Перо лопатки турбины и способ нанесения теплозащитного покрытия



Перо лопатки турбины и способ нанесения теплозащитного покрытия
Перо лопатки турбины и способ нанесения теплозащитного покрытия

Владельцы патента RU 2585668:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Перо лопатки турбины содержит входную кромку, выходную кромку, наружную поверхность, включающую в себя сторону спинки пера, простирающуюся от входной кромки до выходной кромки, и сторону корыта пера, простирающуюся от входной кромки до заднего конца. Сторона корыта пера расположена напротив стороны спинки пера. Воздушный зазор образован между задним концом и выходной кромкой и проходит от заднего конца. Вся сторона корыта наружной поверхности пера покрыта теплозащитным покрытием с толщиной, уменьшающейся по направлению к заднему концу. Изобретение направлено на повышение надежности покрытия и повышение газодинамической эффективности пера лопатки. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение относится к перу лопатки турбины, которое может быть использовано в лопатке или лопасти газовой турбины. Кроме того, оно относится к способу нанесения теплозащитного покрытия на перо лопатки турбины.

Перья лопаток газовых турбин, как правило, изготовлены из сверхпрочных сплавов на основе никеля или кобальта, которые демонстрируют высокую стойкость к воздействию горячих и коррозионных газообразных продуктов сгорания, имеющихся в газовой турбине. Тем не менее, несмотря на то, что подобные сверхпрочные сплавы обладают очень высокой коррозионной стойкостью и стойкостью к окислению, высокие температуры газообразных продуктов сгорания в газовых турбинах требуют мер для дополнительного повышения коррозионной стойкости и/или стойкости к окислению. Следовательно, перья лопаток и лопастей газовых турбин, как правило, по меньшей мере частично покрывают системой теплозащитного покрытия для поддержания стойкости к воздействию горячей и коррозионной окружающей среды в течение более длительного периода. Кроме того, тела перьев лопаток, как правило, являются полыми для обеспечения возможности прохода охлаждающей текучей среды, как правило, воздуха, отбираемого из компрессора, через перо лопатки. Охладительные отверстия, имеющиеся в стенках тел перьев лопаток, обеспечивают возможность выхода определенного количества охлаждающего воздуха из внутренних каналов для образования охлаждающей пленки на поверхности пера лопатки, которая дополнительно защищает материал, представляющий собой сверхпрочный сплав, и покрытие, нанесенное на него, от горячей и коррозионной окружающей среды. В частности, охладительные отверстия имеются в выходных кромках перьев лопаток, как показано, например, в патенте США 6077036, в патенте США 6126400, в документах US 2009/0194356 А1 и WO 98/10174.

Потери в зоне выходной кромки представляют собой существенную часть всех потерь, обусловленных комплектом лопаток турбомашин. В частности, толстые выходные кромки приводят к большим потерям. По этой причине были разработаны охлаждаемые перья лопаток, которые имеют конструкцию со срезанной частью в зоне выходной кромки. Данную конструкцию получают посредством снятия/удаления материала на стороне корыта пера лопатки от выходной кромки до нескольких миллиметров по направлению к входной кромке. Данная мера обеспечивает получение очень тонких выходных кромок, которые могут обеспечить значительное повышение эффективности комплекта лопаток. Перо лопатки со срезанной частью и с теплозащитным покрытием раскрыто, например, в документе WO 98/10174 А1. Однако положительное влияние на эффективность может быть обеспечено только в том случае, если толщина выходной кромки довольно мала. С другой стороны, у лопатки с теплозащитным покрытием суммарная толщина стенки литого тела пера лопатки и системы нанесенного теплозащитного покрытия превышает оптимальную толщину конструкции. Кроме того, поскольку скорость потока газа является наибольшей в зоне выходной кромки пера лопатки, теплозащитное покрытие, нанесенное на выходную кромку, подвержено эрозии в высокой степени.

Известно избирательное нанесение системы теплозащитного покрытия на перо лопатки, в частности, таким образом, что выходная кромка пера лопатки и соседние зоны пера лопатки будут оставаться без покрытия. Зоны избирательного нанесения покрытий описаны, например, в патенте США 6126400, в патенте США 6077036, и избирательное нанесение покрытий в связи со способом нанесения покрытия описано, например, в документе US 2009/0104356 А1.

