Анализ конструкции узла турбины АИ-24 (2 серии)

Размещено на http://www.allbest.ru

Министерство образования и науки Российской Федерации

Филиал ФГБОУ ВО СПБГУ ГА

«Якутское авиационное техническое училище гражданской авиации»

КУРСОВАЯ РАБОТА

по дисциплине: Конструкция двигателя АИ-24

на тему: техническое описание и анализ конструкции узла турбины АИ-24 (2 серии). Рассчитать рабочую лопатку турбины на растяжение от действия центробежных сил.

Выполнил курсант группы ТМ-14

Осипов Григорий Семенович

Преподаватель:

Бурнашев Валерий Еремеевич

г. Якутск 2017



Содержание

Введение

Глава 1. Сведения двигателя Аи-24 и узла турбины двигателя

Описание и анализ газовой турбины авиационного турбовинтового двигателя Аи-24 2-серии

1.1.1 Требование к конструкции и условия её работы

1.1.2 Описание конструкции турбины

1.2 Принцип работы ГТД

1.3 Дефекты и неисправности газовых турбин при эксплуатации

турбина узел центробежный



Введение

Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях (ГТД) обусловлено, прежде всего, их высокой энергоемкостью и экономичностью. Именно эти преимущества газовых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей в авиации, их широкое применение в энергетике и при транспорте природного газа.

Мощность, экономичность и надежность работы газотурбинного двигателя в значительной степени определяется совершенством конструкции и рабочего процесса турбины. Поэтому к турбинам предъявляются ряд требований, основными из которых являются:

1. Газовая турбина должна иметь большую долговечность и надежность, что обеспечивается: высоким качеством применяемых материалов и тщательным контролем за состоянием основных элементов турбины в эксплуатации; применением специальной системы охлаждения, обеспечивающей отвод тепла от самых нагруженных узлов турбины; точным выполнением требований инструкций по летной и технической эксплуатации двигателя.

2. Газовая турбина должна иметь высокий коэффициент полезного действия. С увеличением КПД турбины, увеличивается работа расширения газа, которая преобразуется в механическую работу и используется для вращения компрессора, несущего, рулевого винтов и вспомогательных агрегатов. Это приводит к уменьшению удельного расхода топлива и удельной массы двигателя. Увеличение КПД турбины достигается: оптимальным выбором числа ступеней турбины компрессора и свободной турбины; уменьшением потерь на трение и предотвращением срыва потока путем тщательной обработки профилей лопаток; уменьшением потерь на перетекание рабочего газа по радиальным зазорам.

3. Газовая турбина должна развивать большую мощность при минимальной массе и габаритах. Мощность турбин современного ГТД достигает 10000 л. с. (7350 кВт) и более. Масса турбин составляет 25--35% массы всего двигателя.

Увеличение мощности турбин обеспечивается: увеличением температуры газов перед турбиной достигающей для современных ГТД 1600 К; применением специальных жаропрочных и жаростойких материалов для изготовления основных высоконагруженных узлов турбин; оптимизацией рабочего процесса расширения газа в турбине.

4. Газовая турбина должна обладать хорошей технологичностью конструкции, обеспечивающей простоту технического обслуживания и эксплуатации.



Глава 1. Общие сведения двигателя АИ-24 II серии

Двигатель АИ-24 II серии--высотный турбовинтовой работающий с воздушным винтом левого вращения. Двигатель состоит из следующих основных частей: планетарного редуктора, лобового картера, осевого 10-ступенчатого компрессора, камеры сгорания кольцевого типа, трехступенчатой реактивной турбины, нерегулируемого реактивного сопла и агрегатов, обслуживающих двигатель и самолет. Характерной особенностью двигателя является наличие систем, автоматически предохраняющих двигатель от перегрузок по мощности и по температуре газов. Система автоматического ограничения двигателя по мощности обеспечивает прямое воздействие крутящего момента на валу двигателя, превышающего заданную величину настройки, на уменьшение расхода топлива, поступающего к рабочим топливным форсункам, и поддерживает постоянной максимально допустимую мощность. Система автоматического ограничения двигателя по температуре газов обеспечивает прямое воздействие температуры газов за турбиной, превышающей заданную величину настройки, на уменьшение расхода топлива, поступающего к рабочим топливным форсункам, и поддерживает постоянной максимально допустимую температуру газов.

