сложным и длительным, но, тем не менее, для специалиста, ознакомленного с настоящим описанием, этот процесс является обычной задачей конструирования и производства.

[0017] При описании компонентов различных вариантов выполнения представленного изобретения, слово «указанный» подразумевает наличие одного или более компонентов. Термины «содержащий» и «имеющий» являются инклюзивными и означают, что могут быть дополнительные компоненты помимо перечисленных.

[0018] Как отмечалось выше, лопатки турбомашины могут испытывать относительно сильные механические напряжения, например, напряжение, вызванное тепловым расширением и сжатием, давлением, трением, вращательными усилиями и/или подобными факторами. В свою очередь, эти напряжения могут вызывать износ лопатки. В конструкциях, в которых лопатки выполнены из композиционного материала, лопатки могут растрескиваться или расслаиваться на границах зерен, образованных между смежными материалами (например, между смежными слоями или между матрицей и наполнителем). Трещины или расслоения ослабляют лопатку, через них может попасть грязь или влага, что может ускорить износ лопатки. Например, в некоторых конструкциях каждая лопатка турбомашины может представлять собой композиционный элемент из двух или более слоев слоистого материала, при этом каждый слой располагается по существу параллельно другим слоям. К сожалению, когда слои слоистого материала испытывают локальное сжатие, например при вращении лопатки, слои могут разделяться в поперечном направлении относительно направления параллельного расположения слоев.

[0019] Таким образом, теперь понятно, что желательно сократить появление или распространение трещин или расслоение слоев для увеличения долговечности лопаток турбомашины. Соответственно, как обсуждается подробно ниже, в данном изобретении предлагается упрочняющая полоса, которая соединена с лопаткой и выполнена с возможностью противодействия поперечному расслоению, упомянутому выше. Кроме того, упрочняющая полоса уменьшает межслойное растяжение, сокращает вероятность образования трещин в лопатке или их размер, и обеспечивает локальную сжимающую нагрузку для улучшения долговечности лопаток турбомашины. В данном описании понятие упрочняющая полоса используется для обозначения фасонных элементов, охватывающих всю лопатку, охватывающих часть лопатки, проходящих по одной или более поверхностям лопатки и/или проходящих через лопатку.

[0020] Согласно чертежам, фиг. 1 представляет собой схему варианта выполнения газотурбинной установки 10, содержащей турбомашину, оснащенную упрочняющими полосами. Кроме того, в некоторых вариантах выполнения изобретения эти полосы могут улучшить долговечность лопаток турбомашины. Как показано, установка 10 содержит компрессор 12, камеры 14 сгорания с топливными форсунками 16 и турбину 18. Топливные форсунки 16 подают жидкое и/или газообразное топливо, например природный газ или синтетический газ, в камеры 14 сгорания. В камерах 14 сгорания топливовоздушная смесь воспламеняется и сжигается, и затем горячие газообразные продукты 20 горения (например, выхлопные газы) проходят в турбину 18. Лопатки 22 турбины присоединены к ротору 24 (например, рабочие лопатки), а ротор 24 соединен с несколькими другими компонентами установки 10, как обсуждается ниже. Некоторые лопатки 22 турбины могут быть закреплены на компонентах статора турбины 18 (например, направляющие лопатки). Согласно настоящим вариантам выполнения, лопатки 22 могут содержать одну или более упрочняющих полос 23 для противодействия расслоению лопаток 22, как это обсуждается ниже. Когда газообразные продукты 20 сгорания проходят через лопатки 22 в турбине 18, лопатки 22 приводятся во вращение. Вращающиеся лопатки 22 передают эту энергию вращательного движения ротору 24, что заставляет ротор 24 вращаться вокруг оси 25 вращения. Наконец, газообразные продукты 20 сгорания выходят из турбины 18 через выпускное отверстие 26 (например, через выходной канал, выхлопную трубу, глушитель и т.д.).

[0021] В примерном варианте выполнения компрессор 12 имеет лопатки 28. Лопатки 28 компрессора в компрессоре 12 также соединены с ротором 24 (например, рабочие лопатки), и вращаются, когда ротор 24 приводится во вращение турбиной 18, как описано выше. Некоторые из лопаток 28 могут быть закреплены на стационарных компонентах компрессора 12 (например, направляющие лопатки). Лопатки 28 могут также иметь одну или более упрочняющих полос 23 для противодействия расслаиванию или образованию трещин в лопатках 28, как описано ниже. Когда лопатки 28 вращаются в компрессоре 12, они сжимают воздух, поступающий из воздухозаборника, в результате чего получается сжатый воздух 30. Как показано на чертеже, сжатый воздух 30 направляется к камерам 14 сгорания, топливным форсункам 16 и к другим частям установки 10. Затем в топливных форсунках 16 сжатый воздух 30 смешивается с топливом с образованием соответствующей топливовоздушной смеси, которая сжигается в камерах 14 сгорания с образованием газообразных продуктов 20 сгорания для приведения в движение ротора 24 и турбины 18. Кроме того, ротор 24 может быть соединен с нагрузкой 31, которая может питаться с помощью вращения ротора 24. Нагрузка 31 может представлять собой любое соответствующее устройство, которое может генерировать энергию с использованием вращательной выходной мощности газотурбинной установки 10, например энергетическую установку или внешнюю механическую нагрузку. Например, нагрузка 31 может представлять собой электрический генератор, воздушный винт самолета и т.д. В дальнейшем обсуждении могут упоминаться различные направления или оси, например осевое направление 32 вдоль оси 25, радиальное направление 34 от оси 25 и окружное направление 36 вокруг оси 25 турбины 18.

[0022] Фиг. 2 представляет собой частичный осевой разрез вдоль линии 2-2, показанной на фиг. 1, где показан ротор 24 с закрепленными по окружности лопатками турбомашины (например, лопатками 28 компрессора или лопатками 22 турбины). Для наглядности ниже будут описаны лопатки 22 турбины. Однако, следующее обсуждение применимо также и к лопаткам 28 компрессора и к компрессору 12. Фактически, представленные здесь варианты выполнения изобретения применимы к любой лопатке турбомашины или к аэродинамическому профилю лопатки, которые подвержены образованию трещин или расслоению, как было описано выше. Как замечено выше, лопатки 22 турбины могут иметь одну или более упрочняющих полос 23 для противодействия расслоению или растрескиванию лопаток 22 турбины. В показанном варианте выполнения некоторые лопатки 22 турбины имеют одну упрочняющую полосу 23, в то время как другие лопатки имеют две упрочняющие полосы 23. По существу, каждая из лопаток 22 турбины может иметь 1, 2, 3, 4 или более упрочняющих полос 23. Кроме того, в данном описании предполагается также, что турбомашина может содержать различные лопатки турбины, имеющие различное количество упрочняющих полос. Более того, некоторые из лопаток 22 турбины могут не иметь упрочняющих полос 23.

