RU2472945C2

RU2472945C2 - Прокладка для лопатки турбины, конструкция ротора турбины и турбина

Info

Publication number: RU2472945C2
Application number: RU2008128378/06A
Authority: RU
Inventors: Шарль ДУГЕ; Кристоф ЖАК; Жан-Пьер ЛОМБАР
Original assignee: Снекма
Priority date: 2007-07-13
Filing date: 2008-07-11
Publication date: 2013-01-20
Also published as: FR2918702B1; RU2008128378A; EP2014873B1; UA96589C2; JP2009019629A; US20090060745A1; EP2014873A1; CN101344015A; ES2352583T3; DE602008002486D1; CA2636922A1; FR2918702A1

Abstract

Прокладка лопатки турбины содержит две боковины, расположенные против опорных поверхностей ножки лопатки, и основание, соединяющее боковины между собой. Прокладка на уровне боковин имеет многослойную структуру, состоящую из трех слоев, скрепленных между собой и расположенных друг на друге. Первый слой выполнен из первого материала, второй слой из второго материала, а третий из третьего материала, который может быть одинаковым или отличаться от первого материала. Причем первый, второй и третий материалы обладают соответственно первым, вторым и третьим модулями Юнга, имеющими величины, связанные соотношением, защищаемым настоящим изобретением. Другое изобретение группы относится к конструкции ротора турбины, содержащей диск с выемками по внешней окружности, лопатки, ножки которых установлены в выемках, и указанную выше прокладку. Каждая боковина каждой прокладки располагается между опорной поверхностью ножки лопатки и опорной поверхностью диска. Еще одно изобретение относится к турбине, содержащей указанную выше конструкцию ротора. Изобретение позволяет повысить долговечность опорных поверхностей лопатки и диска за счет снижения их износа. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к типу прокладки для лопатки турбины, включающей в себя две боковины, которые будут располагаться против опорных поверхностей ножки лопатки, и основание, соединяющее эти боковины между собой.

Изобретение предназначено для всех типов турбин - наземных или авиационных, в том числе: турбореактивных и турбовинтовых двигателей, наземных газотурбинных установок и т.д. В частности, в двухконтурном двухпоточном турбореактивном двигателе с прокладкой согласно изобретению может использоваться для лопаток нагнетательного вентилятора (или «вентилятора»), для подвижных лопаток компрессора низкого давления (или «бустера-компрессора»), компрессора высокого давления, турбины высокого давления или турбины низкого давления турбореактивного двигателя.

В настоящей заявке осевое направление соответствует направлению оси вращения А ротора турбины, а радиальное направление представляет собой направление, перпендикулярное оси А. Кроме того, прилагательные «внутренний» и «внешний» помимо того, что они имеют противоположные по смыслу значения, используются и в отношении радиального направления, при этом внутренняя часть, а именно внутренняя относительно радиуса, элемента располагается ближе к оси А, чем внешняя, а именно внешняя относительно радиуса, часть этого же элемента.

В диске ротора (т.е. диске, жестко соединенном с ротором) турбины имеется несущий элемент лопаток, при этом лопатки (регулируемые) крепятся на диске посредством систем захватов, при этом речь может идти о прямом или согнутом штыревом соединении, молотковом соединении или елочном захвате. Эти системы захватов можно описать как устройства, в которых хвостовики лопатки представляют собой части, вставляемые внутрь системы и радиально удерживаемые в полых частях системы, которые выполнены по внешней окружности диска и обычно называются «выемками».

При начале вращения ротора лопатки подвергаются в основном воздействию центробежной силы, а также осевых аэродинамических сил, при этом ножки лопатки под воздействием центробежных сил прижимаются вплотную к частям диска, которые являются окантовкой внешнего отверстия выемок. Поверхности ножек лопатки и диска, которые прижимаются вплотную друг к другу, обычно называются «опорными поверхностями». На эти опорные поверхности оказывается давление, возникающие в результате применения этих сил в отношении опорной поверхности. Можно считать, что данное давление зависит, по первой приблизительной оценке, от квадрата скорости вращения ротора.