Однако в конструкции по патенту США 6077036 сторона корыта пера лопатки совершенно не покрыта, что означает, что зоны, которые не создают проблем, связанных с большей суммарной толщиной литого тела пера лопатки и покрытия, нанесенного на него, остаются незащищенными от воздействия температуры горячих газообразных продуктов сгорания.

В документах WO 2008/043340 А1 и US 2010/0014962 А1 описано перо лопатки турбины, имеющее теплозащитное покрытие, толщина которого изменяется на поверхности пера лопатки. Начиная от края входного отверстия для потока, толщина слоя теплозащитного покрытия на стороне корыта пера непрерывно уменьшается в направлении края выходного отверстия для потока, при этом никакое теплозащитное покрытие предпочтительно не нанесено на сторону корыта пера непосредственно рядом с краем выходного отверстия для потока, так что на участке стороны корыта пера, который, как правило, выполнен с отверстиями для выхода охлаждающего воздуха, толщина слоя теплозащитного покрытия равна приблизительно нулю. Часть стороны корыта пера, близкая к срезу или воздушному зазору между стороной корыта пера и стороной спинки пера, остается непокрытой.

В конструкции по патенту США 61264 00 теплозащитное покрытие покрывает только приблизительно половину пера лопатки, если смотреть от входной кромки в направлении выходной кромки.

В документе WO 99/48837 предложен керамический состав для изготовленных из композиционных материалов с керамической матрицей изоляционных компаундов газовых турбин.

В документе ЕР 1544414 А1 раскрыта комбинация из двух встроенных охлаждаемых сопел, при этом комбинация из двух полых лопаток присоединена как одно целое между двумя бандажами соплового аппарата турбины. Лопатки имеют ряды выпускных отверстий в выходной кромке.

В патенте США 4121894 раскрыта восстановленная лопатка или лопасть турбины. Восстановленная лопатка или лопасть турбины содержит металлический верхний слой, который был добавлен к поверхностям лопаток посредством процесса плазменного напыления и после этого был подвергнут повторной чистовой обработке для обеспечения его соответствия по форме исходным контурам, заданным для новых лопаток. Металлический верхний слой может быть нанесен для наращивания толщины до 30-40 тысяч дюймов и может быть сведен на нет по мере приближения верхнего слоя к выходной кромке лопатки. Это означает, что зона вокруг выходной кромки не будет покрыта металлическим верхним слоем.

Требуется, чтобы выходная кромка пера лопатки была как можно более тонкой вследствие значительных аэродинамических потерь, связанных с нею. На охлаждаемой лопатке заданная толщина выходной кромки должна включать в себя толщину двух литых стенок, величину воздушного зазора и две толщины теплозащитного покрытия. Вследствие минимальной толщины литой детали сумма всех толщин превышает суммарное целевое значение. Ранее аналогичную часть оставляли без покрытия, вследствие чего она подвергалась более сильному окислению.

С учетом упомянутого предшествующего уровня техники первая задача настоящего изобретения состоит в разработке предпочтительного пера лопатки. Вторая задача состоит в разработке предпочтительной лопасти или лопатки турбины. Третья задача настоящего изобретения состоит в разработке предпочтительного способа нанесения теплозащитного покрытия на перо лопатки турбины.

Первая задача решается посредством пера лопатки турбины по пункту 1 формулы изобретения. Вторая задача решается посредством лопатки или лопасти турбины по пункту 5 формулы изобретения. Вторая задача решается посредством способа нанесения теплозащитного покрытия на перо лопатки турбины по пункту 6 формулы изобретения. Зависимые пункты формулы изобретения содержат дополнительные усовершенствования по изобретению.

Перо лопатки турбины по изобретению содержит тело пера лопатки. Тело пера лопатки имеет входную кромку, выходную кромку, срезанную часть и наружную поверхность. Наружная поверхность включает в себя сторону спинки лопатки, которая простирается от входной кромки до выходной кромки. Наружная поверхность дополнительно включает в себя сторону корыта пера лопатки. Сторона корыта пера лопатки простирается от входной кромки до выходной кромки или до заднего конца. Задний конец идентичен выходной кромке, если отсутствует срезанная часть или воздушный зазор между стороной корыта пера лопатки и стороной спинки пера лопатки рядом с выходной кромкой. Если имеется срезанная часть или воздушный зазор между стороной корыта пера лопатки и стороной спинки пера лопатки, то сторона корыта пера лопатки не простирается полностью до выходной кромки пера лопатки турбины. Следовательно, в контексте настоящего изобретения конец стороны корыта пера лопатки, расположенный ближе к выходной кромке, назван задним концом. Другими словами, конец стороны корыта пера лопатки у срезанной части или воздушного зазора в направлении хорды, которое проходит от входной кромки к выходной кромке, назван задним концом.