[0023] На фиг. 2 показан ряд лопаток 22 турбины, расположенных в одном месте (например, в одной ступени турбины) в осевом направлении 32 ротора 24. Однако лопатки 22 турбины с упрочняющими полосами 23 могут быть расположены в разных ступенях турбины, как показано на фиг. 1. Например, любая ступень или комбинация ступеней турбины 18 могут содержать лопатки 22 турбины, имеющие упрочняющие полосы 23. Следует заметить, что температура и давление в турбине 18 могут изменяться в осевом направлении 32 турбины 18, и количество упрочняющих полос 23 на каждой лопатке 22 турбины может соответствовать параметрам режима работы турбины 18.

[0024] Как показано на чертеже, лопатки 22 турбины проходят в радиальном направлении 34 от продольной оси 25 ротора 24, от ближнего конца 58 к дальнему концу 60. Как указано, ближний конец 58 расположен вблизи продольной оси 25, а дальний конец 60 удален от продольной оси 25. В показанном варианте выполнения лопатки 22 - турбины крепятся к ротору 24 с помощью отверстий 62 в наружной окружности 64 ротора 24. Отверстия 62 могут иметь квадратную форму, круглую форму, форму ласточкиного хвоста, или другую форму, подходящую для закрепления лопаток 22 турбины. В частности, ближний конец 58 лопаток турбины и отверстие 62 ротора 24 примыкают друг к другу в граничной области 66. Граничная область 66 может иметь форму, подобную форме отверстия 62 (например, квадратную, круглую, в виде ласточкина хвоста или другую соответствующую форму). Таким образом, лопатки 22 турбины могут быть закреплены в роторе 24 или присоединены к ротору 24 иным способом. Соответственно, часть лопаток 22 турбины расположена в пределах граничной области 66 ротора 24. Кроме того, другая часть (например, наружная часть 68) лопаток 22 турбины расположена в радиальном наружном направлении 34 относительно граничной области 66. В процессе работы турбины 18 поток газообразных продуктов 20 сгорания, проходящий через наружные части 68, заставляет ротор 24 вращаться и приводит в движение турбину 18. Следует заметить, что газообразные продукты 20 сгорания подвергают лопатки 22 турбины сильным механическим или термическим напряжениям, а упрочняющие полосы 23 ослабляют или снижают влияние этих напряжений, создавая уплотняющее или подобное усилие, противодействующее расслаиванию или растрескиванию лопаток 22.

[0025] Наружная часть 68 каждой лопатки 22 турбины проходит от наружного ближнего конца 70 к дальнему концу 60 лопатки 22 турбины. Наружный ближний конец расположен снаружи в радиальном направлении 34 относительно граничной области 66 ротора 24. Кроме того, расстояние между наружным ближним концом 70 и дальним концом 60 определяет длину 72 прохождения наружной части 68. Длина 72 может быть определена таким образом, что 0 процентов длины 72 соответствует наружному ближнему концу 70, а 100 процентов длины 72 соответствует дальнему концу 60. В некоторых вариантах выполнения упрочняющие полосы 23 могут быть расположены в радиальных положениях, соответствующих различным долям (например, приблизительно от 10 до 60, от 15 до 55 или от 20 до 50 процентов) длины 72 для увеличения долговечности и срока службы лопатки 22, как описано далее.

[0026] Механизм, согласно которому упрочняющие полосы 23 увеличивают долговечность лопаток 22, схематично изображен на фиг.3, где показан вид в аксонометрии варианта выполнения лопатки турбомашины (например, рабочей или направляющей лопатки 28 компрессора, либо рабочей или направляющей лопатки 22 турбины), взятый по линии 3-3, показанной на фиг.2. Опять же, для наглядности, лопатки 22 будут описаны ниже, но последующее обсуждение применимо также к лопаткам 28 или к любой лопатке/аэродинамическому элементу турбомашины. По существу лопатка 22 может представлять собой композиционный элемент 80 из двух или более слоев 82 слоистого материала (например, из 2, 3, 4, 5, 6 или большего количества слоев), при этом каждый слой 82 проходит в радиальном направлении 34 от ближнего конца 58 к дальнему концу 60 лопатки 22. Как показано, лопатка 22 содержит пять слоев 82, прилегающих друг к другу (например, наслоены друг на друга), по существу, в окружном направлении 36. Соответственно, между слоями 82 образованы границы 83, которые ориентированы, по существу, параллельно слоям 82 и перпендикулярно окружному направлению 36. Однако в других вариантах выполнения слои 82 могут прилегать друг к другу в других направлениях, например по существу в осевом направлении 32. Для противодействия расслоению слоев 82 на границах 83 упрочняющая полоса 23 может быть ориентирована перпендикулярно радиальному направлению 34 слоев 82. Конечно, полоса 23 может улучшить долговечность лопатки 22 путем противодействия поперечному расслаиванию слоев 82 в окружном направлении 36.

[0027] Каждый слой 82 имеет глубину D1 в осевом направлении 32, высоту H1 в радиальном направлении 34 и ширину W1 в окружном направлении 36. Эти размеры слоев 82, состав их материала или другие характеристики слоев 82 могут быть одинаковыми или могут различаться в пределах одной лопатки 22 или у разных лопаток 22. Как показано, каждый из слоев 82 имеет одинаковую глубину D1, высоту H1, ширину W1 и состав материала по сравнению с другими слоями 82. Соответственно, устойчивость к нагрузкам для всех слоев 82 одинакова. Однако, напряжение или сжимающая нагрузка в лопатке 22, испытываемые в процессе работы турбомашины, могут быть неоднородными в осевом 32, радиальном 34 или окружном 36 направлениях. В связи с этим характеристики слоев 82 могут быть выбраны различными в пределах лопатки 22. Например, слои 82 могут быть более широкими на периферийном конце 85 и менее широкими в центральном слое 87. Кроме того, ширина W1 слоев 82 может постепенно изменяться от периферийного конца 85 к центральному слою 87.