Понятно, что изменения скорости вращения ротора во время рабочего цикла турбины - от остановки до работы на полную мощность, проходя при этом промежуточные режимы (торможение, руление, полет на крейсерской скорости, снижение, если рассматривается вариант авиационного двигателя), приводят к изменениям давления на уровне опорных поверхностей, определение которым дано ранее. Эти изменения давления, приводящие к деформации упругости находящихся в контакте деталей, вызывают относительное перемещение ножек лопатки и диска. Эти относительные перемещения, называемые также (в зависимости от их характера) скольжением или размыканием, приводят в случае их повторения к износу опорных поверхностей лопаток или диска. Также признано, что динамические движения лопаток в заданном рабочем режиме (ответная реакция лопаток на нагрузки, вызванные чередованием гармоничного или временного режимов) могут способствовать износу данных опорных поверхностей. Кроме того, эти явления износа негативно влияют на эксплуатационный срок турбины.

Могут быть использованы решения, называемые «антиизнос», т.е. задерживающие появление износа на контактных поверхностях, среди которых имеются решения, базирующиеся на размещении третьего тела, называемого прокладкой, между ножками лопатки и диском. Эта прокладка позволяет, в частности, дублировать контактную поверхность (т.е. перейти от одной контактной поверхности лопатка/диск к двум контактным поверхностям лопатка/прокладка и прокладка/диск) и снизить относительные перемещения между находящимися в контакте деталями, что позволяет уменьшить возникающий в процессе эксплуатации износ.

Описание известного примера применения прокладки вышеупомянутого типа приведено в документе FR 2890684. Данная прокладка полностью изготовлена из металла, при этом речь идет о сложенном соответствующим образом листе металла.

Задачей настоящего изобретения является разработка более эффективной, чем вышеуказанная, прокладки, позволяющей выполнить функцию «антиизнос», т.е. обеспечивать лучшую защиту опорных поверхностей лопаток и диска.

Данная задача решается при помощи прокладки, предназначенной для лопатки турбины, содержащей две боковины, которые будут располагаться против опорных поверхностей ножки лопатки, и основание, соединяющее эти боковины между собой, отличающейся тем, что она имеет, по меньшей мере, на уровне этих боковин многослойную структуру, состоящую из трех слоев, скрепленных между собой и располагаемых в следующей последовательности: первый слой из первого материала, второй слой из второго материала и третий слой из третьего материала, который может быть одинаковым или отличаться от первого материала, при этом данные первый и третий материалы обладают соответственно первым и третьим модулем Юнга, имеющим величину Е и Е' при произвольной температуре, находящейся в диапазоне рабочей температуры прокладки, а данный второй материал обладает вторым модулем Юнга с величиной от Е/20 до Е/5 и от Е'/20 до Е'/5 при данной произвольной температуре эксплуатации.

Предпочтительно, чтобы первый и третий материалы были одинаковыми.

Следует отметить, что модуль Юнга материала меняется в зависимости от температуры данного материала, и, соответственно, величины Е и Е' также зависят от температуры.

Под температурой эксплуатации следует понимать температуры, которые испытывает прокладка в нормальных условиях использования при работающей турбине. В соответствии с настоящим изобретением соотношение между данными первым, вторым и третьим модулями Юнга, как это было определено выше, должно проверяться для всех показателей температуры рабочего температурного диапазона прокладки.

Например, если прокладка входит в состав нагнетательного вентилятора или компрессора низкого давления авиационного двухконтурного двухпоточного турбореактивного двигателя, то он эксплуатируется в режиме рабочих температур от 20 до 150°С. Если она входит в состав компрессора высокого давления авиационного двухконтурного, двухпоточного турбореактивного двигателя, то ее температура эксплуатации составляет от 150°С до 500°С. Если прокладка входит в состав турбины высокого давления авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя с истечением первичного и вторичного воздуха, то ее температура эксплуатации составляет от 400°С до 700°С.

