Диссертация (Разработка методики проектирования замковых соединений керамических лопаток с металлическим диском в перспективных газотурбинных двигателях летательных аппаратов), страница 10

2.46 и в Таблице 2.8.77Таблица 2.8.Результаты исследования для пары «К»-ЭИ961ш»P, кгсζ СМ , МПаT1 , ΟCT2 , ΟCT3 , ΟCT4 , ΟC8611172,82171,38165,81165,0347861167,00165,91162,73162,04980125163,40162,61160,25159,501493190161,43160,87158,70157,921965250159,97159,47157,35156,59Рис. 2.46. Испытания «К»-ЭИ961ш» при различных уровнях нагрузкиДля контактных пар «Н»-ЭИ961ш» проводилось ступенчатое нагружение cпостоянным поддерживаемым системой перепадом на ветвях нагревателя свыдержками по 15 минут на 5 уровнях нагрузки: 58 кгс, 490 кгс, 981 кгс, 1471кгс, 1973 кгс. Результаты эксперимента приведены на Рис.

2.47 и в Таблице 2.9.78Таблица 2.9.Результаты исследования для пары «Н»-ЭИ961ш»P, кгсζ СМ , МПаT1 , ΟCT2 , ΟCT3 , ΟCT4 , ΟC587172,35170,90164,27163,9049062165,88164,84160,93160,42981125164,01163,30160,05159,491471187163,28162,63159,73159,081973251162,04161,47158,55157,91Рис. 2.47. Испытания «Н»-ЭИ961ш» при различных уровнях нагрузкиПовышеизложеннойметодикепроизведѐнрасчѐттермическаяпроводимости контакта исследованных пар «К»-ЭИ961ш» и «Н»-ЭИ961ш» принагрузке.

Результаты расчѐтов приведены на Рис. 2.48 и Таблице 2.10.79Рис. 2.48. Зависимость термической контактной проводимости от нагрузкидля контактов «К»-ЭИ961ш» и «Н»-ЭИ961ш»Таблица 2.10.Термическая проводимость контакта α К , Вт/ м2 Ο C исследованных пар приуровне температур не превышающем 200оСζ СМ , МПа1060125190250«К»-ЭИ961ш»750011900145001495015100«Н»-ЭИ961ш»601011050117201201012200Полученные данные использовались для оценки теплонапряжѐнногосостоянияприоптимальномпроектированиисоединения керамика-металл (см. главу 3).конструкциизамкового802.3. Выводы к главе 21.

Разработаны модели механического и теплового контакта «керамикаметалл», позволяющие проводить исследования при уровне контактногодавления 250 МПа и температур до 800oС.2. Минимальная контактная прочность образцов на основе нитридакремния превысила 1000 МПа и оказалась выше, чем у образцов на основекарбида кремния в 9,7 раз.3. В результате исследований образцов «Н» и «К» на микроскопе.установлено уменьшение среднего значения шероховатости после проведенияконтактных испытаний, отмечено, что образцы «К» с большей шероховатостьюимеют большую контактную прочность, чем с меньшей. Фрактографическийанализ разрушенного образца «Н» показал, что образец имеет два очагаразрушения: в краевой области контакта и в центральной.4.

Экспериментально определено, что при сжимающем давлении до 1 МПаи температурах до 800oС термическая контактная проводимость в парах «КЭИ961ш», «Н-ЭИ961ш» практически не меняется. При увеличении контактногодавления от 1 МПа до 250 МПа и температурах до 200oС термическаяконтактная проводимость в парах «К-ЭИ961ш», «Н-ЭИ961ш» увеличиваетсяболее, чем в два раза. Термическая контактная проводимость в паре «КЭИ961ш» оказалась выше, чем в паре «Н-ЭИ961ш», что вероятно обусловленобольшими значениями коэффициента теплопроводности керамики «К».81ГЛАВА 3.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ РАБОЧЕГО КОЛЕСА ТУРБИНЫ СКЕРАМИЧЕСКИМИ ЛОПАТКАМИ3.1. Исходные данные для проектированияПо прогнозам к 2023 году авиационный парк будет состоять из более35000 самолѐтов [133]. Доля региональных самолѐтов (число пассажиров менее100) составит 30,5%, магистральных (число пассажиров более 100) – 66% игрузовых – 3,5% [133].Среди перспективных двигателей магистральных самолѐтов можновыделить ПД-14 (головной разработчик – ОАО «Авиадвигатель»), PW1000(головной разработчик – Pratt&Whitney), CFM International LEAP (головныеразработчики – GE Aviation и Safran Aircraft Engines) (Таблица 3.1).