[0028] В дополнение, или в качестве альтернативы, к изменению размеров слоев 82 а, состав материала слоев 82 может быть выбран таким образом, чтобы лопатка 22 турбины выдерживала относительно высокие механические или термические напряжения. По существу слои 82 могут иметь состав, содержащий керамику, металл, полимер, стекловолокно, эпоксидный компаунд, другой соответствующий материал или любое сочетание этих материалов. Например, в одном из вариантов выполнения слои 82 могут быть выполнены из композиционного материала с керамической матрицей. Однако состав материала может отличаться для различных слоев 82 лопатки 22 турбины. Например, состав материала смежных слоев 82 может чередоваться между керамикой и металлом. Дополнительно, или как вариант, характеристики материала могут изменяться между слоями 82. Например, слои 82 могут быть выполнены из волокон 88 (например, из карбидкремниевых волокон), и волокна 88 центрального слоя 87 могут быть направлены в радиальном направлении 34, в то время как волокна 88 остальных слоев 82 могут быть направлены в поперечном направлении (например, в осевом направлении 32 или в окружном направлении 36) относительно волокон 88 центрального слоя 87. Кроме того, направление волокон 88 в смежных слоях 82 может чередоваться между радиальным направлением 34 и окружным направлением 36. В некоторых вариантах выполнения волокна 88 могут проходить под углом относительно ротора 24. Конечно, любая характеристика слоя 82 может быть изменена и считается подпадающей под объем данного изобретения.

[0029] Как показано, лопатка 22 турбины имеет упрочняющую полосу 23, увеличивающую ее долговечность и срок службы путем противодействия расслоению слоев 82 (например, на границах 83). В некоторых вариантах выполнения может быть целесообразным, чтобы состав материала упрочняющей полосы 23 и лопатки 22 был одинаковым, чтобы и упрочняющая полоса 23 и слои 82 имели одинаковые структурные свойства, такие как удельное сопротивление деформациям и механическая прочность. Соответственно, упрочняющая полоса 23 может быть выполнена из керамики, металла, полимера, стекловолокна, эпоксидного компаунда, другого соответствующего материала, или любого сочетания этих материалов. Например, в одном из вариантов выполнения изобретения и упрочняющая полоса 23, и лопатка 22 турбины могут быть выполнены из карбида кремния. Как замечено выше, слои 82 могут быть выполнены из волокон 88 (например, из композитных волокон), и волокна 88 могут быть ориентированы таким образом, что волокна 88 смежных слоев 82 проходят относительно друг друга в поперечном направлении, параллельном направлении или в любом сочетании этих направлений. Упрочняющая полоса 23 может быть выполнена также из волокон 91 (например, из композитных волокон). Волокна 91 могут быть ориентированы, по существу, в одном направлении (например, в осевом направлении 32, в радиальном направлении 34 или в окружном направлении 36), или в нескольких направлениях. В некоторых вариантах выполнения волокна 91 упрочняющей полосы 23 могут быть ориентированы особым образом относительно волокон 88 слоев 82 для обеспечения повышенного сопротивления расслоению. Например, в одном из вариантов выполнения волокна 91 упрочняющей полосы 23 ориентированы таким образом, что они проходят поперек волокон 88 каждого из слоев 82.

[0030] Дополнительно, или как вариант, выбор материалов для слоев 82 и упрочняющей полосы 32 может быть, по меньшей мере частично, основан на различных теплофизических свойствах материалов, таких как коэффициент теплового расширения, или а. Например, целесообразно, чтобы а упрочняющей полосы 23 был меньше или приблизительно равным а лопатки 22 турбины. Следует отметить, что упрочняющая полоса 23 и лопатка 22 турбины могут расширяться при увеличении их температур от температуры помещения до рабочей температуры турбины при нормальном режиме работы. Упрочняющая полоса 23 может расширяться в меньшей степени (например, приблизительно на 0-20, 2-18 или на 5-15 процентов меньше), чем лопатка 22 турбины, что может дополнительно противодействовать поперечному расслоению слоев 82 и улучшать долговечность лопатки 22 турбины. В других вариантах выполнения выбор материалов может быть частично основан на других характеристиках, таких как теплопроводность, плотность, Модуль Юнга или других соответствующих свойствах материала. Фактически, выбор материалов может быть основан на любом соответствующем свойстве.

[0031] В варианте выполнения, показанном на фиг.3, упрочняющая полоса 23 проходит в окружном направлении 36 и в осевом направлении 32 вокруг всего периметра 86 лопатки 22 турбины. По существу весь периметр 86 может иметь форму, определяемую контуром поперечного сечения лопатки 22 турбины. В некоторых вариантах выполнения изобретения эта форма может быть прямоугольной, круглой, в виде ласточкиного хвоста или другой соответствующей формой. В одном из вариантов выполнения весь периметр 86 может иметь форму по существу соответствующую отверстию 62 в роторе 24. Соответственно, упрочняющая полоса 23 может противодействовать поперечному (например, окружному 36 и/или осевому 32) расслоению слоев 82 вследствие механических и/или термических напряжений. Упрочняющая полоса 23 улучшает долговечность и срок службы лопатки 22 турбины путем уменьшения межслойных напряжений, что одновременно сокращает вероятность или интенсивность образования трещин в лопатке 22 и обеспечивает локальную сжимающую нагрузку в лопатке 22. В некоторых вариантах выполнения изобретения лопатка 22 может содержать более одной упрочняющей полосы 23 для еще большего увеличения долговечности лопатки 22. Конечно, в таких вариантах выполнения упрочняющая полоса может быть расположена в различных местах в радиальном направлении 34, как описано более подробно ниже со ссылкой на фиг.4.

[0032] Фиг.4 изображает вид спереди лопатки турбомашины согласно фиг.3, взятый по линии 4-4, где показан вариант выполнения лопатки турбомашины (например, рабочей или направляющей лопатки 28 компрессора, либо рабочей или направляющей лопатки 22 турбины), имеющей упрочняющую полосу 23, выполненную с обеспечением противодействия расслоению слоев 82 слоистого материала композиционного элемента 80. Кроме того, несмотря на то, что показанный вариант выполнения изобретения обсуждается применительно к лопаткам 22 турбины, нижеследующее обсуждение применимо также к любой лопатке турбомашины, например, к лопатке 28 компрессора согласно фиг.1. Как показано, упрочняющая полоса 23 расположена в радиальном положении 90 между граничной областью 66 и дальним концом 60 лопатки 22 турбины. Радиальное положение 90 может быть представлено в процентах от длины 72. Например, в некоторых вариантах выполнения, процентное соотношение может составлять приблизительно 1-60, 5-50 или 20-40 процентов. Следует отметить, что механические и термические напряжения в лопатке могут изменяться в зависимости от осевого положения 32 ротора 24 или лопаток 22 турбины. Соответственно, радиальное положение 90 упрочняющей полосы 23 может быть различным для каждой лопатки 22 турбины. Например, радиальное положение 90 упрочняющей полосы 23 может составлять 10 процентов от длины 72 для одной лопатки 22 турбины и 20 процентов от длины 72 для другой лопатки 22 турбины. Как вариант или дополнительно, упрочняющая полоса 23 может быть расположена за пределами длины 72 лопатки 22 турбины, например, в граничной области 66, как обсуждается далее со ссылкой на фиг.7. В этом варианте выполнения упрочняющая полоса 23 подвержена влиянию меньшего количества горячих газообразных продуктов сгорания по сравнению с конструкцией, в которой упрочняющая полоса 23 расположена в пределах длины 72, в результате чего улучшается долговечность и срок службы лопатки 22 турбины благодаря предотвращению расслоения слоев 82 слоистого материала и/или обеспечению сжимающего/стабилизирующего усилия на лопатке 22 турбины.