Срезанная часть может быть образована посредством снятия материала на стороне корыта пера лопатки со стороны выходной кромки, например, до нескольких миллиметров, по направлению к входной кромке. Это обеспечивает получение очень тонких выходных кромок, которые могут обеспечить значительное повышение эффективности комплекта лопаток.

Сторона корыта пера лопатки расположена напротив стороны спинки пера лопатки на теле пера лопатки. В пере лопатки турбины по изобретению вся сторона корыта наружной поверхности покрыта теплозащитным покрытием. Теплозащитное покрытие имеет толщину, которая уменьшается по направлению к заднему концу. Например, теплозащитное покрытие может сужаться клиновидно по направлению к заднему концу. Использование клиновидно сужающегося теплозащитного покрытия может привести к сохранению минимальной толщины отливки. В то же время может быть обеспечена общая заданная толщина. Это имеет преимущество, заключающееся в том, что аэродинамическая эффективность пера лопатки сохраняется, и покрытие будет более надежным.

Предпочтительно, если толщина теплозащитного покрытия может непрерывно, например линейно, уменьшаться по направлению к заднему концу.

Перо лопатки турбины по изобретению имеет срезанную часть или воздушный зазор между стороной корыта пера лопатки и стороной спинки пера лопатки. Срезанная часть или воздушный зазор может быть расположена/расположен между выходной кромкой и задним концом. Кроме того, вся сторона спинки наружной поверхности пера лопатки может быть покрыта теплозащитным покрытием.

Лопатка турбины, как правило, содержит перо лопатки или часть с аэродинамическим профилем, которое/которая расположено/расположена между двумя платформами. Лопасть турбины, как правило, содержит перо лопасти или часть с аэродинамическим профилем, которое/которая присоединено/присоединена, по меньшей мере, к одной платформе. Лопасть или лопатка может, кроме того, содержать хвостовую часть. Хвостовая часть, как правило, присоединена к платформе.

Лопасть турбины или лопатка турбины по изобретению содержит перо лопатки/лопасти турбины, подобное описанному ранее. Лопасть турбины или лопатка турбины по изобретению имеет такие же преимущества, как перо лопатки турбины по изобретению.

Способ нанесения теплозащитного покрытия на перо лопатки турбины по изобретению относится к перу лопатки турбины, которое содержит тело пера лопатки. Тело пера лопатки имеет входную кромку, выходную кромку, срезанную часть и наружную поверхность. Наружная поверхность включает в себя сторону спинки пера лопатки, простирающуюся от входной кромки до выходной кромки. Наружная поверхность дополнительно включает в себя сторону корыта пера лопатки, простирающуюся от входной кромки до заднего конца. Задний конец определен, как упомянуто ранее в связи с пером лопатки турбины по изобретению. Сторона корыта пера лопатки расположена напротив стороны спинки на теле пера лопатки. В способе по изобретению всю сторону корыта наружной поверхности пера лопатки, простирающуюся от входной кромки до заднего конца, покрывают теплозащитным покрытием так, что толщина покрытия уменьшается по направлению к заднему концу. Например, толщина покрытия может уменьшаться по направлению к выходной кромке или заднему концу. Толщина покрытия предпочтительно может уменьшаться клиновидно по направлению к выходной кромке или заднему концу.

Предпочтительно, если толщина теплозащитного покрытия может непрерывно, например линейно, уменьшаться по направлению к заднему концу.

Как правило, перо лопатки турбины по изобретению может быть изготовлено посредством использования способа по изобретению. Способ по изобретению имеет такие же преимущества, как и перо лопатки турбины по изобретению.

Дополнительные признаки, свойства и преимущества настоящего изобретения станут ясными из нижеприведенного описания одного варианта осуществления в сочетании с сопровождающими чертежами. Все упомянутые признаки являются предпочтительными каждый сам по себе или в любой комбинации друг с другом.

Фиг. 1 схематически показывает газовую турбину.

Фиг. 2 схематически показывает перо лопатки/лопасти турбины в сечении.

Фиг. 3 схематически показывает часть пера лопатки турбины по изобретению на виде в перспективе с разрезом.