1.1 Описание и анализ газовой турбины авиационного турбовинтового двигателя Аи-24 2-серии

1.1.1 Требование к конструкции и условия её работы

Турбина -- осевая, реактивная, трехступенчатая, состоит из ротора и статора; проточная часть ее представляет собой плавно расширяющийся канал с постоянным средним диаметром.

В проточной части происходит преобразование тепловой энергии газа в механическую.

Газ с повышенной температурой и с избыточным (против атмосферного) давлением, обладая определенным запасом потенциальной энергии, поступает в турбину. В сопловом аппарате происходит частичное расширение газа, в результате чего он приобретает некоторую скорость. Выйдя из соплового аппарата, струя газа попадает на рабочие лопатки, где изменяется ее направление и происходит дальнейшее расширение газа. Вследствие поворота струи и увеличения скорости развивается сила, приложенная к лопаткам, которая и производит механическую работу, используемую для привода компрессора, воздушного винта и агрегатов.

В турбине срабатывается весь теплоперепад, т. е. расширение газа происходит до атмосферного давления за последней ступенью.

Общий теплоперепад по ступеням распределяется следующим образом: I ступень --30%, II ступень --33% и III ступень --37%.

Повышение нагрузки на II и III ступенях выполнено для более эффективного срабатывания теплоперепада, так как высота лопаток от I до III ступени увеличивается, а следовательно, относительные потери будут уменьшаться.

С целью снижения потерь (в результате перетекания газа) радиальные зазоры между торцами рабочих лопаток и статором выполняются минимальными, а для предотвращения поломки лопаток при касании их о статор турбины в наружных кольцах сопловых аппаратов вмонтированы металлокерамические вставки.

С целью сведения к минимуму потерь в результате перетекания газа через зазоры между внутренними корпусами сопловых аппаратов и ротором турбины предусмотрены лабиринтные уплотнения, образованные кольцевыми гребешками, выполненными «а ступицах дисков I и II ступеней, и уплотнительными кольцами с металлокерамическими вставками.



1.1.2 Описание конструкции турбины

Турбина -- осевая, реактивная, трехступенчатая, состоит из ротора и статора.

Ротор турбины

Ротор турбины состоит из рабочих колес I, II и III ступеней вала турбины 1, роликоподшипника 3, внутренняя обойма которого садится с натягом на вал, и крепежных деталей.

В стыках между дисками рабочих колес и между диском I ступени и валом турбины размещены втулки 11, по восемь в каждом стыке, которые служат для передачи крутящего момента от рабочих колес на вал турбины.

Рабочие колеса к валу турбины крепятся восемью стяжными болтами 12 с гайками 13. Величина силы затяжки гаек контролируется величиной вытяжки болтов. Гайки стяжных болтов контрятся попарно пластинчатыми замками.

На валу ротора турбины установлены элементы уплотнения масляной полости подшипника -- лабиринтные кольца 4 к 5, которые вместе с внутренней обоймой подшипника стягиваются гайкой 2 и контрятся пластинчатым замком.

Ротор турбины консольно расположен на двух опорах. Передней опорой ротора является шлицевый носок вала, а задней -- роликовый подшипник, наружная обойма которого устанавливается в корпусе камеры сгорания.

Вал турбины состоит из следующих основных частей: переднего носка, цилиндрической средней части, посадочного пояска под подшипник и заднего фланца.

Передний носок вала имеет внутренние эвольвентные шлицы, посредством которых соединяется со шлицами заднего вала компрессора.

Посадочный поясок под подшипник изготовлен по первому классу точности, на пояске выполнены продольные пазы с целью уменьшения поверхности контакта с внутренней обоймой подшипника. В передней части пояска имеется резьба под гайки крепления внутренней обоймы подшипника и лабиринтных колец.

На фланце вала выполнены отверстия под стяжные болты, гнезда под втулки и отверстия для подвода охлаждающего воздуха к рабочему колесу II ступени, в которых имеется резьба для завинчивания упорных штырей при разборке ротора.