[0033] Упрочняющая полоса 23 может быть соединена с лопаткой 22 в радиальном положении 90 с использованием любого соответствующего способа, в зависимости, например, от материалов, используемых для лопатки 22 и упрочняющей полосы 23, расчетных усилий, которые лопатка 22 будет испытывать в процессе работы, расчетной рабочей температуры лопатки 22 и т.д. Например, в некоторых вариантах выполнения упрочняющая полоса 23 может быть соединена с лопаткой 22 при помощи клеевого соединения, механического соединения или при помощи сочетания этих способов. Конечно, такие способы соединения позволяют присоединять упрочняющую полосу 23 к лопатке турбомашины во время первоначального изготовления лопатки турбомашины, или в ходе модернизации, при которой на существующую лопатку турбомашины устанавливается упрочняющая полоса 23.

[0034] В вариантах выполнения изобретения, где упрочняющая полоса 23 соединена с лопаткой 22 при помощи клеевого соединения, упрочняющая полоса 23 может приклеиваться к слоям 82 при помощи композитного клея. В некоторых из этих вариантов выполнения изобретения композитный клей может иметь состав, по существу подобный составу материалов упрочняющей полосы 23 и лопатки 22. Например, в вариантах выполнения, где лопатка 22 и/или упрочняющая полоса изготовлены с использованием композиционного материала с керамической матрицей, например карбида кремния, композитный клей может содержать карбид кремния, элементарный кремний или сочетание этих материалов. Кроме того, композитный клей может иметь определенные свойства, позволяющие упрочняющей полосе 23 обеспечивать повышенное сопротивление расслоению и растрескиванию лопатки 22. Например, композитный клей может иметь коэффициент теплового расширения (a), который меньше или приблизительно равен коэффициенту а слоев 82 или упрочняющей полосы 23. Соответственно, композитный клей может расширяться таким образом, что упрочняющая полоса 23 остается соединенной с лопаткой 22 при достижении турбиной 18 нормальных рабочих температур.

[0035] Дополнительно, или как вариант, упрочняющая полоса 23 может быть соединена с лопаткой 22 механическим способом. Например, полоса 23 может быть привинчена, приварена, припаяна или прикреплена иным механическим способом к слоям 82 лопатки 22. Например, в некоторых вариантах выполнения лопатка 22 может иметь цельные или полые заклепки или резьбовые соединения (например, стяжные шпильки, болты или другие резьбовые крепежные элементы). Таким образом, упрочняющая полоса 23 может быть установлена при модернизации в существующих турбомашинах (например, в компрессоре 28 или в турбине 18) при помощи клеевого или механического соединения с существующими лопатками (например, лопатками 28 компрессора или лопатками турбины 18). В некоторых вариантах выполнения изобретения упрочняющая полоса 23 может быть выполнена как одно целое с лопаткой 22 турбины, в виде монолитной конструкции. Конечно, в таких вариантах выполнения упрочняющая полоса 23 и лопатка 22 могут быть сформированы из одного и того же материала (например, из керамического матричного композита и, в частности, из карбида кремния) или из различных материалов (например, из первого керамического матричного композита и второго керамического матричного композита, или из керамического матричного композита и металла). Таким образом, одна или более лопаток 22, имеющих выполненную в виде единого целого упрочняющую полосу 23, могут быть также установлены при модернизации в существующие турбомашины.

[0036] Как показано, упрочняющая полоса 23 проходит вокруг всего периметра 86 лопатки 22 турбины. Упрочняющая полоса 23 обеспечивает сжимающую нагрузку для каждого слоя 82, тем самым препятствуя расслоению всех слоев 82. Упрочняющая полоса имеет глубину в осевом направлении 32, высоту в радиальном направлении 34 (например, толщину 92) и ширину 93 в окружном направлении 36. В некоторых вариантах выполнения изобретения толщина 92 полосы 23 может изменяться. Например, толщина 92 может составлять приблизительно 1-30, 5-20 или 10-15 процентов от длины 72 лопатки 22. Дополнительно или как вариант, толщина 92 может составлять приблизительно 1-150, 30-100 или 50-70 процентов от ширины композиционного элемента 80 в окружном направлении 36. В некоторых вариантах выполнения отношение толщины 92 к ширине 93 упрочняющей полосы может составлять приблизительно 0,05-1, 0,1-0,9 или 0,2-0,8. Кроме того, в некоторых вариантах выполнения изобретения толщина 92 может изменяться между периферийными концами 85 лопатки 22. Например, толщина 92 может быть самой малой в центральном слое 87 и самой большой на периферийных концах 85. Соответственно, форма профиля 94 упрочняющей полосы 23 может отличаться в осевом 32, радиальном 34 или окружном 36 направлениях. В то время как форма профиля 94 может иметь любую соответствующую геометрию, на чертежах показано, что форма профиля 94 в периферийном направлении 36 является прямоугольной. Тем не менее, в некоторых вариантах выполнения форма профиля 94 может быть треугольной или многоугольной, эллиптической или криволинейной. Следует отметить, что сжимающая нагрузка на лопатке 22 может быть неравномерной в осевом 32, радиальном 34 или окружном 36 направлениях, и выбор формы профиля 94 упрочняющей полосы 23 может быть основан, по меньшей мере частично, на распределении напряжений в лопатке 22 турбины. Соответственно, форма профиля 94 упрочняющей полосы 23 может отличаться у различных лопаток 22. Как обсуждалось выше, температура и давление в турбине 18 могут изменяться в осевом направлении 32, поэтому выбор формы профиля 94 упрочняющей полосы 23 может быть, по меньшей мере частично, основан на распределении температуры и/или давления в турбине 18. В некоторых вариантах выполнения изобретения, как описано далее со ссылкой на фиг.5-7, лопатки 22 могут содержать дополнительные упрочняющие полосы для дополнительного противодействия расслоению слоев 82 слоистого материала.

