Разработка узла турбины высокого давления на базе прототипа ТВД газотурбинного двигателя АЛ-31СТН наземной газоперекачивающей установки

Рисунок 4.3 - Распределение радиальных напряжений по радиусу диска

Рисунок 4.4 - Распределение эквивалентных напряжений по радиусу

диска

Рисунок 4.5 - Распределение температуры по радиусу диска

Рисунок 4.6 - Распределение длительных напряжений по радиусу диска

Рисунок 4.7 - Распределение запасов прочности по радиусу диска

Рисунок 5.1 - Расчетная схема соединения «ёлочного» типа

Параметры соединения представлены в таблице 5.1.

Таблица 5.1 - Параметры соединения

Исходные данные для расчета соединения «елочкиного типа» представлены в таблице 5.2.

Таблица 5.2 - Исходные данные

где b₀ = 9 мм - расстояние между серединными линиями зубьев в самом верхнем сечении у выступа.

Центробежные силы участков хвостовика и выступа:

,

где - радиус самого верхнего сечения;

;

;

Погонная сила, приходящаяся на единицу длины зуба, одинаковая для всех зубьев:

Сила, действующая на каждый зуб:

Сила, действующая нормально к рабочей поверхности зуба:

Площадь смятия:

Площадь среза:

Напряжение смятия:

Напряжение среза:

Изгибающий момент в основании зуба:

Момент сопротивления основания зуба:

Напряжение изгиба:

Запас статической прочности хвостовика считаем в сечении, где напряжения растяжения максимальны (в данном случае это сечение 1):

Запас статической прочности выступа считаем в сечении, где напряжения растяжения максимальны (в данном случае это сечение 3):

Рисунок 6.1 - Расчетная схема ротора турбины

Вносим геометрические параметры расчетной схемы в следующую таблицу:

Таблица 6.1 - Геометрические параметры расчетной схемы

Масса участка рассчитывается по формуле:

Для диска необходимо вычислить полярный момент инерции и диаметральный момент инерции.

Полярный момент инерции для диска будет суммой полярных моментов элементарных фигур, образующих диск, плюс полярный момент инерции лопаточного венца. В нашем случае элементарными фигурами являются два цилиндра. Формула, по которой вычисляется полярный момент инерции для цилиндра, выглядит следующим образом:

Тогда:

С1 = 8 МН/м, С2 = 13,333 МН/м.

Составляем вторую таблицу исходных данных:

Таблица 6.2 - Исходные данные

щ1 = 341,3 рад/с; щ2 = 2179,9 рад/с.

Максимальная угловая скорость, развиваемая ротором проектируемой турбины, щmax = 1282 рад/с, не находится рядом ни с одной из критических угловых скоростей, а значит проектируемая турбина будет устойчиво работать во всем диапазоне установившихся режимов от малого газа до максимала. Кроме того, данный ротор будет «гибким», так как его рабочая частота вращения лежит между критическими частотами вращения.

7. Патентные исследования

Под патентными понимают исследования технического уровня и тенденций развития объектов хозяйственной деятельности, их патентоспособности и конкурентоспособности на основе патентной и другой информации. Патентные исследования являются составной частью научно-исследовательских, проектных, конструкторских и технологических работ, предусмотренных стандартами системы разработки и постановки продукции на производство, а также другими нормативными документами, регламентирующими разработку, производство и реализацию объектов техники.

Патент №2263791. Охлаждаемая рабочая лопатка турбины.

Страна публикации: Российская Федерация.

Авторы: Кинзбурский В.С., Грибова С.С.

1. Охлаждаемая рабочая лопатка турбины, содержащая перо с перегородкой, размещенной в его полости, и каналами охлаждения со стороны спинки и корыта, и хвостовик с каналами подвода охлаждающего воздуха, при этом каналы охлаждения со стороны корыта размещены между входной и выходной кромками, а каналы охлаждения со стороны спинки сообщены с каналами подвода охлаждающего воздуха и выполнены по высоте пера лопатки с разворотом к входной кромке, отличающаяся тем, что в каналах охлаждения размещены ребра, причем ребра со стороны корыта расположены от входной кромки по длине наружного профиля пера на расстоянии L0,1b, где b - хорда профиля пера, а ребра со стороны спинки выполнены изогнутыми и расположены на расстоянии H10,25 Н, где Н - высота пера лопатки по входной кромке от его корневой части.

2. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что толщина стенки между двумя соседними каналами охлаждения со стороны спинки в заданном сечении составляет 0,4-1,2 средней толщины стенки спинки пера в месте расположения каналов.

3. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что полости между соседними ребрами, расположенными в каналах со стороны корыта, сообщены при помощи отверстий с каналом охлаждения со стороны спинки, ближайшим к выходной кромке.

4. Охлаждаемая лопатка по п. 2, отличающаяся тем, что полости между соседними ребрами, расположенными в каналах со стороны корыта, сообщены при помощи отверстий с каналом охлаждения со стороны спинки, ближайшим к выходной кромке.

5. Охлаждаемая лопатка по п. 3, отличающаяся тем, что диаметр каждого отверстия составляет 0,6-1,0 расстояния между соответствующими ребрами, а угол наклона оси отверстия к средней линии профиля пера равен 3-20°.

6. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что угол разворота каналов охлаждения со стороны спинки к входной кромке равен 80-90°.

7. Охлаждаемая лопатка по п. 2, отличающаяся тем, что угол разворота каналов охлаждения со стороны спинки к входной кромке равен 80-90°.

8. Охлаждаемая лопатка по п. 3, отличающаяся тем, что угол разворота каналов охлаждения со стороны спинки к входной кромке равен 80-90°.