Настоящее изобретение относится к принятию данной многослойной структуры, в которой характеристики (изотропные и анизотропные) эластичности второго материала выше аналогичных характеристик (изотропных и анизотропных) первого и третьего материалов в диапазоне желаемых рабочих температур.

Согласно одному варианту осуществления изобретения данные первый и третий материалы представлены сплавами металла или композитными материалами на органической основе (одинаковой или отличающейся), в то время как данный второй материал не является металлом. Например, и не исчерпывающим образом, второй материал может быть каучуком, силиконом, полиимидом, стеклом или эпоксидной смолой.

Многослойная структура прокладки согласно изобретению позволяет:

- равномерно распределить давление контакта путем размещения прокладки благодаря эластичности второго слоя;

- ограничить относительное перемещение деталей, вызванное воздействием центробежной силы во время изменения скорости вращения, путем «статического» касательного напряжения второго слоя;

- смягчить возможные динамические перемещения лопатки путем «динамического» касательного напряжения второго слоя.

Такие действия могут, в частности, воспрепятствовать или ограничить износ на уровне опорных поверхностей и увеличить тем самым срок эксплуатации ножек лопатки и дисков.

Эффективность таких действий повышается в случае, если второй материал обладает вязкоэластичными свойствами в диапазоне температур эксплуатации прокладки, в частности, для ослабления возможных динамических перемещений лопатки.

Предпочтительно также, чтобы первый, второй и третий слои располагались на уровне основания прокладки.

Еще одним объектом настоящего изобретения является конструкция ротора турбины, содержащая: диск ротора, по внешней окружности которого расположены выемки; лопатки, которые посредством своих ножек устанавливаются в данных выемках; прокладку согласно изобретению, при этом каждая боковина каждой прокладки располагается между опорной поверхностью ножки лопатки и соответствующей опорной поверхностью диска.

Предпочтительно, чтобы основание каждой прокладки располагалось под каждой ножкой лопатки.

Предпочтительно также, чтобы основание каждой прокладки располагалось по внешней окружности диска между двумя соседними выемками.

Еще одним объектом настоящего изобретения является турбина с такой конструкцией ротора.

Суть изобретения и его преимущества станут лучше понятны после изучения приводимого ниже детального описания со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

- фиг.1 изображает частично (схематичный вид в разборе) конструкцию ротора турбины, содержащую диск ротора, вариант прокладки согласно изобретению и ножку лопатки;

- фиг.2 - вид радиального разреза, выполненного в плоскости II-II, конструкции, представленной на фиг.1, после ее сборки;

- фиг.3 - вид в разрезе, выполненном аналогично представленному на фиг.2, изображающий другой вариант прокладки согласно изобретению;

- фиг.4 - вид в разрезе, выполненном аналогично представленному на фиг.2, изображающий другой вариант прокладки согласно изобретению, расположенной между двумя смежными выемками.

На фиг.1 и 2 изображены диск ротора 2 с расположенными по его окружности многочисленными желобками или выемками 4, которые представляют собой место посадки, предназначенное для установки ножки 16 лопатки 14, при этом данная ножка 16 окружена прокладкой 20. Ножка 16 лопатки и диск нагнетательного вентилятора 2 изготовлены, например, из титанового сплава.

Следует отметить, что существуют приспособления (не показаны), содержащие дополнительно прокладку, располагаемую между ножкой 16 лопатки и дном выемки 4.

При начале вращения диска 2 лопатки 14 подвергаются воздействию центробежной силы, при этом опорные поверхности 16А ножек 16 лопаток прижимаются вплотную к опорным поверхностям 22А диска 2. Как показано в примере, опорные поверхности 16А представляют собой боковые стороны ножек 16 лопатки, в то время как опорные поверхности 22А являются нижними поверхностями частей диска, имеющими форму губок 22, которые окантовывают внешнее отверстие выемок 4.

Прокладка 20 содержит две боковины 20А, которые будут размещаться против опорных поверхностей 16А ножки 16 лопатки, а располагаемое под ножкой 16 лопатки основание 20В (в данном случае металлический лист) будет соединять эти боковины между собой. Прокладка 20 является быстроизнашивающейся деталью, основным предназначением которой является ограничение износа ножки 16 лопатки и диска нагнетательного вентилятора 2.