Роторвысокого давления модельного авиационного двигателя магистральногосамолета содержит 8 ступеней компрессора высокого давления и 2 ступенитурбины высокого давления (Рис. 3.1). В настоящей работе исследоваласьпервая ступень такого ротора турбины (синий цвет) с периферийнымдиаметром на выходе 680 мм и с числом лопаток 71.Таблица 3.1.Cравнительные характеристики авиадвигателейПараметрыПД-14PW1000LEAPВзлѐтная тяга, тс1413,613,6Степень двухконтурности8,5109/10Степень сжатия414235/50Удельный расход топлива, кг/кгс.ч0,5260,530,53Число ступеней в компрессоре1+3+81+P+3+81+4+8/1+4+10Число ступеней в турбине2+62+31+7/2+7Число валов22282Для анализа в полѐтном цикле выделены три типовых режима (Рис. 3.2):«Взлѐт» – включение двигателя на полную мощность при наборе высоты;«Крейсер» – полѐт на набранной высоте; «Земной малый газ» – рулѐжкасамолѐта после посадки.

Частоты вращения на данных режимах приведены вТаблице 3.2.Рис. 3.1. Ротор высокого давления модельного авиационного двигателяа) «Взлѐт»б) «Крейсер»в) «Земной малый газ»Рис. 3.2. Типовые режимы полѐтного циклаТаблица 3.2.Частоты вращения ротора высокогодавления на расчѐтных режимах«Земной малыйрежим«Взлѐт»«Крейсер»Время работы, мин21201013200120008250Частота вращения,об/мингаз»При моделировании предполагалось, что диск выполнен из жаропрочногоникелевого сплава ЭП741НП с плотностью 8350 кг/м3 (Таблицы 3.3 – 3.6) [134].83Таблица 3.3.Механические характеристики сплава ЭП741НПХарактеристика20 Ο C650 Ο C700 Ο C750 Ο CE , ГПа193166164162ζ B , МПа1550141012601160ζ 0,2 , МПа1020970950940δ, %28272623ψ, %26282626Таблица 3.4.Пределы длительной прочности (МПа) сплава ЭП741НПT ΟCζ 100ζ 500ζ 1000ζ 50006501035940895800750705595550450800505410370290Таблица 3.5.Температурный коэффициент линейного расширения сплава ЭП741НПT ΟCα  10 6 ,1/ Ο С20-10020-20020-30020-40020-50020-60020-70012,412,913,313,814,214,615,1Таблица 3.6.Коэффициент теплопроводности сплава ЭП741НПT ΟCλ,Втм Ο С201002003004005006007008007,128,7910,912,614,215,917,218,420,184В качестве материала лопаток рассматривались горячепрессованныйнитрид кремния типа «Н» с плотностью 3450 кг/м3 и керамический материал наоснове карбида кремния, армированный алмазными частицами, с плотностью3200 кг/м3 типа «К» (Таблицы 3.7-3.9).Таблица 3.7.Механические характеристики керамик «Н» и «К»ХарактеристикаT ΟCE, ГПа«Н», ρ=3450 кг/м3«К», ρ=3200 кг/м3201400201400300230520500νσв, МПа (изгиб)0,270,11830700300320Модуль Вейбулла920K1C , МПа  м1/287*принималось, что пределы прочности на изгиб керамических образцовполучены на образцах 7x7x70 мм с базой 60 ммТаблица 3.8.Температурный коэффициент линейного расширения α  106 , 1/ Ο Скерамик «Н» и «К»T ΟC20-30020-50020-70020-900«Н»2,52,73,03,2«К»2,3––2,5Таблица 3.9.Коэффициент теплопроводности λ,Вткерамик «Н» и «К»м Ο СT ΟC50500800«Н»1610,811,0«К»300–290853.2.