9. Охлаждаемая лопатка по п. 5, отличающаяся тем, что угол разворота каналов охлаждения со стороны спинки к входной кромке равен 80-90°.

10. Охлаждаемая лопатка по любому из пп. 1-9, отличающаяся тем, что перегородка выполнена литьем вместе с отливкой лопатки.

Патент №2143562. Сопловой аппарат газовой турбины.

Страна публикации: Российская Федерация.

Авторы: Гойхенберг М.М., Мальков В.А., Марчуков Е.Ю.

Изобретение относится к сопловым аппаратам газовых турбин. Выходной срез козырька, образующего с одной из обечаек щелевой канал для подвода охлаждающего воздуха, размещен в межлопаточном канале. В кольцевом щелевом канале по обе стороны входных кромок лопаток установлены продольные ребра. Площади проходных сечений секций кольцевого щелевого канала, расположенных напротив входных кромок и между ними, связаны с длинами дуг секций определенным соотношением. Размещение выходного среза козырька в межлопаточном канале и установка там продольных ребер по обе стороны от входных кромок лопаток заставляет нужную часть охлаждающего воздуха, вытекающего из выходного среза, поступать в район входной кромки лопатки, являющийся наиболее теплонапряженным. Это позволяет, не увеличивая общий расход охлаждающего воздуха, уменьшить неравномерность распределения расхода охлаждающего воздуха в окружном направлении в системе охлаждения лопаток и тем самым повысить эффективность охлаждения участков соплового аппарата, примыкающих к входным кромкам сопловых лопаток.

Патент №2283432. Охлаждаемая лопатка турбомашины.

Страна публикации: Российская Федерация.

Авторы: Бервинов Б.П., Кинзбурский В.С.

1. Охлаждаемая лопатка турбомашины, содержащая перо с центральной полостью и каналом, расположенным в зоне входной кромки и сообщенным входными каналами и выполненными в пере выходными каналами с центральной полостью и внешней поверхностью выпуклой части пера, причем выходные и входные каналы выполнены тангенциальными относительно канала, расположенного в зоне входной кромки, а отношение площадей проходных сечений выходных и входных каналов выбрано в интервале 4,2>Fвых/Fвхода>1,7, отличающаяся тем, что ось канала, расположенного в зоне входной кромки, в меридиональной плоскости турбомашины отклонена от радиального направления на угол от 1 до 8°, при этом в пере размещена перегородка на расстоянии h=(0,08-0,14)L от входной кромки, где L - хорда профиля пера в заданном сечении, и входные каналы выполнены в перегородке, причем число выходных каналов больше числа входных каналов.

2. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что число выходных каналов, по меньшей мере, на два больше числа входных каналов.

Патент №2323343. Охлаждаемая лопатка турбомашины.

Страна публикации: Российская Федерация.

Авторы: Елисеев Ю.С., Беляев В.Е., Косой А.С.

1. Охлаждаемая лопатка турбомашины, содержащая перо лопатки с последовательно соединенными каналом охлаждения входной кромки пера лопатки и промежуточным каналом, канал сброса, сообщенный с выпускными отверстиями выходной кромки пера лопатки, хвостовик с полкой, которая снабжена выпускными отверстиями, а также канал подвода охлаждающей среды, соединенный с каналом охлаждения входной кромки пера лопатки, отличающаяся тем, что в хвостовике лопатки выполнена полость, которая сообщена с выходом промежуточного канала и со входом канала сброса, а также с выпускными отверстиями полки хвостовика лопатки.

2. Охлаждаемая лопатка турбомашины по п. 1, отличающаяся тем, что канал сброса образован системой каналов охлаждения пера лопатки.

3. Охлаждаемая лопатка турбомашины по п. 1, отличающаяся тем, что полость хвостовика лопатки выполнена конической с широкой частью, обращенной к выходу промежуточного канала и входу канала сброса.

4. Охлаждаемая лопатка турбомашины по п. 3, отличающаяся тем, что входы выпускных отверстий полки хвостовика лопатки расположены на образующей условной конической поверхности, вписанной в полость хвостовика лопатки.

5. Охлаждаемая лопатка турбомашины по п. 1, или 2, или 3, или 4, отличающаяся тем, что выпускные отверстия полки хвостовика выполнены наклонными к поверхности полки хвостовика, обращенной к проточной части турбины.

6. Охлаждаемая лопатка турбомашины по п. 1, или 2, или 3, или 4, отличающаяся тем, что полость хвостовика выступает за пределы контура корневого сечения пера лопатки.

Список литературы

1. Конструкция и прочность авиационных двигателей и энергетических установок: Методические указания к курсовому проекту по дисциплине «Конструкция и прочность АД и ЭУ» / УГАТУ; Сост: Б.К. Галимханов, В.Ф. Харитонов. - Уфа 2007. - 39 с.

2. Материалы деталей авиационных газотурбинных двигателей. Методические указания к курсовому и дипломному проектированию / Уфимск. гос. авиац. техн. ун-т, сост.: В.Ф. Харитонов. - Уфа, УГАТУ, 2004. - 38 с.

3. Расчет дисков газотурбинных двигателей/ Методические указания к курсовому и дипломному проектированию / Сост. В.Ф. Харитонов, А.В. Вишев, С.С. Ефремов - Уфа.: УГАТУ, 2005. - 25 с.

4. Расчет на прочность рабочих лопаток газотурбинных двигателей - Методические указания к курсовому и дипломному проектированию / Сост. Л.Н. Тархов, В.Ф. Харитонов - Уфа.: УГАТУ, 2006. - 38 с.

5. Хронин Д.В. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989. - 368 с.

Размещено на Allbest.ru