Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя



Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2447293:

СНЕКМА (FR)

Объектом настоящего изобретения является способ снижения уровней вибраций, которые могут возникнуть в газотурбинном двигателе, содержащем, по меньшей мере, одно первое лопаточное колесо или одно второе лопаточное колесо, когда эти колеса осуществляют относительное движение по отношению друг к другу вокруг оси вращения и через них проходит газообразная текучая среда, по причине возмущений аэродинамического характера, производимых вторым лопаточным колесом или препятствием, на первом лопаточном колесе. Способ содержит следующие этапы во время проектирования упомянутых двух лопаточных колес: определяют исходную конфигурацию лопаток, вычисляют синхронную принудительную реакцию на первом лопаточном колесе в зависимости от гармонической силы возбуждения, производимой вторым лопаточным колесом и выраженной в виде линейной функции обобщенной аэродинамической силы для рассматриваемого режима, для расположенных штабелем сечений одного из двух колес определяют значение тангенциального геометрического смещения θ оси штабеля таким образом, чтобы сократить член, соответствующий обобщенной аэродинамической силе. Таким образом, совокупность сечений с тангенциальными смещениями определяет новую конфигурацию лопаток упомянутого одного из двух колес, которую применяют для лопаток упомянутого одного из двух колес. Технический результат - еще на стадии фазы проектирования или разработки осуществлять контроль над уровнем вибрационного реагирования лопаточных колес в конструкции газотурбинного двигателя. 6 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей, и его объектом является способ, позволяющий уменьшить вибрации лопаток лопаточного колеса, на которые действует периодическое возбуждение от возмущений в газовом потоке, проходящем через газотурбинный двигатель, создаваемых лопаточным колесом или препятствием вблизи упомянутого колеса, при этом одно колесо является подвижным, а другое - неподвижным.

Газотурбинный двигатель содержит один или несколько роторов, образованных лопаточными колесами, то есть лопатками, установленными на диске, вращающемся вокруг оси, и одну или несколько решеток, образованных неподвижными лопаточными колесами, то есть не вращающимися вокруг вышеупомянутой оси. Через лопатки неподвижных и подвижных колес проходит газообразная текучая среда в основном направлении, параллельном оси. Одним из основных источников возбуждения неподвижных или подвижных лопаток являются спутные струи и колебания давления, создаваемые препятствиями, смежными с колесом. Указанные препятствия, а именно лопатки передней и задней ступеней или стойки картера, создают возмущения в потоке текучей среды, проходящем через лопаточные колеса. Прохождение лопаток в этих возмущениях создает гармоническое возбуждение, синхронное со скоростью вращения ротора, и создает непостоянное поле давления на поверхности лопатки.

В области авиационных газотурбинных двигателей лопаточные колеса являются высокочувствительными узлами, так как они должны по своей размерности отвечать требованиям соблюдения аэродинамических характеристик, аэроакустики и механической прочности при вращении, температуры и аэродинамической нагрузки. С учетом совокупности этих аспектов эти конструкции являются достаточно нагруженными статически, поэтому, в связи с требованиями продолжительного срока службы, амплитуды действующих на них вибраций должны оставаться небольшими. Кроме того, аэроупругая связь, то есть связь между динамикой лопаточных колес и потоком текучей среды, обуславливает вибрационную стойкость конструкции.

В рамках проектирования газотурбинного двигателя и с учетом многообразия участвующих в работе элементов процесс расчета размеров является повторяющимся. Осуществляют определение размеров с учетом вибраций, чтобы избежать критического резонанса в диапазоне рабочих режимов машины. Расчет подтверждается в конце цикла проектирования путем испытания двигателя, во время которого измеряют амплитуды вибраций. Иногда проявляющиеся высокие уровни вибраций связаны либо с резонансными явлениями, либо с вибрационной нестабильностью. В этом случае требуется доводка рассматриваемого ротора, что приводит к большим затратам времени и средств.

В связи с этим задачей настоящего изобретения еще на стадии фазы проектирования или разработки машины является контроль над уровнями вибрационного реагирования лопаточных колес в конструкции газотурбинного двигателя, содержащей, по меньшей мере, одно подвижное лопаточное колесо и неподвижное колесо, через которые проходит газовый поток.