Рабочее колесо I ступени состоит из диска 8, рабочих лопаток 10, законтренных пластинчатыми замками 9, и дефлектора 7, который от проворота относительно диска фиксируется двумя штифтами 6.

В ступичной части диска выполнены центровочные пояски, передним из которых диск садится на вал, а задним -- на диск II ступени. Для крепления дефлектора в передней части диска имеются выступы и кольцевой поясок с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха. На периферии диска выполнены четырехзубые елочные пазы для крепления рабочих лопаток.

Дефлектор рабочего колеса обеспечивает эффективное охлаждение диска и замковых соединений рабочего колеса. Он состоит из ступичной части, на которой выполнены четыре кольцевых гребешка лабиринтного уплотнения и отверстия под штифты, полотна и выступы для крепления дефлектора на диске.

Рабочая лопатка состоит из профильной части -- пера, полки и четырехзубого замка типа «елочки», с помощью которого осуществляется крепление с диском. Вдоль контура верхнего торца пера, со стороны спинки, выполнена фаска для уменьшения толщины торца пера с целью лучшей приработки по металлокерамическим вставкам. При монтаже диск лопатки подбираются по тангенциальному люфту и по весовым моментам.

Рабочее колесо II ступени имеет конструкцию, подобную колесу I ступени, отличаясь от последнего конфигурацией и размерами деталей.

Рабочее колесо III ступени выполнено без дефлектора. В центральной части диска III ступени с задней стороны выполнен фланец 14 для снятия рабочего колеса III ступени при разборке ротора.

Стяжной болт имеет: посадочный поясок, которым плотно посажен в отверстие на фланце вала турбины, опорные пояски, резьбовой участок и четырехгранник, с помощью которого болт удерживается при затяжке и отворачивании гаек.

Гайки на гранях имеют отверстия для заливки керосина перед разборкой ротора; для предохранения от пригорания они омедняются.

Роликоподшипник турбины имеет внутреннюю гладкую и наружную с буртиками обоймы. Сепаратор подшипника -- цельный, с прямоугольными окнами, изготовлен из бронзового сплава. Для облегчения сепаратора и улучшения смазки подшипника по внутреннему диаметру с обеих сторон выполнены фаски, а по наружному диаметру -- проточка.

Для фиксации вала турбины в определенном осевом положении относительно торца фланца соплового аппарата I ступени и компенсации набегания допусков служит упорная втулка 2, имеющая градацию по длине.

Для обеспечения осевого люфта ротора турбины на хвостовике вала компрессора расположена дистанционная втулка 1, которая одновременно служит контровкой гайки крепления внутренней обоймы шарикоподшипника на заднем валу компрессора.

Ротор турбины динамически балансируется перед постановкой его на двигатель. Уравновешивание масс ротора производится за счет снятия металла на дефлекторе рабочего колеса I ступени и полотне диска III ступени, а также перестановкой рабочих лопаток с разными весовыми моментами и подбором соответствующих градаций балансировочных болтов 15.

Рабочие колеса ротора при сборке на двигателе устанавливаются относительно вала и друг друга по меткам в том положении, в котором они находились при балансировке.

Статор турбины

Статор турбины состоит из сопловых аппаратов /, // и /// ступеней. Лопаточная решетка сопловых аппаратов выполнена с сужающимися каналами, выходная часть которых заканчивается косым срезом.

Сопловой аппарат I ступени

Сопловой аппарат I ступени состоит из наружного кольца 6, охлаждаемых воздухом лопаток 5 и внутреннего корпуса. По внутренней поверхности наружного кольца центрируется камера сгорания.

|В наружном кольце выполнены профилированные прорези, в которые вставляются лопатки, и кольцевой паз, в котором размещаются металлокерамические вставки 9. Для монтажа вставок на торце заднего фланца выполнены три паза, которые закрываются замками, соединенными с наружным кольцом с помощью заклепок.

На заднем фланце наружного кольца между отверстиями под болты выполнены выборки для уменьшения перепада температуры по высоте фланца.