Фиг. 1 схематически показывает газовую турбину 5. Газовая турбина 5 имеет ось вращения с ротором. Ротор содержит вал 107. Вдоль ротора расположены всасывающая часть с корпусом 109, компрессор 101, часть 151, в которой происходит сжигание, турбина 105 и выпускная часть с корпусом 190.

Часть 151, в которой происходит сжигание, сообщается с проточным каналом для горячих газов, который может иметь, например, круглое поперечное сечение. Турбина 105 имеет некоторое число ступеней турбины. Каждая ступень турбины содержит лопаточные венцы из турбинных лопаток. В направлении потока горячего газа в проточном канале для горячих газов за лопаточным венцом из направляющих лопаток 117 турбины следует лопаточный венец из лопаток 115 ротора. Направляющие лопатки 117 турбины соединены с внутренним корпусом статора. Лопатки 115 ротора турбины соединены с ротором. Ротор соединен, например, с генератором.

Во время работы газовой турбины воздух всасывается и сжимается посредством компрессора 101. Сжатый воздух направляется в часть 151, в которой происходит сжигание, и смешивается с топливом. Затем смесь воздуха и топлива подвергается сжиганию. Образующиеся в результате газообразные продукты сгорания проходят по проточному каналу для горячих газов к направляющим лопаткам 117 турбины и к лопаткам 115 ротора турбины и приводят ротор в действие.

Выполненное в направлении хорды сечение тела 10 пера лопатки для пера 117 лопатки схематически показано на фиг. 2. Аэродинамический профиль, показанный на фиг. 2, имеет сторону 13 спинки и сторону 15 корыта. Перо 117 лопатки дополнительно содержит входную кромку 9 и выходную кромку 11. Штрихпунктирная линия, проходящая от входной кромки 9 до выходной кромки 11, показывает хорду 2 профиля. Направление 3 хорды «проходит» от входной кромки 9 к выходной кромке 11.

Фиг. 3 схематически показывает часть пера лопатки турбины по изобретению на виде в перспективе с разрезом. Срезанная часть или воздушный зазор 14 расположена/расположен между стороной 15 корыта и стороной 13 спинки тела 10 пера лопатки. Сторона 13 спинки простирается от входной кромки 9 до выходной кромки 11. Сторона 15 корыта простирается от входной кромки 9 до заднего края 12. Задний край 12 определяет конец стороны 15 корыта в направлении 3 хорды.

Сторона 13 спинки и сторона 15 корыта покрыты теплозащитным покрытием 20. На стороне 15 корыта теплозащитное покрытие 20 имеет участок с постоянной толщиной 21 и участок с уменьшающейся толщиной 22 покрытия. Участок с уменьшающейся толщиной 22 покрытия простирается от участка с постоянной толщиной 21 покрытия до заднего конца 12. Толщина покрытия на участке 22 с уменьшающейся толщиной покрытия уменьшается по направлению к заднему концу 12 до минимальной толщины покрытия.

Толщина пера лопатки турбины у заднего конца 12 обозначена ссылочной позицией 16. Толщина теплозащитного покрытия 20, уменьшающаяся по направлению к задней кромке, имеет преимущество, заключающееся в том, что участок стороны 15 корыта, который расположен рядом с задним краем 12, будет покрыт теплозащитным покрытием, и в то же время может быть обеспечена минимальная толщина 16 в зоне выходной кромки. Это означает, что участок стороны 15 корыта, который расположен рядом с задним концом 12, не должен оставаться непокрытым для обеспечения оптимальных аэродинамических характеристик пера лопатки.

Перо 1 лопатки, которое показано на фиг. 3, может представлять собой перо лопатки 117 турбины или лопатки 115 турбины, например, в газовой турбине 5.

Толщина теплозащитного покрытия на участке 22 с уменьшающейся толщиной покрытия предпочтительно может уменьшаться непрерывно, например линейно, по направлению к заднему концу 12.

1. Перо (1) лопатки турбины, содержащее тело (10) пера лопатки, имеющее входную кромку (9), выходную кромку (11), наружную поверхность, включающую в себя сторону спинки (13) пера, простирающуюся от входной кромки (9) до выходной кромки (11), и сторону корыта (15) пера, простирающуюся от входной кромки (9) до заднего конца (12), при этом сторона корыта (15) пера расположена напротив стороны спинки (13) пера на теле (10) пера лопатки, при этом воздушный зазор (14) образован между задним концом (12) и выходной кромкой (11) и проходит от заднего конца (12), отличающееся тем, что вся сторона корыта (15) наружной поверхности пера покрыта теплозащитным покрытием (20) с толщиной (22), уменьшающейся по направлению к заднему концу (12).