Таким образом, изобретение касается обработки вибраций, появляющихся в результате возмущений, создаваемых, например, одним из колес в газовом потоке на другом лопаточном колесе. В частном случае оно касается возмущений, создаваемых в газовом потоке спутной струей неподвижного лопаточного колеса или препятствия, такого как стойка картера; эти возмущения приводят к вибрациям на подвижном лопаточном колесе, находящемся сзади.

Задача настоящего изобретения не ограничивается контролем над уровнями вибраций в конфигурации, при которой лопаточные колеса являются смежными, оно касается контроля за вибрационным реагированием на лопаточном колесе при возмущениях, проявляющихся на входе или на выходе лопаточного колеса, не ограничиваясь только смежными колесами.

Изобретение касается также возбуждений типа искажения аэродинамического потока, создаваемого за счет одного или нескольких отборов в газовом потоке, или искажений входного потока на воздухозаборнике двигателя, если двигатель является турбореактивным двигателем, в случае бокового ветра или полета по наклонной траектории. В дальнейшем эти искажения будут включены в термин «препятствие».

Еще одной задачей настоящего изобретения является разработка способа, который позволяет производить корректировочные измерения, необходимость в которых возникает раньше всего или как можно ближе к началу процесса проектирования и разработки лопаточных колес газотурбинных двигателей.

В частности, задачей изобретения является снижение уровней вибраций, синхронных со скоростью вращения ротора, на подвижном или неподвижном лопаточном колесе, создаваемых относительным прохождением спутных струй или искажением, наведенным смежным или удаленным лопаточным колесом одной или двух ступеней, передней или задней.

Согласно изобретению способ снижения уровней вибраций, которые могут возникнуть в газотурбинном двигателе, содержащем, по меньшей мере, одно первое лопаточное колесо или одно второе лопаточное колесо, когда эти колеса осуществляют относительное движение по отношению друг к другу вокруг оси вращения и через них проходит газообразная текучая среда, из-за возмущений аэродинамического характера, производимых вторым лопаточным колесом или препятствием, на первом лопаточном колесе, отличается тем, что содержит следующие этапы во время проектирования упомянутых двух лопаточных колес:

А - определяют исходную конфигурацию лопаток, в зависимости от требуемых характеристик газотурбинного двигателя, с индивидуальными аэродинамическими профилями из р сечений, располагаемых штабелем радиально между ножкой и вершиной упомянутых лопаток;

Б - вычисляют синхронную принудительную реакцию y(ω) на первом лопаточном колесе в зависимости от усилия f(ω) гармонического возбуждения, производимого вторым лопаточным колесом или препятствием, при помощи отношения y(ω)=F(τyυ*f(ω)), где F - линейная функция обобщенной аэродинамической силы τyυ*f(ω) для рассматриваемого режима υ;

В - определяют коэффициент (α<1) понижения синхронной принудительной реакции y(ω);

Г - для каждого из упомянутых расположенных штабелем р сечений одного из двух колес определяют значение тангенциального геометрического смещения θ оси штабеля таким образом, чтобы сократить член, соответствующий обобщенной аэродинамической силе |τyυ*f(ω)|, при этом временной фазовый сдвиг φ давления возбуждения f(ω) связан с тангенциальным геометрическим смещением отношением θ=Nexcit*φ, где Nexcit - число источников возбуждения; таким образом, совокупность р сечений с тангенциальными смещениями определяет новую конфигурацию лопаток упомянутого одного из двух колес;

Д - вычисляют синхронную принудительную реакцию y'(ω) на первом лопаточном колесе;

Е - если |y'(ω)|>α*|y(ω)|, вычисление повторяют с этапа Г с новыми значениями тангенциального геометрического смещения применительно к оси штабеля;

Ж - если |y'(ω)|<α*|y(ω)|, новую конфигурацию применяют, по меньшей мере, к части и, в частности, ко всем лопаткам упомянутого одного из двух колес.

Предпочтительно, чтобы изменение первоначальной конфигурации осуществлялось на неподвижном колесе, независимо от того, является ли это лопаточное колесо источником возбуждения или само подвергается действию возбуждения.

В частности, изобретение позволяет производить обработку для различных случаев, приведенных ниже.

Первое колесо является подвижным лопаточным, а второе лопаточное колесо является неподвижным, при этом подвижное лопаточное колесо находится в спутной струе неподвижного лопаточного колеса.