Лопатка соплового аппарата I ступени -- пустотелая, в выходной ее кромке выполнены щели, а корневая часть заканчивается хвостовиком с пазом для фиксации лопатки от перемещения в радиальном направлении. Во внутреннюю полость лопатки вставлен дефлектор, выштампованный из листового материала и припаянный к лопатке по наружному торцу. Со стороны внутреннего торца в лопатку вставлено и заварено донышко.

Внутренний корпус соплового аппарата I ступени состоит из кольца 5 с профилированными прорезями, конуса 3, кольца /, установочного кольца 10, кольца 4 и фланца 2.

На установочном кольце выполнены девять выступов, с помощью которых крепится соответствующими выступами стопорное кольцо 7. От проворота стопорное кольцо контрится тремя пластинчатыми замками.

Сопловой аппарат II ступени

Сопловой аппарат II ступени представляет собой сварную конструкцию и состоит из наружного кольца 7, лопаток 6 и внутреннего корпуса, состоящего из кольца 5, уплотнительного кольца 4, диафрагмы 3 и уплотнительного кольца 2 с металлокерамическими вставками 1.

Наружное кольцо имеет передний и задний фланцы с отверстиями под болты и выборками между отверстиями для уменьшения перепада температур между наружной и внутренней поверхностями фланцев. В кольце выполнены профильные прорези, в которые вставлены и приварены по торцу лопатки, и кольцевой паз, в который набраны уплотнительные вставки 5 аналогично сопловому аппарату I ступени. В профилированные просечки внутреннего кольца свободно входят хвостовики лопаток. Между торцами лопаток и внутренним кольцом имеются гарантированные зазоры. Такая конструкция обеспечивает взаимное перемещение лопаток и кольца при нагреве.



Внутреннее кольцо имеет восемь компенсационных прорезей, идущих от входной кромки прорези под лопатку и насквозь прорезающих фланец. Столько, же сквозных прорезей выполнено по наружному диаметру диафрагмы. При этом пазы на диафрагме располагаются между прорезями на внутреннем кольце. Уплотнительное кольцо 4 с одной стороны приварено точечной сваркой к диафрагме, а с другой -- дуговой сваркой к заднему фланцу внутреннего кольца и препятствует перетеканию газа через зазоры между лопатками и просечками во внутреннем кольце в зону более низкого давления за сопловым аппаратом. Уплотнительное кольцо 2 со вставками приварено к диафрагме точечной сваркой и вместе с гребешками на ступице диска / ступени препятствует перетеканию газа мимо лопатки соплового аппарата.

Сопловой аппарат III ступени

Сопловой аппарат III ступени имеет конструкцию, аналогичную сопловому аппарату II ступени, отличаясь от последнего отсутствием компенсационных прорезей на внутреннем кольце и диафрагме, а также размерами деталей.

Кожух обдува турбины

Кожух обдува турбины состоит из двух половин, каждая из которых имеет внутреннюю, наружную и заднюю стенки. Внутренняя и наружная стенки образуют кольцевой ресивер. На наружной стенке выполнена горловина для подвода воздуха в ресивер, на внутренней стенке имеются два ряда отверстий для выхода воздуха из ресивера кожуха. На задней стенке имеется кольцевая впадина и двенадцать отверстий для прохода фланцев сдвоенных термопар замера температуры газа за турбиной.

Кожух опирается на передний фланец соплового аппарата I ступени и посредством зигзагообразной ленты -- на наружный кожух реактивного сопла. Половинки кожуха соединяются в передней части болтами и стягиваются лентой в средней части.

Система охлаждения турбины

Диски и замки лопаток рабочих колес I и II ступеней охлаждаются вторичным воздухом, поступающим через отверстия / в конусе внутреннего корпуса соплового аппарата I ступени и через отверстия 7 во фланце корпуса подшипника в полость А. Из полость А воздух поступает через отверстия 6 в диске I ступени на охлаждение деталей рабочего колеса I ступени. Через осевые отверстия 5 в ступицах дисков и отверстия 4 в диске II ступени воздух поступает на охлаждение деталей рабочего колеса II ступени. Вторичным воздухом, проходящим через кольцевые щели между наружным и внутренним кольцами соплового аппарата I ступени и соответствующими кожухами камеры сгорания, осуществляется пленочное охлаждение трактовой поверхности колец соплового аппарата I ступени. Сопловые лопатки I ступени охлаждаются вторичным воздухом, входящим с наружного торца лопатки внутрь дефлектора. Затем воздух выходит через щели в дефлекторе, охлаждая входную кромку лопатки.