[0037] Фиг.5 изображает вид спереди варианта выполнения лопатки турбомашины (например, лопатки 28 компрессора или лопатки 22 турбины), имеющей несколько упрочняющих полос 23, выполненных с обеспечением противодействия расслоению слоев 82 и увеличения долговечности лопатки турбомашины. Для наглядности будут описаны лопатки 22 турбины. Однако, нижеследующее обсуждение применимо также к лопаткам 28 компрессора. По существу упрочняющие полосы 23 могут быть расположены в различных радиальных положениях 90 лопатки 22 или в одном радиальном положении 90 лопатки 22. Кроме того, упрочняющие полосы 23 могут быть расположены на лопатках 22 в одном или в разных осевых 32 положениях в турбине 18 (например, в одной или в разных ступенях турбины).

[0038] Как показано на чертежах, лопатка 22 содержит несколько упрочняющих полос 23 (например, упрочняющие полосы 100, 102, 104, и 105). Как отмечалось выше, лопатка 22 может содержать 1, 2, 3, 4 или более полос 23. Кроме того, полосы 100, 102, 104, 105 могут различаться некоторыми характеристиками, например, глубиной в осевом направлении 32, высотой в радиальном направлении 34 (например, толщиной 92), шириной 93 в окружном направлении 36 или составом материалов, как обсуждалось выше. В некоторых вариантах выполнения изобретения может быть целесообразным использование нескольких полос 23, поскольку профиль напряжений в лопатке 22, может быть неравномерным в радиальном направлении 34. Конечно, изменение характеристик упрочняющих полос 100, 102, 104, 105 может быть основано, по меньшей мере частично, на радиальных положениях 90 (например, радиальных положениях 106, 108, 110) упрочняющих полос 100, 102, 104, 105. Как показано, полосы 100, 105 имеют общее радиальное положение 106. Радиальное положение 106 является самым близким к граничной области 66, радиальное положение 110 является самым дальним, а радиальное положение 108 расположено между ними. Например, радиальное положение 106 составляет приблизительно 10 процентов от длины 72, радиальное положение 108 составляет приблизительно 30 процентов от длины 72, а радиальное положение 110 составляет приблизительно 60 процентов от длины 72. В некоторых вариантах выполнения изобретения радиальные положения 106, 108, 110 могут отличаться.

[0039] Кроме того, каждая из упрочняющих полос 100, 102, 104, 105 проходит вокруг части всего периметра 86 лопатки 22 (например, частичные периметры 116, 118, 120, 122). Таким образом, упрочняющие полосы 100, 102, 104, 105 могут проходить вокруг части (например, приблизительно 10-90, 20-80 или 40-60 процентов) слоев 82 и противодействовать расслоению этой части слоев 82. Например, частичный периметр 116 проходит от периферийного конца 85 до центрального слоя 87. Частичный периметр 120 проходит между периферийными концами 85 лопатки 22. В качестве неограничивающего примера, частичные периметры 116, 118, 120, 122 могут составлять приблизительно 10-90, 20-80 или 30-60 процентов всего периметра 86. Другими словами, частичные периметры 116, 118, 120, 122 могут представлять собой некоторую долю или процент от всего периметра 86. Например, каждый частичный периметр 116, 122 меньше, чем весь периметр 86. В то же время, сумма частичных периметров 116, 118 больше всего периметра 86. Соответственно, величина сжимающей нагрузки, создаваемой упрочняющими полосами 100, 102, 104, 105 может быть различна.

[0040] Упрочняющие полосы 100, 102, 104, 105 могут проходить в осевом направлении 32 через лопатки 22 или вокруг них. Например, периферийный конец 124 упрочняющей полосы 100 проходит в осевом направлении 32 вокруг лопатки 22, в то время как противоположный периферийный конец 126 упрочняющей полосы 100 проходит в осевом направлении 32 через лопатку 22. Например, в некоторых вариантах выполнения любая из упрочняющих полос 100, 102, 104, 105 или их сочетание могут проходить вокруг внешней части лопатки 22 (например, вокруг одного из периферийных концов 85) и между любыми границами 83 между слоями 82, тем самым охватывая контур сечения в окружном и осевом направлениях 32, 36 по меньшей мере двух смежных слоев 82. Дополнительно или как вариант, лопатка 22 турбины может содержать одно или более сквозных отверстий 130 для размещения упрочняющих полос 100, 102, 104, 105 как показано на фиг.6. Конечно, такая конструкция может быть целесообразна в некоторых вариантах выполнения, чтобы избежать расположения упрочняющей полосы между границами 83, или в дополнение к такой конструкции. Таким образом, упрочняющая полоса 120 может проходить в окружном направлении 36 через сквозные отверстия 130. Сквозные отверстия 130 имеют форму 131, определяемую сечением плоскостью, определенной ориентацией слоев 82, и которая позволяет вставлять в отверстия упрочняющие полосы 100, 102, 104, 105. Например, форма 131 может быть круглой, эллиптической, прямоугольной или другой соответствующей формой.

[0041] Как показано на фиг.6, лопатка 22 может содержать упрочняющую полосу 132, не образующую полный контур вокруг лопатки 22. Наоборот, упрочняющая полоса 132 может проходить только в одном направлении (например, в окружном) по одной поверхности лопатки 22. Соответственно, упрочняющая полоса противодействует расслоению части слоев 82. По сравнению с упрочняющей полосой 118, упрочняющая полоса 132 имеет меньшую массу и/или объем, что уменьшает полную массу и/или объем лопатки 22 турбины, тем самым повышая коэффициент полезного действия турбины. В некоторых вариантах выполнения лопатка 22 может содержать комбинацию упрочняющих полос 132, не образующих полный контур вокруг лопатки 22, и упрочняющих полос 23, образующих полный контур вокруг лопатки 22.

[0042] Фиг.7 изображает вид спереди лопатки турбомашины (например, рабочей или направляющей лопатки 28 компрессора, либо рабочей или направляющей лопатки 22 турбины), имеющей несколько упрочняющих полос 23 (например, 140, 142), выполненных с возможностью противодействия расслоению слоев 82 и увеличения долговечности лопатки турбомашины. Для наглядности будут описаны лопатки 22 турбины. Тем не менее, нижеследующее обсуждение применимо также к любой лопатке турбомашины, например к лопатке 28 компрессора. Как показано на чертеже, упрочняющая полоса 140 расположена в радиальном положении 144, а упрочняющая полоса 142 расположена в радиальном положении 146. Радиальное положение 144 расположено в радиальном направлении 34 снаружи относительно граничной области 66 и находится в пределах длины 72 лопатки 22. При этом упрочняющая полоса 142 расположена в пределах граничной области 66 и вне длины 72. Как обсуждалось выше, упрочняющая полоса 142 может быть относительно изолирована (например, по сравнению с упрочняющей полосой 140) от условий работы турбины 18, в то же время противодействовать расслоению слоев 82 слоистого материала.