Первое лопаточное колесо является подвижным колесом, а второе лопаточное колесо является неподвижным, при этом подвижное колесо находится спереди неподвижного колеса.

Первое лопаточное колесо является неподвижным, а второе лопаточное колесо является подвижным, при этом неподвижное колесо находится в спутной струе подвижного колеса.

Первое лопаточное колесо является неподвижным, а второе лопаточное колесо является подвижным, при этом неподвижное колесо находится спереди подвижного колеса.

Настоящее изобретение является результатом теоретического анализа вибрационных явлений. Установлено, что принудительная реакция y(ω) линейной конструкции, подвергающейся действию гармонической силы возбуждения f(ω), связана с этой силой отношением, которое можно сформулировать при помощи сложных членов, как показано ниже, с предположением стандартной единицы для собственных векторов по отношению к массе:

где

знак ∑ означает, что принудительная реакция y(ω) является суммой принудительных реакций каждого из собственных режимов υ импульса ω. Принудительная реакция для определенного собственного режима приведена в квадратных скобках. Сумма учитывает совокупность из n собственных режимов υ, принимаемых во внимание, и обработке подлежат эти режимы, то есть от собственного режима υ=1 до собственного режима υ=n,

yυ соответствует модальной изогнутой линии режима υ с предположением стандартной единицы для собственных векторов по отношению к массе,

Tyυ соответствует транспонированию предыдущего вектора,

ωυ соответствует импульсу собственного режима υ,

ω соответствует импульсу возбуждения,

j2=-1

βυ соответствует обобщенной модальной амортизации для собственного режима υ,

и f(ω) является гармонической силой возбуждения; она принимает форму f*cos(ω*t+φ), где t - время, а φ - временной фазовый сдвиг.

В случае возбуждения аэродинамического характера, действующего на лопаточное колесо, член Tyυ*f(ω) выражает обобщенную аэродинамическую силу для собственного режима υ.

В рамках настоящего изобретения обработка вибрационных явлений содержит применение средств, позволяющих сократить модуль |y(ω)|.

Если для минимизации модуля |y(ω)| принудительной реакции, подвергающейся действию силы возбуждения f(ω), обычно стремятся увеличить фактор βυ, связанный с амортизацией для собственного режима υ, то, согласно изобретению, усилия направляют на сокращение модуля члена, соответствующего обобщенной аэродинамической силе, каждого из собственных режимов υ.

Чтобы достичь этой цели, следуют процедуре, которая состоит в изменении оси штабеля рассматриваемых лопаток в направлении, касательном к оси вращения. Геометрически определяют профиль пера лопатки на основании профилей каждого из параллельных между собой сечений, выполненных между ножной лопатки и ее вершиной. Таким образом, сечения образуют штабель вдоль кривой, которую называют осью штабеля. Профили определяют аэромеханически.

В качестве исходного берут предположение, что для определенного сечения изменение в тангенциальном направлении оставляет модули непостоянных давлений неизменными при небольших колебаниях (например, порядка одного градуса для колеса, состоящего из 150 секторов, фиг.10).

Это позволяет связать напрямую временную фазу φ давлений с тангенциальным смещением θ по отношению к оси штабеля сечений лопатки. При помощи указанного ниже отношения устанавливают эквивалентность между временным фазовым сдвигом и геометрическим фазовым сдвигом, то есть тангенциальное перемещение, прикладываемое к лопатке:

φ=θ*Nexcit

где φ = временной фазовый сдвиг;

θ = геометрический фазовый сдвиг;

Nexcit = число возбуждающих лопаток.

Процедура, в соответствии с настоящим изобретением, более подробно описана ниже со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых:

фиг.1 изображает схематичный вид конструкции газотурбинного двигателя;

фиг.2-5 изображают различные случаи обработки в соответствии с настоящим изобретением;

фиг.6 изображает лопатку неподвижного лопаточного колеса в первоначальной конфигурации;

фиг.7 - блок-схему различных этапов способа в соответствии с настоящим изобретением;

фиг.8 - определение угла θ тангенциального смещения сечения по отношению к оси вращения;

фиг.9 - лопатку неподвижного лопаточного колеса, конфигурация которой была изменена в соответствии с настоящим изобретением для снижения уровней вибрации;

фиг.10 - график, иллюстрирующий для профиля лопатки пример значений угла тангенциального смещения.