2. Перо (1) лопатки турбины по п. 1, отличающееся тем, что теплозащитное покрытие (20) сужается клиновидно по направлению к заднему концу (12).

3. Перо (1) лопатки турбины по п. 1, отличающееся тем, что толщина (22) теплозащитного покрытия (20) уменьшается линейно по направлению к заднему концу (12).

4. Перо (1) лопатки турбины по любому из пп. 1-3, отличающееся тем, что вся сторона спинки (15) наружной поверхности пера покрыта теплозащитным покрытием (20).

5. Лопатка (117) или лопасть (115) турбины, содержащая перо (1) лопатки турбины по любому из пп. 1-3.

6. Способ нанесения теплозащитного покрытия на перо (1) лопатки турбины, содержащее тело (10) пера лопатки, имеющее входную кромку (9), выходную кромку (11), воздушный зазор (14), наружную поверхность, включающую в себя сторону спинку (13) пера, простирающуюся от входной кромки (9) до выходной кромки (11), и сторону корыта (15) пера, простирающуюся от входной кромки (9) до заднего конца (12), при этом сторона корыта (15) расположена напротив стороны спинки (13) на теле (10) пера лопатки, отличающийся нанесением на всю сторону корыта (15) наружной поверхности пера, простирающуюся от входной кромки (9) до заднего конца (12), теплозащитного покрытия (20) так, что толщина покрытия уменьшается по направлению к заднему концу (12).

7. Способ по п. 6, отличающийся уменьшением толщины покрытия по направлению к заднему концу (12) в виде клина.

8. Способ по п. 6 или 7, отличающийся линейным уменьшением толщины (22) теплозащитного покрытия (20) по направлению к заднему концу (12).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к металлургии, в частности к литейным коррозионно-стойким жаропрочным сплавам на основе никеля, и может быть использовано для изготовления литьем деталей горячего тракта газотурбинных установок, работающих в агрессивных средах природного газа при температурах 600-900°C.

Изобретение относится к способу изготовления детали, в частности армирующего ребра крыльчатки турбомашины. Способ включает получение по меньшей мере одной волокнистой структуры путем трехмерного переплетения нитей и воздействие на волокнистую структуру горячим изостатическим прессованием с обеспечением агломерации указанных нитей и получением сплошной детали.

Изобретение относится к турбомашинам и, в частности, к деталям упомянутых турбомашин, которые подвержены высоким температурам. Способ осаждения керамического слоя, образующего термобарьерное покрытие, на металлическую подложку (1), который включает осаждение указанного керамического слоя со столбчатой структурой, при этом указанное осаждение осуществляют через перфорированную отверстиями (11) решетку (10), расположенную параллельно поверхности подложки (1), так чтобы сформировать, по меньшей мере, два керамических столбика (5), отделенных друг от друга промежутком (6).

Изобретение относится к области металлургии, а именно к защитным покрытиям конструкционных деталей. Сплав на основе никеля для защитного покрытия конструкционной детали, в частности детали газовой турбины, предназначенного для защиты от коррозии и/или окисления детали при высоких температурах, содержит следующие элементы, вес.%: от 22 до менее 24 кобальта, 15-16 хрома, 10,5-12 алюминия, 0,2-0,6, по меньшей мере одного элемента из группы, включающей скандий (Sc) и/или редкоземельные элементы, кроме иттрия, при необходимости, от 0,3 до 1,5 тантала (Та), никель (Ni) - остальное.

Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности паротурбостроения, и может быть использовано при проектировании паровых турбин средней и большой мощности, а именно - при разработке конструкции последних ступеней влажнопаровых турбин, имеющих элементы влагоудаления.

Изобретение относится к способу газоплазменного напыления теплозащитного покрытия на лопатки турбины газотурбинного двигателя. На перовой части лопатки формируют связующий жаростойкий подслой на основе интерметаллидных никель-алюминиевых (β+Y1) фаз и термобарьерный керамический слой на основе диоксида циркония путем воздействия плазменным напылением на воздухе сфокусированной плазменной струей со скоростью напыляемых частиц 2400 м/с и температурой 5000-12000 K с обеспечением в связующем жаростойком подслое продольной слоистой микроструктуры интерметаллидных зерен, а в термобарьерном керамическом слое - сфероидальных зерен диоксида циркония со столбчатой субструктурой.