[0043] Технические эффекты раскрытых вариантов выполнения изобретения включают увеличение долговечности лопаток турбомашины благодаря применению упрочняющей полосы. Упрочняющая полоса противодействует расслоению слоев слоистого материала лопатки турбомашины. Кроме того, лопатки турбомашины могут иметь несколько упрочняющих полос с различными характеристиками и расположенных в различных радиальных положениях на лопатке, для дополнительного противодействия расслоению слоев слоистого материала. Упрочняющая полоса уменьшает межслойные напряжения, сокращает вероятность или интенсивность образования трещин в лопатке и обеспечивает локальную сжимающую нагрузку, увеличивая тем самым долговечность лопаток турбомашины.

[0044] В этом описании для раскрытия изобретения используются примеры, включающие предпочтительный вариант выполнения изобретения, которые позволяют любому специалисту в данной области реализовать изобретение на практике, включая создание и использование любых устройств или установок и реализацию любых соответствующих способов. Патентоспособный объем изобретения определен формулой изобретения, и может включать прочие варианты конструкций, которые встречаются в практике специалистов. Предполагается, что такие прочие варианты конструкций будут находиться в объеме формулы изобретения, если они имеют конструктивные элементы, которые не отличаются от элементов, описанных в формуле изобретения, или если они содержат эквивалентные конструктивные элементы, имеющие несущественные отличия от элементов, описанных в формуле изобретения.

1. Турбомашина, содержащая:

ротор, определяющий продольную ось турбомашины,

первую лопатку, соединенную с ротором и содержащую первый слой слоистого материала, второй слой слоистого материала и наружную часть, проходящую наружу от ротора в радиальном направлении, и

первую упрочняющую полосу, соединенную с первой лопаткой и выполненную с возможностью противодействия расслоению первого слоя слоистого материала и второго слоя слоистого материала путем приложения сжимающей нагрузки для сжатия вместе первого слоя слоистого материала и второго слоя слоистого материала, причем первая упрочняющая полоса расположена на первой лопатке у наружной части и на некотором расстоянии от ротора в радиальном направлении.

2. Турбомашина по п. 1, в которой первая упрочняющая полоса соединена с первой лопаткой при помощи клеевого соединения, механического соединения или при помощи сочетания этих способов.

3. Турбомашина по п. 1, в которой первая упрочняющая полоса расположена в первом радиальном положении на первой лопатке вокруг ее периметра.

4. Турбомашина по п. 1, содержащая вторую упрочняющую полосу, соединенную с первой лопаткой и выполненную с возможностью противодействия расслоению первого и второго слоев слоистого материала, при этом первая упрочняющая полоса проходит вокруг первой части всего периметра первой лопатки, а вторая упрочняющая полоса проходит вокруг второй части всего периметра первой лопатки.

5. Турбомашина по п. 4, в которой сумма указанной первой части и указанной второй части всего периметра первой лопатки больше или равна всему периметру первой лопатки.

6. Турбомашина по п. 4, в которой первая и вторая упрочняющие полосы расположены в различных радиальных положениях на первой лопатке.

7. Турбомашина по п. 1, в которой первая лопатка имеет ближний конец, расположенный ближе к продольной оси, и дальний конец, расположенный дальше от продольной оси, при этом первая лопатка и ротор соединены в граничной области, содержащей ближний конец первой лопатки и отверстие в наружной окружности ротора.

8. Турбомашина по п. 7, в которой первая лопатка имеет длину прохождения, определяемую расстоянием между наружным ближним концом и дальним концом, при этом первая упрочняющая полоса расположена на первой лопатке в радиальном положении, причем указанное радиальное положение и ближний конец определяют расстояние, которое меньше или приблизительно равно 20 процентам от длины прохождения.

9. Турбомашина по п. 7, в которой первая упрочняющая полоса расположена на первой лопатке в первом радиальном положении между граничной областью и дальним концом первой лопатки.

10. Турбомашина по п. 9, содержащая вторую упрочняющую полосу, расположенную на первой лопатке во втором радиальном положении, при этом вторая упрочняющая полоса выполнена с возможностью противодействия расслоению первого и второго слоев слоистого материала.

11. Турбомашина по п. 10, в которой второе радиальное положение находится в граничной области.

12. Турбомашина по п. 7, в которой первый и второй слои слоистого материала первой лопатки ориентированы в радиальном направлении, а первая упрочняющая полоса ориентирована поперек радиального направления.

13. Турбомашина по п. 1, в которой первая лопатка соединена с ротором в первом осевом положении турбомашины, при этом турбомашина содержит вторую лопатку, соединенную с ротором во втором осевом положении, смещенном от первого осевого положения, и содержащую третий и четвертый слои слоистого материала, и вторую упрочняющую полосу, соединенную со второй лопаткой и выполненную с возможностью противодействия расслоению третьего и четвертого слоев слоистого материала путем приложения сжимающей нагрузки для сжатия вместе третьего слоя слоистого материала и четвертого слоя слоистого материала.

14. Турбомашина, содержащая:

лопатку, соединенную с ротором турбомашины в пределах проточного канала турбомашины, причем лопатка турбомашины содержит наружную часть, проходящую наружу от ротора в радиальном направлении, и

упрочняющую полосу, соединенную с лопаткой турбомашины и выполненную с возможностью противодействия расслоению лопатки турбомашины путем приложения сжимающей нагрузки к лопатке турбомашины, причем упрочняющая полоса расположена на лопатке турбомашины у наружной части и на некотором расстоянии от ротора в радиальном направлении.

15. Турбомашина по п. 14, в которой состав материала лопатки турбомашины и упрочняющей полосы содержит по меньшей мере один из следующих материалов: керамику, металл, полимер, стекловолокно, эпоксидный компаунд или любое сочетание этих материалов.

16. Турбомашина по п. 14, в которой первый коэффициент теплового расширения упрочняющей полосы меньше или приблизительно равен второму коэффициенту теплового расширения лопатки турбомашины.

17. Турбомашина по п. 14, в которой упрочняющая полоса и лопатка турбомашины выполнены как одно целое, в виде монолитной конструкции.

18. Турбомашина по п. 14, в которой упрочняющая полоса расположена на лопатке турбомашины в радиальном положении между ближним и дальним концами лопатки турбомашины, при этом упрочняющая полоса соединена с лопаткой турбомашины при помощи клеевого соединения, механического соединения или при помощи сочетания этих способов.