Согласно примеру, изображенному на фиг.2, прокладка 20 на уровне своих боковин 20А и своего основания 20В имеет многослойную структуру, состоящую из трех слоев 31, 32, 33, плотно прилегающих друг к другу. Эти три слоя (от ножки 16 лопатки к диску 2) располагаются друг на друге в следующей последовательности: первый слой 31 первого материала, второй слой 32 второго материала и третий слой 33 третьего материала. В соответствии с приведенным примером третий материал аналогичен первому материалу, при этом они обладают одинаковым первым модулем Юнга. Согласно изобретению первый модуль Юнга имеет величину Е при произвольной температуре Т эксплуатации прокладки, а данный второй материал обладает вторым модулем Юнга с величиной от Е/20 до Е/5 при данной температуре Т.

Следует отметить, что прокладка 20 должна обладать определенной упругостью для обеспечения своей механической устойчивости и выполнения функции предотвращения износа. В связи с этим величина Е предпочтительно будет больше или равна 110000 МПа для металлической прокладки (например, 210000 МПа для прокладки, выполненной из сверхсплава на базе никеля, известного в коммерческой продаже под наименованием «Inconel»), и больше или равна 70000 МПа для прокладки, при изготовлении которой использовался композитный материал на органической основе.

Безусловно, выбор материалов осуществляется в зависимости от температуры, при которой эксплуатируется прокладка.

Если конструкция ротора входит в состав нагнетательного вентилятора или компрессора низкого давления авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя с истечением первичного и вторичного воздуха, то он эксплуатируется в режиме рабочих температур от 20 до 150°С. В этом случае, например, в качестве первого материала может быть выбран сверхсплав на базе никеля (Ni) с содержанием более 15% веса железа (Fe) и хрома (Cr), в частности сверхсплав, продаваемый под наименованием «Inconel 718», а в качестве второго материала - каучук (натуральный или синтетический). И в этом же случае в качестве первого материала может быть выбран композитный материал на базе эпоксидной смолы и с усилительными волокнами, например углепластиковыми, а в качестве второго материала - только эпоксидная смола (различие в модуле Юнга второго и первого материала состоит в отсутствии волокон).

Если конструкция входит в состав компрессора высокого давления авиационного двухконтурного, двухпоточного турбореактивного двигателя, то она эксплуатируется в режиме рабочих температур от 150°С до 500°С. В этом случае, например, в качестве первого материала может быть выбран сверхсплав на базе никеля (Ni) с содержанием более 15% веса железа (Fe) и хрома (Cr), как, в частности, сверхсплав, продаваемый под наименованием «Inconel 718», а в качестве второго материала - силикон или полиимид.

Если конструкция входит в состав турбины высокого давления авиационного двухконтурного, двухпоточного турбореактивного двигателя с двойным потоком, то она эксплуатируется в режиме температур от 400°С до 700°С. В этом случае, например, в качестве первого материала может быть выбран сверхсплав на базе никеля (Ni) с содержанием более 15% веса железа (Fe) и хрома (Cr), как, в частности, сверхсплав, продаваемый под наименованием «Inconel 718», а в качестве второго материала - стекло, которое в данном диапазоне рабочих температур имеет вязкоэластичное состояние.

В целом следует отметить, что скрепление этих слоев 31, 32, 33 между собой может быть обеспечено различными способами, в том числе путем:

- естественной адгезии в процессе полимеризации второго слоя 32 (во время его вулканизации, если он представлен каучуком);

- приклеивания;

- частичного приваривания слоев 31 и 33, а затем шлифования;

- частичного припаивания слоев 31 и 33, а затем шлифования;

- зачеканки или

- сочетанием нескольких вышеуказанных способов, например путем естественной адгезии и зачеканки.

Эти слои должны образовывать между собой единое целое для образования данной многослойной структуры, при этом достигнутое скрепление, безусловно, должно быть достаточным для того, чтобы помешать расслаиванию структуры в процессе эксплуатации или возникновению текучести слоя 32.