Проходя в зазоре между дефлектором и внутренней полостью лопатки, воздух охлаждает стенки лопатки и выходит в щели в выходной кромке лопатки. Для уменьшения радиальных зазоров между рабочими лопатками и вставками сопловых аппаратов производится охлаждение наружных колец сопловых аппаратов. С этой целью в горловину кожуха обдува турбины вовремя полета самолета под действием скоростного напора подается атмосферный воздух. Из кольцевого ресивера воздух выходит через радиальные отверстия и омывает наружную поверхность статора турбины. Нагретый воздух выбрасывается в атмосферу.

1.2 Принцип работы ГТД

Газотурбинный двигатель - это разновидность теплового двигателя, который работает по не очень простому принципу. Газ в двигателе сжимается и нагревается, после чего, энергия этого газа преобразуется в механическую работу. Как Вы могли заметить, с первых слов описания данного двигателя, все процессы происходят в потоке движущегося газа, что кардинально отличается от принципа работы поршневого двигателя.

Как работает газотурбинный двигатель? Если рассматривать, более подробно процесс работы газотурбинного двигателя, то можно выделить несколько этапов, которые в соединении описывают сложный процесс преобразования энергии сжатого газа в механическую работу. Какие это этапы?

Подача и смесь. Атмосферный воздух в сжатом виде поступает из компрессора в камеру сгорания. Туда же поступает и топливо, в результате чего получается топливная смесь, которая в процессе сгорания выделяет очень много энергии.

Преобразование. После того, как топливная смесь в процессе сгорания преобразуется в энергию, необходимо преобразовать ее в механическую работу. Это происходит благодаря вращению специальных «лопаток» струей газа под большим давлением.

Разделение работы. Часть полученной механической работы от энергии топливной смеси, уходит на сжатия воздуха для следующей подачи, в компрессоре, а остальная энергия передается на приводимый агрегат.

Именно та работа, которая передается на приводимый агрегат и называется полезной! К слову, газотурбинный двигатель по праву считается двигателем, имеющим наибольшую удельную мощность, среди остальных двигателей внутреннего сгорания. Топливом к газотурбинному двигателю можно считать практически любое горючее: керосин, бензин, мазут, природный газ, дизельное топливо, судовое топливо, водяной газ, спирт, а также мелкий уголь!

Принцип работы газотурбинных двигателей. 

Чтобы добиться высокого КПД в тепловом двигателе, необходимо добиться высокой температуры сгорания топливной смеси, но не всегда это можно достичь. Препятствиями можно назвать не способность материалов, из которых построен двигатель (никель, сталь, керамика и прочие) выдерживать большие температуры и давление. Очень большое количество трудов инженеров было направлено на то, чтобы успешно отводить тепло от турбины и использовать его там, где это необходимо. Смело можно сказать, что их работа была проведена не зря, ведь в настоящее время, благодаря подобным разработкам, было достигнута эта цель путем перенаправления тепла выхлопных газов, сжатому воздуху. Такой процесс называется рекуперирование. Это очень успешных подход, ведь в противном случае тепло выхлопных газов было бы просто утеряно, а так, оно способно служить источником нагрева сжатого воздуха, перед процессом дальнейшего сгорания. Таким образом, можно смело утверждать, что без этого процесса и специальных теплообменников (рекуператоров) не удалось бы достигнуть столь высокого КПД.



Максимальная скорость вращения турбинных лопаток, определяет максимальное давление, которое нужно достигнуть для получения наивысшей мощности двигателя. При этом, как правило, чем меньше двигатель, тем выше должна быть частота вращения вала, для поддержания максимальной скорость турбинных лопаток.

Устройство газотурбинного двигателя. 