19. Газотурбинный двигатель, содержащий:

компрессор, имеющий лопатки и выполненный с возможностью сжатия воздуха,

камеру сгорания, выполненную с возможностью получения сжатого воздуха из компрессора и сжигания смеси сжатого воздуха и топлива с образованием продуктов сгорания,

турбину, имеющую лопатки и выполненную с возможностью получения продуктов сгорания из камеры сгорания, и

упрочняющую полосу, соединенную с первой лопаткой из лопаток компрессора или лопаток турбины, при этом указанная первая лопатка содержит первый слой слоистого материала, второй слой слоистого материала и наружную часть, проходящую наружу от ротора компрессора или ротора турбины в радиальном направлении, причем упрочняющая полоса выполнена с возможностью противодействия расслоению первого слоя слоистого материала и второго слоя слоистого материала путем приложения сжимающей нагрузки для сжатия вместе первого слоя слоистого материала и второго слоя слоистого материала, причем упрочняющая полоса расположена на первой лопатке у наружной части и на некотором расстоянии от ротора компрессора или ротора турбины в радиальном направлении.



 

Похожие патенты:

Защитная накладка композитной лопатки турбинного двигателя, предназначенная для адгезионного сцепления с передней кромкой упомянутой лопатки и имеющая по всей высоте сечения лопатки форму латинской буквы V.

Изобретение относится к металлургии, в частности к литейным жаропрочным коррозионностойким сплавам на основе никеля, и может быть использовано для изготовления литьем сопловых (направляющих) лопаток газотурбинных установок с равноосной и монокристаллической структурами, работающих в агрессивных средах при температурах 700-1000°С.

Изобретение относится к способу и оснастке для осаждения из паровой фазы металлического покрытия на детали из жаропрочного сплава и может быть использовано для нанесения такого покрытия на детали турбомашин, подвижные лопатки или лопатки статора газотурбинного двигателя.

Металлическая усиливающая деталь турбомашины для установки на переднюю кромку или заднюю кромку композитной лопатки турбомашины, такой как лопатка вентилятора турбореактивного или турбовинтового двигателя самолета, содержит усилительные средства, расположенные на сердцевине металлической усиливающей детали в полостях соединительных поверхностей двух металлических усилительных листов.

Компонент газотурбинного двигателя содержит внутренний бандаж, наружный бандаж и направляющие лопатки, выполненные из композиционного материала, имеющего переплетенное волоконное армирование, уплотненное матрицей.

Направляющий лопаточный венец, предназначенный для последней ступени паровой турбины и содержащий направляющие лопаточные узлы, которые ограничивают кольцевую камеру и каждый из которых содержит удлиненную лопаточную часть.
Изобретение относится к области металлургии, а именно к составам для защиты лопаток паровых турбин от ударно-капельной эрозии. Сплав на основе кобальта для наплавки на лопатки паровой турбины содержит: B 1,5-5, C 0,5-1, Cr 15-18, Fe 10-12, Ni 5-10, Mo 2-4, Si 2-4, Mn 5-8, Cu 2-5, W 10-12, Co - остальное.

Изобретение относится к области металлургии, а именно к защитным покрытиям для компонентов газовой турбины. Защитное покрытие компонента газовой турбины содержит, вес.%: Со 15-39, Cr 10-25, Al 5-15, Y 0,05-1, Fe 0,5-10, Mo 0,05-2, никель и примеси - остальное.

Изобретение относится к сопловому аппарату для газовой турбины. Сопловой аппарат содержит первое перо, содержащее первую спинку и первое корыто, второе перо, содержащее вторую спинку и второе корыто, внутренний бандаж и наружный бандаж.

Вентилятор авиационного двигателя содержит ротор, имеющий множество лопаток из композитного материала, включающего тканые волокна, и систему для обнаружения деформации в результате столкновения тела с вентилятором.

Способ образования детали из композиционного материала с керамической матрицей заключается в нанесении барьерного слоя во внутреннем канале керамического элемента, чтобы закрыть внутренний канал с образованием формы, содержащей полость. Затем заполняют часть полости формы керамической пеной и обрабатывают керамический элемент и керамическую пену для получения детали из композиционного материала с керамической матрицей. В другом варианте деталь из композиционного материала с керамической матрицей представляет собой лопатку, причем при заполнении части полости формы керамической пеной керамическую пену наносят на барьерный слой с образованием заглушки. Еще одно изобретение группы относится к детали из композиционного материала с керамической матрицей для газовых турбин, содержащей керамический элемент, барьерный слой и керамическую пену. Керамический элемент содержит внутренний канал, а барьерный слой нанесен во внутреннем канале керамического элемента, чтобы закрыть внутренний канал с образованием формы имеющей полость. Керамическая пена нанесена на барьерный слой и заполняет полость формы. Керамический элемент, содержащий керамическую пену, обработан для образования детали из композиционного материала с керамической матрицей. Группа изобретений позволяет упростить способ изготовления детали из композиционного материала с керамической матрицей, имеющей внутренние полости или каналы. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции лопатки турбомашины, в частности осевого компрессора газотурбинного двигателя. Лопатка турбомашины выполнена в виде пера с прикрепленными к нему входной и выходной кромками, выполненными из материала с пористой структурой. Соединение осуществляется при помощи пайки, сварки или лазерной наплавки. Толщина входной кромки в месте ее соединения с пером составляет 0,1-0,65, а выходной кромки - 0,1-0,35 от максимальной толщины пера. Входная или/и выходная кромки в продольном направлении могут быть выполнены из отдельных сегментов. Достигается увеличение надежности турбомашины и уменьшение её массы за счет локализации трещины в пористой структуре кромки и толщины места соединения кромки с пером, выбранной из условия сочетания максимальной прочности пера лопатки, места соединения пера и кромки, а также минимальной массы кромки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области изготовления спрямляющей лопатки турбореактивного двухконтурного двигателя авиационного применения. Способ формования лопатки спрямляющего аппарата, содержащей верхнюю и нижнюю полки с размещенным между полками пером и выполненной из препрега на основе связующего с волоконным армированием из непрерывного, по всему объему лопатки, углеродного многослойного композиционного материала, включает отверждение лопатки. Отверждение осуществляют в накрытой технологическим пакетом пресс-форме в автоклаве. При отверждении создают вакуум в технологическом пакете с пресс-формой не более 0,02 МПа и поднимают температуру до 100±5°C со скоростью 1-5°C/мин. Затем выдерживают при температуре 100±5°C в течение 30-120 минут, поднимают давление до 0,20 МПа со скоростью 0,01-0,02 МПа/мин, после чего поднимают давление до 0,60±0,05 МПа. Затем поднимают температуру до 175±5°C со скоростью 1-5°C/мин и выдерживают при температуре 175±5°C в течение 120-480 минут, после чего охлаждают до 30°C со скоростью 1-5°C/мин и сбрасывают давление. Выдерживают в течение 5-50 минут и сбрасывают вакуум в технологическом пакете. Изобретение позволяет повысить надежность лопатки спрямляющего аппарата, снизить трудоемкость его изготовления и обеспечить стабильность прочностных и жесткостных характеристик, а также улучшить массовые характеристики спрямляющего аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к области изготовления спрямляющей лопатки турбореактивного двухконтурного двигателя авиационного применения. Способ формования лопатки спрямляющего аппарата, содержащей верхнюю и нижнюю полки с размещенным между полками пером и выполненной из препрега на основе связующего с волоконным армированием из непрерывного, по всему объему лопатки, углеродного многослойного композиционного материала, включает отверждение лопатки. Отверждение осуществляют в накрытой технологическим пакетом пресс-форме в автоклаве. При отверждении создают вакуум в технологическом пакете с пресс-формой не более 0,02 МПа и поднимают температуру до 100±5°C со скоростью 1-5°C/мин. Затем выдерживают при температуре 100±5°C в течение 30-120 минут, поднимают давление до 0,20 МПа со скоростью 0,01-0,02 МПа/мин, после чего поднимают давление до 0,60±0,05 МПа. Затем поднимают температуру до 175±5°C со скоростью 1-5°C/мин и выдерживают при температуре 175±5°C в течение 120-480 минут, после чего охлаждают до 30°C со скоростью 1-5°C/мин и сбрасывают давление. Выдерживают в течение 5-50 минут и сбрасывают вакуум в технологическом пакете. Изобретение позволяет повысить надежность лопатки спрямляющего аппарата, снизить трудоемкость его изготовления и обеспечить стабильность прочностных и жесткостных характеристик, а также улучшить массовые характеристики спрямляющего аппарата. 2 ил.