На фиг.3 представлен вид в разрезе, выполненном аналогично представленному на фиг.2, который изображает другой вариант прокладки 120 согласно изобретению. Показанные на фиг.3 элементы или части элементов, аналогичные изображенным на фиг.2, обозначены такими же цифрами, но которые увеличены на 100.

Пример, изображенный на фиг.3, отличается от примера, представленного на фиг.2, тем, что основание 120В прокладки 120 образовано скрепленными между собой первым 131 и вторым 133 слоями. Только боковины 120А прокладки имеют многослойную структуру, состоящую из первого 131, второго 132 и третьего 133 слоев согласно изобретению. Следует отметить, что основание 120В прокладки также могло бы быть образовано только третьим слоем 133 или исключительно первым слоем 131.

Фиг.4 изображает вид в разрезе, аналогичный представленному на фиг.2, демонстрирующий другой пример прокладки 220 согласно изобретению. Показанные на фиг.4 элементы или части элементов, аналогичные изображенным на фиг.2, обозначены такими же цифрами, но которые увеличены на 200.

Пример, представленный на фиг.4, отличается от примера, изображенного на фиг.2, тем, что основание 220В прокладки 220 располагается по внешнему периметру диска 202 ротора, между двумя смежными выемками 204, в то время как каждая боковина 220А прокладки размещается в выемке 204 и располагается между опорной поверхностью 216А ножки 216 лопатки и соответствующей опорной поверхностью 222А диска 202.

Прокладка 220 содержит многослойную структуру, аналогичную структуре прокладки 20, изображенной на фиг.2, с тремя слоями 231, 232, 233, которые скрепляются между собой и располагаются друг на друге.

Claims

1. Прокладка (20), предназначенная для лопатки (14) турбины, содержащая две боковины (20А), расположенные против опорных поверхностей (16А) ножки (16) лопатки, и основание (20В), соединяющее эти боковины между собой, отличающаяся тем, что она имеет, по меньшей мере, на уровне этих боковин (20А) многослойную структуру, состоящую, по меньшей мере, из трех слоев (31, 32, 33), скрепленных между собой и расположенных друг на друге в следующей последовательности: первый слой (31) первого материала, второй слой (32) второго материала и третий слой (33) третьего материала, который может быть одинаковым или отличаться от первого материала, при этом данные первый и третий материалы обладают соответственно первым и третьим модулями Юнга, имеющими величину Е и Е' при произвольной температуре, находящейся в диапазоне рабочих температур прокладки, а второй материал обладает вторым модулем Юнга с величиной от Е/20 до Е/5 и от Е'/20 до E'/5 при данной произвольной температуре эксплуатации.

2. Прокладка по п.1, в которой данные первый и третий материалы являются одинаковыми.

3. Прокладка по п.1 или 2, в которой данные первый и третий материалы представлены сплавами металла или композитными материалами с органической основой, в то время как второй материал не относится к металлам.

4. Прокладка по п.1, в которой данный второй материал обладает вязкоэластичными свойствами в температурном диапазоне эксплуатации прокладки.

5. Прокладка по п.1, в которой данные первый, второй и третий слои (31, 32, 33) также располагаются на уровне основания (20В) прокладки.

6. Конструкция ротора турбины, содержащая: диск (2) ротора, по внешней окружности которого расположены выемки (4); лопатки (14), ножки (16) которых устанавливаются в указанных выемках (4); и прокладку (20) по пп.1-5, при этом каждая боковина (20А) каждой прокладки располагается между опорной поверхностью (16А) ножки лопатки и соответствующей опорной поверхностью (22А) диска.

7. Конструкция ротора турбины по п.6, в которой основание (20В) каждой прокладки (20) располагается под каждой ножкой лопатки.

8. Конструкция ротора турбины по п.6, в которой основание (220В) каждой прокладки (220) располагается по внешней окружности диска (202) между двумя соседними выемками (204).

9. Турбина, содержащая конструкцию ротора по любому из пп.6-8.