Изобретение относится к покрытиям для подложек из суперсплавов и может быть использовано для изделия, выполненного в виде диска или разделителя газовой турбины. Указанное изделие содержит подложку из суперсплава на никелевой основе, содержащую в пределах от 2 вес.% до 5 вес.% алюминия и в пределах от 2 вес.% до 5 вес.% титана, при этом подложка из суперсплава на никелевой основе содержит в пределах от 40 об.% до 55 об.% γ′ выделившейся фазы, барьерный для диффузии слой на подложке, содержащий по большей части иридий, и защитный слой на барьерном для диффузии слое, содержащий по меньшей мере один элемент, выбранный из алюминия или хрома.

Группа изобретений относится к изготовлению деталей из волокнистой объемной структуры. Способ изготовления массивной детали включает этап тканья волокнистой объемной структуры из металлических прядей, образованных множеством металлических нитей, скрученных между собой вокруг продольной оси пряди, и этап изостатического прессования в горячем состоянии упомянутой волокнистой структуры с обеспечением спекания металлических прядей упомянутой волокнистой структуры.

При изготовлении композитного спрямляющего аппарата турбомашины, имеющего обод, снабженный рядом статорных лопаток, наматывают на оправку первые слои армирующей детали.

Изобретение относится к области металлургии, а именно к защитному покрытию для защиты конструкционной детали от коррозии и/или окисления. Безрениевый сплав на основе никеля, обладающий стойкостью к коррозии и/или окислению, содержит, в вес.%: кобальт 24-26, хром 12-15, алюминий 10,5-11,5, по меньшей мере один элемент из скандия и/или редкоземельных элементов, в частности иттрий, 0,1-0,7, тантал 0,1-3, необязательно кремний 0,05-0,6, никель - остальное.

При изготовлении лопатки турбинного двигателя из композиционного материала изготавливают волокнистую заготовку в виде единого цельного элемента посредством многослойного тканья. Волокнистая заготовка в продольном направлении, соответствующем продольному направлению изготавливаемой лопатки, содержит: первый комплект слоев нитей, для формирования пера, и второй комплект слоев нитей, связанных между собой для формирования хвостовика лопатки. Нити первого комплекта слоев нитей не связаны с нитями второго комплекта слоев нитей, при этом первый комплект слоев нитей пересекается нитями второго комплекта слоев нитей во второй части заготовки. Волокнистой заготовке придают форму для получения цельной волокнистой преформы, имеющей первую часть, образующую преформу пера, и вторую часть, образующую преформу хвостовика лопатки. Затем преформу уплотняют матрицей для получения лопатки из композиционного материала, содержащего волокнистый армирующий каркас, образованный преформой и уплотненный матрицей, причем указанная лопатка образует единый цельный элемент, содержащий хвостовик. Другое изобретение группы относится к лопатке турбинного двигателя из композиционного материала с волокнистым армирующим каркасом, полученным многослойным тканьем нитей и уплотненным матрицей, включающей первую часть, образующую перо лопатки и выполненную за одно целое со второй частью, образующей хвостовик лопатки. Части волокнистого армирующего каркаса, соответствующие первой и второй частям лопатки переплетены так, что нити второй части волокнистого армирующего каркаса проходят через первую часть волокнистого армирующего каркаса. Другие изобретения группы относятся к ротору, включающему указанную выше лопатку, компрессору с таким ротором и турбинному двигателю, содержащему указанный компрессор. Группа изобретений позволяет упростить изготовление и повысить механическую прочность лопатки из композиционного материала, имеющей волокнистый армирующий каркас. 5 н. и 10 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области металлургии, а именно к сплавам для защитных покрытий для защиты конструктивного элемента от коррозии и/или окисления. Сплав на основе никеля для защиты конструктивного элемента газовой турбины от коррозии и/или окисления при высоких температурах содержит, в вес.%: от более 22 до менее 24 кобальта (Со), от 14 до менее 16 хрома (Cr), 10,5-11,5 алюминия (Al), 0,2-0,4, по меньшей мере одного элемента из группы, включающей в себя скандий (Sc) и редкоземельные элементы, в частности иттрий (Y), при необходимости от 0,3 до 0,9 тантала (Та), никель (Ni) - остальное. Конструктивный элемент (120, 130, 155) газовой турбины (100) содержит субстрат (4), выполненный из сплава на основе никеля или на основе кобальта, и защитное покрытие (7) упомянутого состава. При необходимости, на защитное покрытие (7) может быть нанесено керамическое термобарьерное покрытие (10). Сплав и защитный слой обладают высокотемпературной устойчивостью к коррозии и окислению. 3 н. и 9 з.п.ф-лы, 5 ил.

Лопатка турбомашины из композитного материала оснащена пером и содержит первую смолу, армированную длинными волокнами, и вторую смолу, армированную короткими волокнами. Первая и вторая смолы являются химически совместимыми или идентичными. Длинные волокна служат для повышения жесткости лопатки, а короткие волокна, диспергированные во второй смоле, служат для заполнения частей лопатки, не армированных длинными волокнами, и придают лопатке конечную форму. Длинные волокна размещены в промежуточном положении между краевой зоной оболочки и сердцевиной лопатки. Короткие волокна расположены в сердцевине лопатки и между промежуточным положением и краевой зоной оболочки. Другое изобретение группы относится к ступени турбомашины, содержащей лопатки, выполненные, как указано выше. Группа изобретений позволяет снизить массу лопаток и упростить их изготовление. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Лопатка ротора содержит корпус лопатки ротора и участок хвостовика лопатки ротора, выполненный за одно целое с корпусом лопатки ротора. Корпус лопатки ротора образован укладкой множества композитных листов, каждый из которых изготовлен из волокон и матричной смолы, и включает множество первых групп композитных листов и множество вторых групп композитных листов, расположенных в направлении толщины лопатки. Каждая первая группа композитных листов включает множество композитных листов, уложенных один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к спинке лопатки и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон. Каждая вторая группа композитных листов включает один или множество композитных листов, уложенных один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к корыту лопатки и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон. Схемы укладки множества композитных листов в первой и во второй группе композитных листов являются одинаковыми. Результирующее направление направлений ориентации волокон во множестве композитных листов в каждой из первой группы композитных листов и второй группы композитных листов является наклонным к заднему краю под острым углом от направления размаха, проходящего от центрального конца корпуса лопатки ротора к верхнему концу корпуса лопатки ротора. Другое изобретение группы относится к вентилятору, включающему указанную лопатку ротора, установленную в посадочную канавку его диска. Группа изобретений позволяет обеспечить сопротивление колебаниям лопатки ротора при уменьшении ее веса. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 14 ил.

Компонент турбомашины для стационарной турбомашины содержит подложку, а также эрозионно- и коррозионно-устойчивую систему покрытия. Подложка выполнена из высоколегированной стали с содержанием 10%-18% хрома, либо титановых сплавов или сплавов на основе никеля, или сплавов на основе кобальта. Система покрытия содержит первый слой, осажденный на поверхность подложки компонента турбомашины и действующий в качестве коррозионно-устойчивого слоя, а также дополнительно содержит второй слой, осажденный на первый слой и действующий в качестве эрозионно-устойчивого слоя. Первый слой представляет собой циркониевый одиночный слой, а второй слой представляет собой вольфрамовое/карбид-вольфрамовое многослойное покрытие. При изготовлении указанного выше компонента турбомашины сначала осаждают на поверхность подложки первый коррозионно-устойчивый слой. Затем осаждают на первый коррозионно-устойчивый слой второй эрозионно-устойчивый слой, тем самым используя первый слой в качестве связующего слоя. Группа изобретений позволяет повысить срок службы компонента турбомашины за счет обеспечения защиты его от коррозии и эрозии, а также повышения адгезии слоев покрытия. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к роторам турбомашин, используемых в авиации. Барабан ротора турбомашины выполнен в форме полого цилиндрического тела вращения вокруг продольной оси с одним и более венцами, со средствами для крепления хвостовиков лопаток, расположенных через равные промежутки по наружной поверхности, при этом барабан выполнен из металломатричного композита с перекрестной укладкой армирующих волокон, а средства для крепления хвостовиков лопаток выполнены в виде корневых элементов под сварку по форме профиля лопатки, при этом на внутренней поверхности барабана из композита выполнены наплывы, фланцы или цапфы с закладными элементами под сварку, причем наплывы расположены под корневыми элементами. Металломатричный композит сформирован сплавлением одной части намотанных, по меньшей мере, под одним углом и другой части из «свалянных» волокон из SiC, заключенных в матрицу из титанового сплава. Изобретение обеспечивает снижение массы, повышение надежности, прочности ободной части барабана, а также повышение технологичности изготовления. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к роторам турбомашин, используемых в авиации. Барабан ротора турбомашины, содержащий корпус в форме полого цилиндрического тела вращения вокруг продольной оси и выполненный в нем один и более венец со средствами для крепления хвостовиков лопаток, расположенных по наружной поверхности через равные промежутки в поперечном направлении, при этом корпус содержит металломатричный композит с перекрестной укладкой армирующих волокон, средства для крепления хвостовиков лопатки выполнены в виде корневого элемента под сварку по форме профиля лопатки, а металломатричный композит сформирован по всей наружной поверхности тела вращения слоем толщиной, не превышающей высоту корневого элемента. Металломатричный композит сформирован из одной части намотанных, по меньшей мере, под одним углом и другой части из «свалянных» волокон из SiC, заключенных в матрицу из титанового сплава с их последующим сплавлением. Изобретение обеспечивает снижение массы, повышение надежности, прочности ободной части барабана, а также технологичности изготовления. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Лопаточный узел для газовой турбины содержит внутренний и внешний бандажи и лопатку, расположенную между ними. Лопатка содержит покрытую секцию поверхности, которая покрыта платино-алюминидным и термобарьерным покрытиями и представляет собой часть полной поверхности лопатки. Термобарьерное покрытие покрытой секции поверхности отделено от внутреннего бандажа и/или внешнего бандажа расстоянием, составляющим от 5% до 25% полной длины лопатки между внутренним и внешним бандажами. Лопатка дополнительно содержит утончающуюся секцию, образованную на поверхности лопатки и расположенную между покрытой секцией поверхности и внутренним бандажом и/или между покрытой секцией поверхности и внешним бандажом. В утончающейся секции толщина термобарьерного покрытия плавно уменьшается от кромки покрытой секции поверхности к внутреннему или внешнему бандажу соответственно. При изготовления указанного выше лопаточного узла покрывают секцию поверхности лопатки платино-алюминидным и термобарьерным покрытиями, таким образом, что термобарьерное покрытие покрытой секции поверхности расположено на расстоянии от внутреннего и/или внешнего бандажа. Группа изобретений позволяет повысить надежность лопатки газовой турбины. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям. Сопловой аппарат турбины или направляющий аппарат компрессора содержат секторы (12) из материала композиционного материала с керамической матрицей (ККМ), каждый из которых содержит внутреннюю площадку (14), наружную площадку (16) и перья (18) лопаток. Кольцо-подложка (50) для истираемого материала состоит из секторов, каждый из которых содержит расположенную выше по потоку (55а) и расположенную ниже по потоку (55b) крепежные лапки. Внутренние площадки (14) содержат, каждая, с внутренней стороны расположенный выше по потоку (15a) и расположенный ниже по потоку (15b) крючки, и кольцо-подложка для истираемого материала установлено на сопловом аппарате или на направляющем аппарате посредством взаимного зацепления без жесткого соединения между концевыми частями расположенных выше по потоку крепежных лапок и расположенных выше по потоку крючков и между концевыми частями расположенных ниже по потоку крепежных лапок и расположенных ниже по потоку крючков. Изобретение обеспечивает крепление истираемого материала секторов соплового аппарата турбины и компрессора. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 12 ил.

Лопатка турбомашины из композитного материала с матрицей и армированием, содержащим сетку, включает переднюю и заднюю кромки, а также поверхности корытца и спинки, проходящие от передней до задней кромки. Сетка образует трехмерную конструкцию, которая проходит по большей части толщины лопатки между поверхностью корытца и поверхностью спинки и/или по большей части длины лопатки между передней кромкой и задней кромкой. Трехмерная конструкция армирования содержит стержни, соединенные между собой с помощью их соединительных узлов, заделанные в матрицу и имеющие шероховатую поверхность с выступающими зернами. Количество стержней, соединенных с соединительными узлами, является переменным. При изготовлении композитной лопатки получают армирование, содержащее сетку, вставляют армирование в форму для литья под давлением и осуществляют литье под давлением смолы в форму для литья под давлением для заполнения сетки. Затем полимеризуют смолу в форме для литья и извлекают композитную лопатку из формы. Армирование выполняют способом послойного аддитивного наращивания, а сетка образует трехмерную конструкцию, которая содержит стержни, соединенные между собой с помощью их соединительных узлов и имеющие шероховатую поверхность с выступающими зернами. Группа изобретений позволяет повысить прочность композитной лопатки турбомашины. 2 н. и 26 з.п. ф-лы, 7 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-06-10 2016-06-10T08:11:55
Наверх