Разработка методики оптимального проектирования рабочего колесатурбины с керамическими лопаткамиВдиссертациипредложенакомплекснаяметодикаоптимальногопроектирования замкового соединения керамических лопаток и металлическогодиска, включающая в себя следующие этапы [135-140]:Выбор конструктивной схемы замкового соединения керамическихлопаток и металлического диска. На основе анализа работ ведущихдвигателестроительных фирм разработана модификация замкового соединениятипа «ласточкин хвост» с удлинѐнной ножкой лопатки для керамическихлопаток.Разработка параметризованной модели конструкции, где параметрамислужат геометрические размеры.

В предложенной модели (Рис. 3.3) 32геометрических параметра, из которых 18 ‒ формируют профиль замковогосоединения, 14 ‒ диска. Данная модель реализована в среде Ansys сиспользованием встроенного языка программирования APDL.Рис. 3.3. Параметризованная модель рабочего колеса86Построение конечно-элементной модели сектора рабочего колеса пододну лопатку.Моделирование температурного состояния рабочего колеса. Примоделировании коэффициенты конвективной теплоотдачи и температураокружающей среды на участках поверхности тела задавались на основаниинезависимых газодинамических расчетов (Рис.

3.4, Таблица 3.10). Значениякоэффициентовконтактнойтермическойпроводимостибралисьизэкспериментальных данных (см. главу 2), в зависимости от напряженийсмятия в соединении.Рис. 3.4. Приложение тепловых граничных условий 3-го рода87Таблица 3.10.Тепловые граничные условия 3 рода для модели РКрежим«Взлѐт»α,«Крейсер»Втα,Втα,T ΟC11212436310071825637137321387462811801995735150831125409191616585511190460021104709202053955520182038079021525062402351805515541рабочегоколеса.м 2 Ο СтеплонапряжённогоT ΟCВтучастокМоделированиеT ΟC«Земной малый газ»м 2 Ο Ссостояниям 2 Ο СЗадавались следующие нагрузки и граничные условия: частота вращения (см.Таблицу 3.2); условие контакта в замке; условие циклической симметрии;ограничение перемещений нескольких узлов сектора диска в осевомнаправлении, чтобы исключить перемещение модели как жѐсткого целого;температурноесостояние,полученноенапредыдущемэтапе.Предполагалось, что характеристики металлического диска соответствуютмоделиупрочненияMultilinearKinematicHardeningскритериемвозникновения пластических деформаций Мизеса.

Для керамических лопатоквводилось допущение о линейной зависимости напряжения от деформациивплоть до момента разрушения.Оптимизация формы замкового соединения. В параметризованноймодели выбраны 7 наиболее значимых геометрических параметров, которыеварьировались (Рис. 3.3, красный цвет). Целевая функция формулировалась,как условие минимизации значения первого главного напряжения вхвостовике керамической лопатки. Вводились ограничения на максимальноезначение эквивалентного напряжения по Мизесу в диске, напряжение смятия88(использовались экспериментальные данные из главы 2) и массу диска.Проектирование проводилось для условий самого теплонапряжѐнногорежима «Взлѐт».Для оптимизации использовался встроенный в Ansys программныймодуль, основанный на методе нулевого порядка «subproblem approximation»[141-146]. В данном методе для поиска оптимальных проектов используетсянекотораягиперповерхность,создаваемаянабазеаппроксимациирезультатов расчѐтов в нескольких случайных точках в пространствеварьируемых параметров.

Гиперповерхность представляет гладкую связьмежду целевой функцией и варьируемыми параметрами. Поиск минимумацелевой функции проводится при помощи данной гиперповерхности спериодическим обращением к рабочей модели с целью уточнения самойгиперповерхности и получаемых результатов. В конце каждого обращения крабочей модели выполняется проверка критериев сходимости.С помощью данной методики определен облик рабочего колеса сзамковым соединением керамических лопаток перспективного авиационногодвигателя с углом установки замка 10o и углом наклона контактной площадки71o (Таблица 3.11).Таблица 3.11.Оптимальные параметры замкового соединенияПараметрRЗ _ 1RЗ _ 2RТLХВ _ 1LХВ _ 2H ХВ _ 1H ХВ _ 2Значение, мм2622872,34,59,715,18,63.3.

Моделирование теплового состояния рабочего колесас керамическими лопатками на типовых режимах полѐтаНа Рис. 3.5 – 3.7 приведены результаты моделирования тепловогосостояния для конструкций с лопатками из керамики «К», а для конструкций слопатками из керамики «Н» ‒ на Рис. 3.8 – 3.10.89Рис.