Что касается устройства, тут все не так и сложно, как можно себе представить. Газотурбинный двигатель состоит из камеры сгорания, где также установлены свечи зажигания и форсунка, для подачи топлива и получения искры в камере сгорания. Турбинное колесо со специальными лопатками установлено на одном валу с компрессором. К устройство двигателя также относятся: понижающий редуктор, теплообменник, выпускной трубопровод, впускной канал, а также диффузор и сопла.

При вращении вала компрессора, его лопасти захватывают воздух, который поступает через впускной канал. После того, как компрессор увеличивает скорость движения до 500 метров в секунду, он нагнетает его в диффузор. На выходе диффузора, скорость воздуха уменьшается, но с тем же повышается его давление. После диффузора, воздух попадает в теплообменник, где нагревается теплом отработанных газов и переходит в камеру сгорания. Помимо подогретого и сжатого воздуха, в камеру сгорания постоянно подается топливо в распыленном виде, через форсунку. Топливо смешивается с воздухом, образуя топливную смесь, далее эта смесь воспламеняется, с помощью искры, которую производит свеча. В результате сгорания, давление в камере повышается, нагретые газы проходят через сопло и попадают на лопатки турбинного колеса, которые приводятся в движение. Крутящий момент турбинного колеса передается через понижающий редуктор на трансмиссию автомобиля. Отработанные газы подходят в теплообменник, где подогревают поступивший сжатый воздух и выходят в атмосферу.

Основным недостатком газотурбинного двигателя является стоимость тепло прочных материалов, из которых должен быть построен двигатель. Помимо этого, сложность работ и высокая степень очистки воздуха, который попадает в двигатель, также хорошо бьют по карману, но не смотря ни на что, разработка и усовершенствование газотурбинного двигателя уже вовсю проходит как в нашей стране, так и за границей.

Типы газотурбинных двигателей.

Касательно типов, их очень большое количество, при этом суть работы одна и та же, но выполнение - немного различно. В зависимости от типов, газотурбинный двигатель имеет широкое применение на морских судах, железнодорожных составах, автомобилях, самолетах, вертолетах и даже в танках .К слову на сегодняшний день лишь американский танк Абрамс М1А1 оснащен газотурбинным двигателем .У советских инженеров тоже были попытки применить ГТД на танках, было даже несколько прототипов на базе Т-80,но почему то дальнейшие разработки были свёрнуты.

1.3 Дефекты и неисправности газовых турбин при эксплуатации

Высокие температуры, в условиях которых работают детали турбины, воздействие центробежных, аэродинамических и вибрационных сил при работе двигателя делают турбину двигателя наиболее нагруженным его узлом.

В результате этого в эксплуатации появляются неисправности, обусловленные перечисленными факторами. Наиболее характерными из них являются:

трещины по первому пазу елочного замка не усиленного диска турбины;

трещины и разрушение рабочих лопаток турбины;

смещение лопаток турбины в сторону соплового аппарата;

уменьшение зазора между рабочими лопатками турбины и бандажом;

трещины или обгорание лопаток соплового аппарата;

трещины кожуха газо-сборника;

разрушение шпилек крепления бандажа;

трещины бандажа соплового аппарата турбины.

Трещины по первому пазу елочного замка диска турбины являются следствием высоких динамических нагрузок, возникающих при попадании лопаток турбины в резонансный режим, и недостаточной конструктивной прочности замковой части обода диска не усиленной конструкции. Несмотря на кратковременность работы двигателя на резонансном режиме, при относительно высокой частоте колебаний (более 2000 Гн) происходит накопление числа циклов нагружений, вызывающих появление микротрещин и их дальнейшее развитие. Развитие трещин в пазах диска происходит медленно (около 3--3,5 мм за 100 ч работы), поэтому случаев разрушения обода диска в процессе эксплуатации не было, а трещины обнаруживались при ремонте двигателей, отработавших ресурс.

В целях исключения случаев разрушения дисков турбин в серийном производстве внедрена новая конструкция усиленного диска, а при ремонте двигателей не усиленные диски заменяются на усиленные. За все время эксплуатации усиленных дисков случаев их разрушения не было.