Роторная машина содержит статор и ротор, выполненный с возможностью вращения относительно статора и имеющий металлический вал, композитное рабочее колесо и по меньшей мере первое металлическое кольцо, закрепляющее композитное рабочее колесо на указанном металлическом валу. Композитное рабочее колесо содержит соединенные друг с другом композитную часть и металлическую крепежную часть, имеющую втулку и проходящую радиально часть, которая проходит радиально наружу от втулки. Металлическое кольцо имеет первую поверхность взаимодействия с металлической крепежной частью композитного рабочего колеса и вторую поверхность взаимодействия с металлическим валом, таким образом, что сила, прикладываемая металлическим кольцом к металлической крепежной части композитного рабочего колеса, обеспечивает предотвращение перемещения между композитным рабочим колесом и металлическим валом. В другом варианте металлическое кольцо установлено на металлическую крепежную часть композитного рабочего колеса и металлический вал путем горячей посадки. При закреплении композитного рабочего колеса на металлическом валу роторной машины устанавливают на металлический вал композитное рабочее колесо и нагревают первое металлическое кольцо. Затем устанавливают металлическое кольцо на металлический вал и обеспечивают остывание и усадку металлического кольца для вхождения во взаимодействие с металлической крепежной частью композитного рабочего колеса и металлическим валом. Группа изобретений позволяет обеспечить крепление рабочего колеса, включающего композитную часть, на металлический вал и обеспечить защиту такого рабочего колеса от теплового излучения металлического крепежного кольца. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области изготовления металлических элементов для защиты кромок лопаток турбомашин. Способ включает изготовление сердечника (3), имеющего форму внутренней полости усилительного элемента, изготовление боковых элементов из листового материала и придание им штамповкой заданной формы с формованием между ними соответствующих полостей, изготовление вставки (7) из сплава с более высокой твердостью, чем твердость материала боковых элементов, размещение элементов из листового материала вокруг сердечника (3), установку вставки (7) в соответствующую полость (6) и скрепление между собой собранных элементов, которые затем соединяют горячим изостатическим прессованием. После чего извлекают сердечник (3) и отделяют готовый усилительный элемент, наружный профиль которого подвергают финишной механической обработке с обнажением материала вставки (7). Использование изобретения позволяет повысить качество металлического элемента для защиты кромок лопаток. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Лопатка ротора турбомашины содержит простирающуюся радиально рабочую часть и накладку, закрывающую торец рабочей части. Накладка образована первой частью, радиально закрывающей торец лопатки, и второй частью, частично закрывающей корыто лопатки. Первая часть накладки имеет боковину, расположенную со стороны спинки и находящуюся заподлицо со спинкой рабочей части. Сечение накладки в радиальной плоскости относительно оси ротора имеет форму уголка, причем первая часть накладки расположена перпендикулярно радиальному направлению, а вторая часть простирается в целом радиально. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей ротор, несущий указанную лопатку, и статор, окружающий ротор. Внутренняя цилиндрическая стенка статора, расположенная аксиально на уровне упомянутой лопатки, содержит слой истираемого материала, размещенный радиально на уровне торца лопатки. Группа изобретений позволяет защитить корыто рабочей части лопатки от износа, возникающего при контакте с истираемым материалом статора, без существенного увеличения веса лопатки. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбомашина содержит ротор, определяющий продольную ось турбомашины, и лопатку, соединенную с ротором, и упрочняющую полосу. Упрочняющая полоса соединена с лопаткой и выполнена с возможностью противодействия расслоению лопатки путем приложения сжимающей нагрузки к лопатке турбомашины. Упрочняющая полоса расположена на лопатке у наружной ее части и на некотором расстоянии от ротора в радиальном направлении. В другом варианте лопатка турбомашины содержит первый и второй слои слоистого материала, а упрочняющая полоса выполнена с возможностью противодействия расслоению первого и второго слоев слоистого материала путем приложения сжимающей нагрузки для сжатия вместе указанных слоев. Другое изобретение относится к газотурбинному двигателю, содержащему компрессор, имеющий лопатки, камеру сгорания, турбину, имеющую лопатки, и упрочняющую полосу, соединенную с лопаткой компрессора или турбины. Указанная лопатка содержит первый и второй слои слоистого материала. Упрочняющая полоса выполнена с возможностью противодействия расслоению первого и второго слоев слоистого материала путем приложения сжимающей нагрузки для сжатия вместе указанных слоев. Упрочняющая полоса расположена на лопатке у наружной ее части и на некотором расстоянии от ротора компрессора или турбины в радиальном направлении. Группа изобретений позволяет повысить долговечность лопаток турбомашины. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх