Способ изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора авиационного двигателя




Владельцы патента RU 2786291:

Грибановский Владимир Александрович (RU)

Изобретение относится к области турбостроения, точнее к способам изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора для газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного. Направляющий лопаточный аппарат компрессора из композиционного материала, изготовление которого включает раскрой слоев для лопаток, окончательное их оформление производится в пресс-форме. У готовой лопатки с периферийной стороны выполнен хвостовик для крепления в ободе, с противоположной стороны лопатки для крепления в опорном кольце имеется хвостовик с профилем последнего корневого сечения пера, такой хвостовик упрощает изготовление слоев композиционного материала и пресс-формы для прессования лопаток. Обод оформляют намоткой из нитей или жгутов с последующей полимеризацией, отверстия для хвостовиков лопаток выполняют вырубкой на прессе или фрезерованием. Опорное кольцо состоит из входного и выходного полуколец, для изготовления которых раскраивают слои композиционного материала, укладывают их в пресс-форму, производят прессование, полимеризацию и разборку пресс-формы, таким образом получают входное и выходное опорные полукольца, которые имеют пазы для крепления хвостовика лопатки. Сборку направляющего лопаточного аппарата производят с установки хвостовиков лопаток в отверстия обода, затем после установки всех хвостовиков лопаток в одно из опорных полуколец, укладывают второе опорное полукольцо, совмещая пазы последнего с хвостовиками лопаток. Оба опорных полукольца сжимаются, например, болтами, при этом происходит прочное закрепление хвостовиков лопаток в опорном кольце. При использовании данного способа изготовления направляющего лопаточного аппарата достигается значительное упрощение технологического процесса и снижение трудоемкости. 7 ил.

 

Изобретение относится к области турбостроения, точнее к способам изготовления направляющих лопаточных аппаратов компрессора из композиционного материала для газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного.

Известен «Способ изготовления направляющего аппарата компрессора авиационного двигателя» (патент RU №2661429, опубл. 16.07.2018), который позволяет получать изделия из композиционного материала с повышенными прочностными характеристиками.

Способ изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора из композиционного материала включает раскрой слоев материала лопаток, прессование их в пресс-форме, размещение и центровку лопаток в сборочной пресс-форме и прессование аппарата. При раскрое слои композиционного материала выходят за пределы контура лопатки со стороны корневого сечения на длину, большую длины дуги опорного кольца между соседними лопатками, а со стороны периферийного сечения на длину, большую длины дуги обода между соседними лопатками. Материал пропитывают связующим в пределах контура лопатки и укладывают в пресс-форму, в которой сформируется аэродинамический профиль лопатки, на корневом и периферийном сечениях пера формируют часть опорного кольца и обода длиной 1…20 мм. Затем лопатки укладывают в сепаратор, который обеспечивает номинальное расположение лопаток в пресс-форме. Далее пропитывают материал, выходящий за пределы контура лопаток, и предварительно формируют в полостях сепаратора опорное кольцо и обод, после чего на наружную поверхность обода наматывают нити или жгуты, пропитывают связующим, укладывают в сепаратор пресс-формы, устанавливают пуансон, на который в месте его контакта с опорным кольцом, предварительно наматывают нити или жгуты, пропитанные связующим, и производят прессование, при этом в матрице формируют наружные поверхности обода, в пуансоне наружные поверхности опорного кольца, в сепараторе формируются внутренние аэродинамические поверхности, газового тракта обода и опорного кольца.

Однако применение данного способа создает определенные трудности в производстве направляющего аппарата, т.к. требуется пропитка связующим части композиционного материала при прессовании лопаток, а материал, выходящий за пределы контура лопатки, пропитывают при укладке в сепаратор пресс-формы.

Известен «Способ изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора авиационного двигателя» (патент RU №2766040, опубл. 07.02,2022), принятый в качестве прототипа, который позволяет получать изделия из композиционных материалов с повышенными прочностными характеристиками.

Способ изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора из композиционного материала включает раскрой слоев материала лопаток, при этом дополнительно раскраивают, по крайней мере, один слой, включающий материал спинки, передней кромки и корыта. Заполняют пресс-форму с укладки материала спинки, а завершают укладкой сверху материала корыта. Далее производят прессование лопаток в пресс-форме, размещение и центровку их в сборочной пресс-форме и прессование аппарата. При раскрое слои композиционного материала выходят за пределы контура лопатки со стороны корневого сечения на длину, большую длины дуги опорного кольца между соседними лопатками, а со стороны периферийного сечения на длину, большую длины дуги обода между соседними лопатками. Материал пропитывают связующим в пределах контура лопатки и укладывают в пресс-форму, в которой сформируется аэродинамический профиль лопатки, на корневом и периферийном сечениях пера формируется часть опорного кольца и обода длиной 1…20 мм. Затем лопатки укладываются в сепаратор, который обеспечивает номинальное расположение лопаток в пресс-форме. Далее пропитывают материал, выходящий за пределы контура лопаток, и предварительно формуют в полостях сепаратора опорное кольцо и обод, после чего на наружную поверхность обода наматывают нити или жгут, пропитанные связующим, сепаратор укладывают в пресс-форму, устанавливают пуансон, на который в месте его контакта с опорным кольцом, предварительно наматывают нити или жгут, пропитанные связующим, и производят прессование, при этом в матрице формируются наружные поверхности обода, в пуансоне наружные поверхности опорного кольца, в сепараторе формируются внутренние аэродинамические поверхности газового тракта обода и опорного кольца.

Однако применение данного способа создает определенные трудности в производстве направляющего аппарата, т.к. требует пропитки связующим части композиционного материала для прессования лопаток, а материал, выходящий за пределы контура лопатки, пропитывают связующим перед укладкой лопаток в сепаратор пресс-формы.

Данным изобретением решается задача создания способа, исключающего применение технологической операции «пропитки связующим исходного материала» перед прессованием лопаток, при этом оставляя в исходном состоянии материал, выходящий за контур лопатки, который пропитывается связующим перед укладкой в сборочную пресс-форму.

Поставленная задача решается тем, что направляющий лопаточный аппарат изготавливается полностью из препрега. В пресс-форме изготавливается лопатка с двумя хвостовиками для крепления в ободе и опорном кольце, которое получают прессованием в виде переднего полукольца и заднего полукольца, соединяемые после установки лопаток.

Фиг. 1, фиг. 2 общий вид направляющего лопаточного аппарата компрессора.

Фиг. 3 лопатка.

Фиг. 4 раскрой слоя материала лопатки.

Фиг. 5 раскрой слоя материала лопатки, включающий материал: спинки, передней кромки и корыта.

Фиг. 6 увеличенное сечение пресс-формы с лопаткой.

Фиг. 7 вид обода по стрелке Б.

Направляющий лопаточный аппарат (фиг. 1, фиг. 2) содержит лопатки 1, обод 2, опорное кольцо 3, состоящее из входного опорного полукольца 4 и выходного опорного полукольца 5. Прочное защемление лопатки в аппарате достигается тем, что лопатка крепится хвостовиком 6 в отверстии 14 обода 2 (фиг. 3, фиг. 7), а для крепления в пазу 15 опорного кольца 3 у лопатки имеется хвостовик 7, выполненный по профилю последнего корневого сечения пера 8 (фиг. 7),такой хвостовик упрощает изготовление слоев композиционного материала и пресс-формы для оформления лопатки.

Способ изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора из композиционного материала включает: раскрой различных размеров (фиг. 4) слоев материала лопаток 1, при этом один слой, по крайней мере, включает композиционный материал: спинки 9, передней кромки 10 и корыта 11 (фиг. 5). Заполнять пресс-форму начинают с укладки материала спинки 9 в матрицу 12, затем слои материала лопатки 8 (фиг. 4) и последним укладывают материал корыта 11 (фиг. 6). Устанавливают пуансон 13 производят прессование и нагрев пресс-формы до температуры полимеризации, применяемого композиционного материала. После разборки пресс-формы получается направляющая лопатка, имеющая хвостовик 6 для установки в ободе 2 и хвостовик 7 для крепления в пазу 15 опорного кольца 3 (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3, фиг. 7). Обод производят намоткой из нитей или жгутов, проводят полимеризацию, а отверстия 14 под хвостовик 6 лопатки 1 производят вырубкой на прессе или фрезерованием (фиг. 7). Для изготовления опорных полуколец 4, 5 выполняют раскрой слоев композиционного материала, которые укладывают в пресс-форму, производят прессование и полимеризацию, после разборки пресс-формы получают опорное полукольцо. Сборку направляющего лопаточного аппарата выполняют в следующем порядке: лопатка 1 хвостовиком 6 (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3) входит в отверстие 14 (фиг. 7) обода 2, а хвостовиком 7 укладывают в пазы 15 одного из опорных полуколец, например, входного 4, после размещения всех лопаток устанавливается выходное опорное полукольцо 5, совмещая пазы 15 с хвостовиками 7 лопаток (фиг. 2). Затем оба опорных полукольца прижимаются, например, болтами, что обеспечивает плотное закрепление лопаток.

Данным изобретением решается задача изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора авиационного двигателя из композиционного материала со значительным упрощением технологического процесса и снижением трудоемкости производства, кроме того в процессе эксплуатации возможна замена любой дефектной детали.

Способ изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора авиационного двигателя из композиционного, включающий раскрой материала для лопаток, окончательное оформление которых производится в пресс-форме, намотку обода из нитей или жгутов с последующей полимеризацией, производство опорного кольца, при этом формируются внутренние аэродинамические поверхности газового тракта обода и опорного кольца, отличающийся тем, что у лопатки с периферийной стороны выполняется хвостовик для крепления в ободе, хвостовик с профилем последнего корневого сечения пера лопатки для крепления в опорном кольце, в ободе отверстия под хвостовик лопатки изготавливают вырубкой на прессе или фрезерованием, для опорного полукольца раскраивают слои композиционного материала, укладывают их в пресс-форму, производят прессование, полимеризацию и разборку пресс-формы, таким образом получая входное и выходное полукольца, которые имеют пазы для закрепления хвостовика лопатки, сборку лопаточного аппарата производят с установки хвостовиков лопаток в отверстия обода, затем после установки всех лопаток хвостовиками в одно из опорных полуколец укладывают второе опорное полукольцо, совмещая пазы последнего с хвостовиками лопаток, оба опорных полукольца сжимаются, например, болтами, при этом происходит прочное закрепление хвостовиков лопаток в опорном кольце.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к соплу газовой турбины. Сопло газовой турбины включает в себя сопла, сформированные как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру.

Изобретение относится к конструкции камеры сгорания газовой турбины и, в частности, относится к технологии, которая эффективно применяется в конструкции торцевой рамы переходного отсека, и более детально - к охлаждающим отверстиям переходного отсека. Камера сгорания газовой турбины содержит переходный отсек, который направляет газ сгорания из камеры сгорания в турбину, торцевую раму переходного отсека, которая установлена на участке выпускного отверстия переходного отсека со стороны турбины и размещена напротив торцевой стенки лопатки статора первой ступени турбины с заданным зазором, и уплотнительный элемент, надетый на торцевую раму переходного отсека и вставленный в торцевую стенку лопатки статора первой ступени для уплотнения от утечки охлаждающего воздуха, подаваемого в зазор, причем охлаждающие отверстия размещены в торцевой раме переходного отсека так, что подают охлаждающий воздух непосредственно к торцевой стенке лопатки статора первой ступени.

Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к изготовлению детали турбины. Может использоваться для изготовления рабочей лопатки турбины или лопатки соплового аппарата.

Изобретение относится к области турбостроения, точнее к способам изготовления направляющих лопаток компрессора из композиционного материала для газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного. Направляющий лопаточный аппарат компрессора из композиционного материала, у которого лопатки монолитно выполнены с опорным кольцом и ободом, изготовление которого включает раскрой слоев для лопаток, при этом материал выходит за пределы контура лопатки со стороны корневого сечения на длину, большую длины дуги опорного кольца между соседними лопатками, а со стороны периферийного сечения - на длину, большую длины дуги обода между соседними лопатками.

Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к способу аддитивного изготовления лопатки авиационного газотурбинного двигателя. Изготавливают лопатку, содержащую верхнюю и нижнюю окружные стенки, между которыми расположено по меньшей мере одно перо, содержащее переднюю кромку и заднюю кромку, расположенные между упомянутыми стенками по меньшей мере частично с отступом по отношению соответственно к первым и вторым окружным краям упомянутых стенок.

Трубчатая камера сгорания для газовой турбины, при этом трубчатая камера сгорания содержит по меньшей мере одну горелку, по меньшей мере одну жаровую трубу, ограничивающую пространство горения, имеющее ось камеры сгорания, при этом жаровая труба содержит: внутренний трубчатый элемент, наружный трубчатый элемент, перекрывающий, по меньшей мере частично, внутренний трубчатый элемент и расположенный на расстоянии от внутреннего трубчатого элемента для образования зазора для охлаждающего воздуха, при этом наружный трубчатый элемент содержит расположенный выше по потоку конец, соединенный с промежуточной частью внутреннего трубчатого элемента.

Сопловой аппарат (СА) турбины высокого давления (ТВД) авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) содержит наружное и внутреннее кольца соплового аппарата, соединенные с наружным и внутренним корпусом камеры сгорания соответственно, венец сопловых лопаток с наружными и внутренними полками, соединенными с наружным и внутренним кольцами соплового аппарата соответственно, причем в пере каждой из сопловых лопаток выполнен продольный охлаждающий канал, сообщенный с полостью, образованной наружным кольцом соплового аппарата и наружным корпусом камеры сгорания с клапанами перепуска воздуха, а также с полостью подвода воздуха к аппарату закрутки, выполненной во внутреннем кольце соплового аппарата, при этом, согласно настоящему изобретению, с полостью, образованной наружным кольцом соплового аппарата и наружным корпусом камеры сгорания с клапанами перепуска воздуха, охлаждающий канал каждой из лопаток сообщен посредством двух втулок, соединенных между собой телескопически, с возможностью радиального смещения друг относительно друга, одна из которых установлена в отверстии наружного кольца соплового аппарата и зафиксирована относительно наружного кольца соплового аппарата посредством выполненных на ее наружной поверхности двух диаметрально расположенных выступов, заведенных в кольцевые пазы наружного кольца соплового аппарата, выполненные со стороны наружного диаметра последнего, а также контровочной шайбы, а другая втулка выполнена со стороны наружной поверхности наружной полки сопловой лопатки, за одно целое с ней, при этом с полостью подвода воздуха к аппарату закрутки, выполненной во внутреннем кольце соплового аппарата, охлаждающий канал каждой из сопловых лопаток сообщен посредством трубчатого элемента, закрепленного в отверстии внутреннего кольца соплового аппарата посредством шарнирного соединения и втулки, выполненной со стороны внутренней поверхности внутренней полки сопловой лопатки, за одно целое с ней, и соединенной с трубчатым элементом посредством шарнирного соединения, кроме того, наружные полки венца сопловых лопаток зафиксированы в наружном кольце соплового аппарата в радиальном направлении посредством выполненного на наружной поверхности каждой из наружных полок лопаток, со стороны выходной кромки пера, Г-образного выступа, вставленного концевым участком в кольцевой паз наружного кольца, выполненный со стороны внутреннего диаметра последнего, а также выполненных на наружной поверхности каждой из наружных полок лопаток, со стороны входной кромки пера, двух П-образных выступов, разнесенных друг относительно друга в окружном направлении, в пазы которых заведена торцовая часть наружного кольца, при этом на наружном диаметре внутреннего кольца соплового аппарата выполнен кольцевой паз, а со стороны внутренней поверхности каждой из внутренних полок венца сопловых лопаток выполнено по ответному пазу, в которых установлен кольцевой упругий элемент, перекрывающий поток воздуха из компрессора высокого давления в проточную часть турбины высокого давления.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД), преимущественно к элементам соединения сопловых аппаратов турбины с камерами сгорания. В узле соединения соплового аппарата турбины высокого давления с концевой частью жаровой трубы камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащего наружный и внутренний кольцевые промежуточные элементы, со стороны торцов которых, обращенных к концевой части жаровой трубы, выполнено по кольцевой канавке, в которые заведены концевые участки наружного и внутреннего кольца жаровой трубы, согласно настоящему изобретению, каждый из кольцевых промежуточных элементов выполнен в виде набранных в окружном направлении идентичных деталей, причем каждая из идентичных деталей наружного кольцевого промежуточного элемента соединена с соответствующей ей наружной полкой сопловой лопатки, а каждая из идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента соединена с соответствующей ей внутренней полкой сопловой лопатки, при этом со стороны торца наружного кольцевого промежуточного элемента, обращенного к наружной полке сопловой лопатки, выполнена кольцевая канавка, в которую заведены с осевым зазором выступы, каждый из которых выполнен на торце наружной полки сопловой лопатки, до контакта торцов наружного и внутреннего выступов наружного кольцевого промежуточного элемента, образующих кольцевую канавку, с торцами наружных полок сопловых лопаток, при этом в наружном выступе каждой из идентичных деталей и в выступе наружной полки сопловой лопатки выполнено по соосному отверстию под штифт, над которыми в наружном кольце соплового аппарата со стороны его торца, обращенного к жаровой трубе, выполнено по продольному пазу, в каждом из которых установлена с осевым зазором верхняя часть штифта, причем между торцом нижней части штифта и наружной поверхностью внутреннего выступа наружного кольцевого промежуточного элемента образован зазор, причем на каждом из штифтов, между внутренней поверхностью продольного паза и наружной поверхностью наружного выступа наружного кольцевого промежуточного элемента выполнены два бурта, диаметр наружного из которых больше чем ширина продольного паза, а внутреннего - чем диаметр отверстия под штифт, при этом внутренняя поверхность внутреннего бурта и наружная поверхность наружного выступа наружного кольцевого промежуточного элемента сопряжены, а между наружным буртом и наружным кольцом соплового аппарата выполнен радиальный зазор, кроме того со стороны внутренней поверхности каждой из идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента и соответствующей ей внутренней полки сопловой лопатки выполнены радиальные выступы, контактирующие по близлежащим поверхностям и зафиксированные относительно друг друга посредством резьбового соединения, при этом на упомянутых близлежащих поверхностях радиальных выступов идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента выполнены осевые выступы в виде кольцевых сегментов, заведенные с осевым зазором в соответствующие им пазы, выполненные в радиальных выступах внутренних полок сопловых лопаток.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД), преимущественно к элементам соединения сопловых аппаратов турбины с камерами сгорания. В узле соединения соплового аппарата турбины высокого давления с концевой частью жаровой трубы камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащего наружный и внутренний кольцевые промежуточные элементы, со стороны торцов которых, обращенных к концевой части жаровой трубы, выполнено по кольцевой канавке, в которые заведены концевые участки наружного и внутреннего кольца жаровой трубы, согласно настоящему изобретению, каждый из кольцевых промежуточных элементов выполнен в виде набранных в окружном направлении идентичных деталей, причем каждая из идентичных деталей наружного кольцевого промежуточного элемента соединена с соответствующей ей наружной полкой сопловой лопатки, а каждая из идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента соединена с соответствующей ей внутренней полкой сопловой лопатки, при этом со стороны торца наружного кольцевого промежуточного элемента, обращенного к наружной полке сопловой лопатки, выполнена кольцевая канавка, в которую заведены с осевым зазором выступы, каждый из которых выполнен на торце наружной полки сопловой лопатки, до контакта торцов наружного и внутреннего выступов наружного кольцевого промежуточного элемента, образующих кольцевую канавку, с торцами наружных полок сопловых лопаток, при этом в наружном выступе каждой из идентичных деталей и в выступе наружной полки сопловой лопатки выполнено по соосному отверстию под штифт, над которыми в наружном кольце соплового аппарата со стороны его торца, обращенного к жаровой трубе, выполнено по продольному пазу, в каждом из которых установлена с осевым зазором верхняя часть штифта, причем между торцом нижней части штифта и наружной поверхностью внутреннего выступа наружного кольцевого промежуточного элемента образован зазор, причем на каждом из штифтов, между внутренней поверхностью продольного паза и наружной поверхностью наружного выступа наружного кольцевого промежуточного элемента выполнены два бурта, диаметр наружного из которых больше чем ширина продольного паза, а внутреннего - чем диаметр отверстия под штифт, при этом внутренняя поверхность внутреннего бурта и наружная поверхность наружного выступа наружного кольцевого промежуточного элемента сопряжены, а между наружным буртом и наружным кольцом соплового аппарата выполнен радиальный зазор, кроме того со стороны внутренней поверхности каждой из идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента и соответствующей ей внутренней полки сопловой лопатки выполнены радиальные выступы, контактирующие по близлежащим поверхностям и зафиксированные относительно друг друга посредством резьбового соединения, при этом на упомянутых близлежащих поверхностях радиальных выступов идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента выполнены осевые выступы в виде кольцевых сегментов, заведенные с осевым зазором в соответствующие им пазы, выполненные в радиальных выступах внутренних полок сопловых лопаток.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при конструировании подводящих патрубков расширительных турбомашин. Подводящий патрубок радиальной турбомашины содержит спиральную камеру (1), которая состоит из двух половин и имеет разъем, проходящий через ее вертикальную ось.

Группа изобретений относится к способу получения термопластичной композиционной преформы, к термопластичной композиционной ленте и к термопластичной композиционной преформе. Способ получения термопластичной композиционной преформы включает сборку пакета из композиционных слоев высокоплавкого термопласта; введение низкоплавкого термопласта между композиционными слоями; и скрепление композиционных слоев высокоплавкого термопласта друг с другом посредством расплавления низкоплавкого термопласта.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2022-05-05 2022-12-19T16:20:39
Наверх