Как показано на фиг.1, конструкция 1 газотурбинного двигателя, в данном случае компрессора, содержит, по меньшей мере, одно подвижное лопаточное колесо 3, вращающееся вокруг оси вращения, смежное, по меньшей мере, с одним неподвижным лопаточным колесом 2 или 4. Как правило, конструкция содержит несколько подвижных колес, разделенных неподвижными колесами.

Как было указано выше, относительное движение колеса по отношению к другом колесу внутри осевого газового потока, показанного стрелкой F, является источником возмущений. Например, как показано на фиг.3, на первое подвижное колесо 11 оказывает влияние второе неподвижное колесо 12, в спутной струе которого оно находится. Эта спутная струя является источником возмущений на первом подвижном колесе 11.

В рамках настоящего изобретения возможны и другие случаи, так на фиг.3 показано первое подвижное лопаточное колесо 11' в его положении спереди второго неподвижного колеса 12', и на него действуют возбуждающие силы, создаваемые этим задним вторым колесом 12'.

В случае, показанном на фиг.4, на первом неподвижном лопаточном колесе 21 появляются возмущения, создаваемые газовым потоком, проходящим через переднее подвижное колесо 22.

На фиг.5 показан случай возмущений, создаваемых на первом неподвижном колесе 21' газовым потоком, проходящим через заднее второе подвижное лопаточное колесо 22'.

Настоящим изобретением предусмотрены и другие случаи, и оно не ограничивается смежными колесами.

Как правило, профиль лопатки и, в частности, профиль ее пера определяют множеством сечений, выполняемых в радиальном направлении между ножкой и вершиной. На фиг.6 показана неподвижная лопатка 30 неподвижной ступени газотурбинного двигателя с ножкой 31 и ее площадкой, вершина 32 и ее площадка и между ними - перо 33, обдуваемое газовым потоком. Перо 33, установленное в газотурбинном двигателе, имеет радиальное направление по отношению к оси этого двигателя. Перо геометрически определяют индивидуальным профилем множества сечений с1, с2, с3, …, ср (при этом р составляет порядка 20) по плоскостям р1, р2, …, рр, касательным к этому радиальному направлению. Для подвижного колеса таким же образом определяют профиль пера, обдуваемого газовым потоком, при помощи сечений, выполненных в касательных плоскостях.

Согласно изобретению, выводят модуль принудительной реакции y(ω) лопаток первого лопаточного колеса путем поиска адекватного распределения составляющих давления для минимизации модуля обобщенной аэродинамической силы, соответствующей каждому из собственных режимов υ.

Действительно, как следует из вышеуказанной формулы (1), обобщенная аэродинамическая сила, связанная с собственным режимом, является множителем, который появляется в каждом из членов суммы ∑.

Следует отметить, что не обязательно изменять возбуждаемое колесо. Достаточно внести изменения в одну из лопаток, которая либо является источником возбуждения, либо сама возбуждается от источника возбуждения.

На блок-схеме, показанной на фиг.7, представлена развернутая процедура.

Два первых этапа состоят в определении спецификаций с точки зрения аэродинамических характеристик конструкции, содержащей два лопаточных колеса, затем в вычислении первоначальной конфигурации лопаточных колес. Эта конфигурация содержит профили сечений с1, …, ср и их штабеля. Как правило, используют аэродинамические итерации, что известно специалистам в данной области.

На этапе 3 вычисляют принудительную аэроупругую реакцию y(ω) на лопаточном колесе, имеющем первоначальную конфигурацию и возбуждаемом синхронным аэродинамическим возбуждением f(ω).

Возбуждение определяют при помощи вычисления непостоянной аэродинамики.

После этого производят вычисление аэроупругой принудительной реакции (определенной отношением (1)), чтобы определить вибрационные уровни.

Критичность этих вибрационных уровней определяют при помощи диаграммы Хейга. Эта диаграмма, определенная для данного материала, позволяет для данного статичного напряжения определить допустимое динамическое напряжение для обеспечения бесконечного срока службы при вибрациях.

Если прогнозируемые (или измеренные во время испытаний) вибрационные уровни являются большими по отношению к опыту, определяют мишень α*|y(ω)| (при 0<α<1) с точки зрения максимального вибрационного уровня.

Необходимо, чтобы альфа было наименьшим возможным значением с учетом производственных допусков.

Этап 4: применяют процедуру в соответствии с настоящим изобретением, приняв за мишень вышеуказанный максимальный вибрационный уровень. Минимизируют модуль аэроупругой принудительной реакции для данного режима, учитывая при этом, что его можно распространить на любой режим.

Способ состоит в определении геометрического смещения θ, показанного на фиг.8, прикладываемого к тангенциальной оси штабеля таким образом, чтобы минимизировать вибрационную реакцию, связанную с возмущением, таким как спутная струя. Определяют параметры тангенциального смещения, прикладываемого к изменяемому профилю лопатки. На фиг.8 показано перо 30, ранее показанное на фиг.6, и вычисление производят на сечении с2. Определяют значение θ, которое приводит к угловому смещению сечения в с'2.

Для этого применяют, например, методы типа сплайн/полюс или любых оснований дискретной формы или выбирают закон штабелирования для проекции.

Метод оптимизации может быть любым. Например, приведем несколько классических методов: метод градиентов, так называемый метод «моделируемого отжига», генетический метод и т.д. Минимизируемой величиной является модуль |Tyυ*f(ω)| или сумма модулей в случае мультимодальной оптимизации.

Этап 5: производят вычисление аэроупругой принудительной реакции y'(ω) на измененном лопаточном колесе, чтобы убедиться, что мишень с точки зрения максимального вибрационного уровня достигнута. В противном случае производят новое определение профиля.

Этап 6: после достижения мишени проверяют, чтобы при изменении оси штабеля рассматриваемой лопатки сохранились аэродинамические характеристики.

Этап 7: оставляют новое определение лопаточного колеса; оно удовлетворяет аэродинамическим критериям с точки зрения характеристик и механическим критериям с точки зрения вибрационных уровней.

На фиг.9 показан вид лопатки, показанной на фиг.6, после применения способа в соответствии с настоящим изобретением. Сечения с1, с2, …, ср не изменились с точки зрения аэродинамики. Каждое из них претерпело тангенциальное смещение вокруг оси газотурбинного двигателя.

На фиг.10 показан график с примером профиля оптимизированной лопатки; каждая точка обозначает значение угла θ для каждого из сечений с1р по всей высоте пера лопатки. Отмечается, что это значение остается относительно малым, в данном примере меньше 1 градуса по отношению к положению, соответствующему первоначальной конфигурации.

Поскольку корректировочные значения превышают производственные допуски для лопаток, используют средство, позволяющее снизить уровни вибрации без добавления массы и без одновременного изменения аэродинамических характеристик газотурбинного двигателя и технологических интерфейсов лопаточных колес.

Снижают уровни, создаваемые спутными струями: спутной струей спрямляющего/направляющего аппарата или спутной струей подвижного лопаточного колеса; как было уточнено выше, уровни, создаваемые искажениями аэродинамического контура, возникающими по причине одного или нескольких отборов в газовом контуре, или искажениями на входе воздухозаборника двигателя. При этом другие типы возбуждений не учитываются. Хотя изобретение касается колес спрямляющего/направляющего аппарата и подвижных колес, тем не менее его предпочтительно применять для источника возбуждения, которым является лопаточное колесо спрямляющего/направляющего аппарата.

1. Способ снижения уровней вибраций, которые могут возникнуть в газотурбинном двигателе, содержащем, по меньшей мере, одно первое лопаточное колесо и одно второе лопаточное колесо, при осуществлении колесами относительного движения по отношению друг к другу вокруг оси вращения и при прохождении через них газообразной текучей среды, причем указанные вибрации возникают из-за возмущений аэродинамического характера, производимых вторым лопаточным колесом или препятствием, на первом лопаточном колесе, отличающийся тем, что содержит следующие этапы проектирования упомянутых двух лопаточных колес:
А - определяют исходную конфигурацию лопаток, в зависимости от искомых характеристик газотурбинного двигателя, с индивидуальными аэродинамическими профилями из р сечений, располагаемых штабелем радиально между ножкой и вершиной упомянутых лопаток;
Б - вычисляют синхронную принудительную реакцию y(ω) на первом лопаточном колесе в зависимости от усилия f(ω) гармонического возбуждения, производимого вторым лопаточным колесом или препятствием, при помощи отношения где F - линейная функция обобщенной аэродинамической силы для рассматриваемого режима υ;
В - определяют коэффициент (α<1) понижения синхронной принудительной реакции y(ω);
Г - для каждого из упомянутых расположенных штабелем р сечений одного из двух колес определяют значение тангенциального геометрического смещения θ оси штабеля таким образом, чтобы сократить член, соответствующий обобщенной аэродинамической силе при этом временной фазовый сдвиг φ давления возбуждения f(ω) связан с тангенциальным геометрическим смещением отношением θ=Nexcit·φ, где Nexcit - число источников возбуждения; таким образом, совокупность р сечений с тангенциальными смещениями определяет новую конфигурацию лопаток упомянутого одного из двух колес;
Д - вычисляют синхронную принудительную реакцию y'(ω) на первом лопаточном колесе;
Е - если |y'(ω)|>α·|y(ω)|, вычисление повторяют с этапа Г с новыми значениями тангенциального геометрического смещения применительно к оси штабеля;
Ж - если |y'(ω)|<α·|y(ω)|, новую конфигурацию применяют, по меньшей мере, к части лопаток и, в частности, ко всем лопаткам упомянутого одного из двух колес.

2. Способ по п.1, в котором

где знак Σ означает, что принудительная реакция y(ω) является суммой принудительных реакций каждого из собственных режимов υ импульса ω;
yυ соответствует модальной изогнутой линии режима υ с предположением стандартной единицы для собственных векторов по отношению к массе;
соответствует транспонированию предыдущего вектора;
ωυ соответствует импульсу, связанному с режимом υ;
ω соответствует импульсу возбуждения;
j2=-1;
βυ соответствует обобщенной модальной амортизации для режима и
f(ω) является гармонической силой возбуждения; она принимает форму f·cos(ω·t+φ), где t - время, а φ - временной фазовый сдвиг.

3. Способ по п.1 или 2, в котором одно из двух колес (12, 12'; 22; 22') является подвижным колесом.

4. Способ в п.1 или 2, в котором первое лопаточное колесо (11) является подвижным колесом, а второе лопаточное колесо (12) является неподвижным колесом, при этом подвижное лопаточное колесо находится в спутной струе неподвижного лопаточного колеса.

5. Способ в п.1 или 2, в котором первое лопаточное колесо (11') является подвижным колесом, а второе лопаточное колесо (12) является неподвижным колесом, при этом подвижное колесо находится спереди неподвижного колеса.

6. Способ в п.1 или 2, в котором первое лопаточное колесо (21) является неподвижным колесом, а второе лопаточное колесо (22) является подвижным колесом, при этом неподвижное колесо находится в спутной струе подвижного колеса.

7. Способ по п.1 или 2, в котором первое лопаточное колесо (21') является неподвижным колесом, а второе лопаточное колесо (22') является подвижным колесом, при этом неподвижное колесо находится спереди подвижного колеса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности к конструкции малоразмерных осевых лопаточных колес, преимущественно, выполненных заодно целое с лопатками.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности к конструкции осевого лопаточного колеса, преимущественно выполненного за одно целое с лопатками.

Изобретение относится к способу изготовления снабженной покрытием рабочей лопатки турбины, при котором рабочую лопатку турбины покрывают по меньшей мере одним защитным слоем и при котором для регулировки собственной частоты рабочей лопатки турбины выполняют по меньшей мере одну выемку в вершину пера рабочей лопатки турбины.

Изобретение относится к роторам турбомашины и, в частности, к роторам, на периферии которых установлены лопасти и которые подвергаются воздействию колебаний во время работы турбомашины.

Изобретение относится к энергетическим газотурбинным установкам. .

Изобретение относится к турбостроению и предназначено для рабочих колес, выполненных с диском и лопатками как одно целое. .