Разрушение рабочих лопаток турбины является одним из наиболее опасных отказов двигателя. Оборвавшаяся часть лопатки может пробить корпус турбины и обшивку самолета, а также разрушить тяги управления самолетом. Кроме того, при разрушении лопатки вследствие дисбаланса возникает сильная тряска двигателя, которая может вызвать разрушение топливных, масляных трубопроводов и пожар двигателя.

Основными причинами разрушения рабочих лопаток турбины двигателей М70ІС-500 является возникновение и развитие усталостных трещин под действием динамических напряжений, обусловленных неравномерностью поля давлений газов вследствие различия проходных сечений газо-воздушного тракта и производительности рабочих форсунок.

Одним из основных источников возбуждения вибраций лопаток являются импульсы сил при прохождении их через аэродинамический след сопловых аппаратов и стыков патрубков газо-сборника. Динамические нагрузки на установившемся режиме повторяются с каждым оборотом ротора двигателя. Максимальные вибрационные напряжения возникают на резонансном режиме при кратности частоты собственных колебаний лопаток частоте вращения ротора двигателя.

Большие нагрузки и высокие температуры обусловливают усталостные разрушения лопаток турбин по профильной части пера или по первому пазу елочного замка.

Возникновение и развитие усталостных трещин на профильной части пера лопатки обычно начинается от концентратора напряжений. Такими концентраторами могут явиться забоины на кромках лопаток, эрозионный износ, наличие поперечных рисок от механической обработки или уменьшение радиуса скруглення выходной кромки лопатки. Развитие усталостной трещины на пере лопатки турбины является длительным процессом и потому обычно своевременно выявляется в эксплуатации. Обрыв лопатки наступает лишь при длине трещины около 40--50% хорды.

Разрушение лопаток турбины по первому пазу елочного замка происходит из-за возникновения и развития усталостной трещины в местах действия максимальных растягивающих и изгибающих напряжений -- в середине паза на торцевой поверхности замка со стороны выходной кромки.

Основной причиной разрушения лопаток по первому пазу замка являются повышенные динамические (вибрационные) напряжения вследствие резонанса по 8-й гармонике на частоте вращения 15 650…15 700 об/мин. Максимальная частота вращения двигателя М701 с-500 по техническим условиям должна быть 15 400+об/мин; Однако при пробе приемистости возможен заброс частоты вращения до 300 об/мин, что приводит к кратковременной „работе лопаток турбины на резонансном режиме с возникновением в них вибрационных напряжений. Изменение заделки привело к увеличению уровня вибронапряжений, что подтверждается наличием большого количества усталостных трещин по первому пазу диска турбины, в котором произошел обрыв лопатки.

В целях предотвращения случаев возникновения усталостных трещин по первому пазу елочного замка лопаток были несколько изменены геометрические размеры пазов елочного замка диска турбины, что позволило повысить демпфирующие свойства этого соединения. В результате проведенных мероприятий случаев возникновения трещин лопаток по первому пазу елочного замка в условиях эксплуатации не было.

Таким образом, ротор турбины двигателя М701 с-500 в настоящее время работает весьма надежно.

Смещение рабочих лопаток турбины в сторону соплового аппарата («утопание лопаток») происходит вследствие нарушения фиксации их в осевом направлении пластинчатыми замками. Такое нарушение может происходить из-за отгибания усиков пластинчатых замков в результате воздействия вибрационных нагрузок или вследствие неплотного прилегания усиков замков к ободу диска при их установке. Однако основной причиной смещения лопаток является приложение к ним чрезмерных осевых нагрузок при проворачивании ротора двигателя штангой приспособления КВ 503-00. Поэтому для предотвращения смещения рабочих лопаток турбины в сторону соплового аппарата необходимо при проворачивании ротора не допускать сильного давления штангой на лопатки.

Необходимо отметить, что на рабочих режимах работы двигателя перемещению лопаток в осевом направлении препятствуют силы трения в замке, которые в несколько раз больше силы, сдвигающей лопатку.

Уменьшение радиального зазора между торцами рабочих лопаток турбины и корпусом (бандажом) происходит в результате деформации корпуса турбины из-за неравномерного его нагрева и охлаждения. Уменьшение зазора в процессе эксплуатации может происходить сравнительно быстро, и к концу межрегламентного периода он может уменьшиться настолько, что произойдет касание рабочих лопаток о корпус, что вызовет торможение или заклинивание ротора двигателя, сопровождающееся обгоранием лопаток турбины и соплового аппарата.

Дефект проявляется обычно на двигателях с сегментной конструкцией корпуса турбины. Внедрение бес -- сегментного корпуса турбины, ограничение минимального зазора до 0,5 мм позволили в значительной степени сократить количество случаев проявления этого дефекта, однако полностью его не устранили. Поэтому в эксплуатации необходимо периодически контролировать величину зазора между корпусом турбины и торцами лопаток, а также строго соблюдать требования инструкции по прогреву и охлаждению двигателя.

Трещины и коробление выходных кромок лопаток соплового аппарата возникают вследствие воздействия термических напряжений при изменении режимов работы двигателя или местном увеличении температуры газов. Высокие температуры газов перед турбиной и значительная неравномерность температурного поля на выходе из жаровой трубы обусловливают нагрев до различных температур даже тех лопаток, которые расположены в зоне одной жаровой трубы. Температура нагрева сопловой лопатки изменяется как по высоте, так и по ее хорде. Наибольшая температура на входной кромке лопатки соплового аппарата, наименьшая-- на расстоянии 50…70% длины хорды от входной кромки. Перепад температуры между этими точками достигает нескольких десятков градусов. Кроме того, лопатка соплового аппарата со стороны вогнутой поверхности нагревается больше, чем с выпуклой. Более интенсивный нагрев входной кромки и вогнутой поверхности объясняется эффектом местного нагрева за счет частичного торможения потока.

Изменение температуры газов перед турбиной на переходных неустановившихся режимах работы двигателя приводит к соответствующему изменению степени нагрева сопловых лопаток. При запуске и пробе приемистости двигателя, сопровождающихся забросами температуры, возникают большие перепады температур по высоте и хорде сопловой лопатки.

Быстрые и неравномерные (по высоте и поперечному сечению), циклически повторяющиеся нагревы и охлаждения сопровождаются высокими термическими напряжениями, которые являются основной причиной появления трещин в материале' лопаток соплового аппарата. Величина этих напряжений зависит от степени неравномерности температуры, возможности свободного перемещения лопатки при нагреве и охлаждений, а также способа ее крепления. Степень неравномерности температуры газового потока перед турбиной зависит от особенностей конструкции индивидуальных камер сгорания, от состояния жаровых труб, от величины зазоров между жаровыми трубами и кожухами камер сгорания, от площади проходных сечений деталей и узлов газо-воздушного тракта двигателя, от параметров рабочих форсунок. Но основным фактором обеспечения надежной работы лопаток соплового аппарата является строгое соблюдение температурного режима двигателя при запуске, а также обеспечение необходимого прогрева и охлаждения.

Трещины корпуса газо-сборника (обычно около 4-й камеры сгорания) возникают под действием тангенциальных статических напряжений вследствие некачественной отливки корпуса при его изготовлении. Для повышения надежности корпусов газо-сборника промышленностью проведен ряд мероприятий по совершенствованию технологии их изготовления, однако отдельные случаи появления трещин в эксплуатации еще имеются. Поэтому при выполнении регламентных работ необходимо производить тщательный осмотр корпусов газо-сборника для своевременного выявления трещин.

Разрушение шпилек крепления корпуса турбины к газо-сборнику происходит в результате воздействия знакопеременных нагрузок, возникающих при вибрации узлов турбины под воздействием газового потока при работе двигателя. Способствующими факторами являются также термические напряжения в деталях из-за неравномерности их нагрева и охлаждения при изменении режимов работы двигателя или при местном увеличении температуры газов. Строгое соблюдение рекомендуемых режимов прогрева и охлаждения двигателя, а также обеспечение запуска без превышения допустимого заброса температуры газов способствует повышению надежности работы шпилек. Однако их разрушение возможно и при соблюдении всех требований по температуре газов, поскольку является следствием конструктивного несовершенства узла.

Размещено на Allbest.ru