Изобретение относится к элементам турбины с охлаждаемыми рабочими лопатками и с противовибрационными средствами на роторе

Изобретение относится к усовершенствованию прокладки удлиненной формы, которая располагается между хвостовиком лопатки и дном паза

Лопатка из композитного материала содержит перо, выполненное из тканых нитей, пропитанных термоотверждаемой смолой, и защитный элемент, расположенный в области передней кромки пера. Защитный элемент содержит часть в виде жесткой пластинки, неподвижно соединенной с пером. Между частью жесткой пластинки и пером размещен слой вязкоупругого материала, образующий вместе с защитным элементом средства амортизации вибраций на лопатке. Другие изобретения группы относятся к компрессору газотурбинного двигателя и турбореактивному двигателю с вентилятором, содержащим указанную выше лопатку из композитного материала. Группа изобретений позволяет обеспечить средство амортизации вибраций лопатки из композитного материала. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 7 ил.

Колесо турбины содержит множество первых и вторых лопастей, прилегающих друг к другу и установленных на периферии диска. Каждая из лопастей включает полку между ее вершиной и хвостовиком, причем азимутальная длина полок первых лопастей отличается от длины полок вторых лопастей. Между полками лопастей и периферией диска размещено демпфирующее устройство, проходящее меду соседними лопастями. Масса вторых лопастей меньше массы первых, масса хвостовиков вторых лопастей меньше массы хвостовиков первых лопастей, а профили вершин первых и вторых лопастей идентичны. Хвостовик каждой из лопастей содержит ножку, от которой радиально отходит вершина и крепежный элемент. Азимутальная ширина ножек вторых лопастей меньше азимутальной ширины ножек первых лопастей, так что вторые лопасти разрушаются раньше относительно первых в случае, если колесо турбины раскручивается до скорости, превышающей допустимую. Другое изобретение относится к турбомашине, включающей указанное выше колесо турбины. Группа изобретений позволяет снизить усталостный износ колеса турбины. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

При демпфировании колебаний в лопатке турбинной машины колебательную энергию лопатки сначала преобразуют в электрическую энергию за счет пьезоэлектрического эффекта, а затем электрическую энергию преобразуют в тепло потерь. Внутри подлежащей демпфированию лопатки создают полое пространство для установки пьезоэлектрического демпфирующего элемента. Устанавливают в полое пространство лопатки пьезоэлектрический демпфирующий элемент, выполненный с возможностью деформации за счет колебаний лопатки и создания электрического напряжения. Жестко соединяют демпфирующий элемент с лопаткой за счет замыкания по материалу или механического зажимания. С помощью созданного электрического напряжения создают в подключенной электрической цепи омическое тепло потерь. Другое изобретение группы относится к лопатке турбинной машины, в которой для осуществления указанного выше способа внутри лопатки образовано полое пространство и, по меньшей мере, один пьезоэлектрический демпфирующий элемент расположен в указанном полом пространстве. Группа изобретений позволяет упростить демпфирование колебаний лопатки турбинной машины. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 8 ил.

Лопатка ротора газовой турбины содержит аэродинамический профиль, бандаж у его внешнего торца и бандажную полку у внутреннего. Бандажная полка содержит верхнюю плиту, расположенную смежно с аэродинамическим профилем, хвостовик, расположенный снизу от верхней плиты, и крепежную часть, расположенную снизу хвостовика. Лопатка также включает стенки, расположенные по ходу спереди и сзади хвостовика. В районе хвостовика выполнено углубление, проходящее через стенку, расположенную по ходу спереди или сзади. У углубления имеется открытая сторона, обращенная в том же направлении, что и передняя сторона хвостовика. Передняя сторона хвостовика имеет вогнутую форму, а задняя - выпуклую. Углубление в радиальном направлении, у соответствующего внешнего торца, имеет в осевом направлении длину, определяемую толщиной соответствующей части стенки. Глубина углубления в направлении вдоль окружности увеличивается или уменьшается в осевом направлении, а разница глубин определяется как разница между максимальной и минимальной глубиной. Длина углубления меньше чем 1.5 диаметра круга, касающегося вогнутой и выпуклой сторон хвостовика, ширина углубления меньше чем 0.7 диаметра указанного круга, а разница глубин меньше чем 0.45 диаметра указанного круга. Другие изобретения группы относится к ротору турбины, содержащему указанные лопатки, а также к турбине, содержащей указанные выше лопатки и/или ротор. Группа изобретений позволяет повысить срок службы лопатки турбины за счет снижения вибрации ротора. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх