Диссертация (1025933), страница 2
Текст из файла (страница 2)
Построена параметризованная модель высокого уровня рабочего колесатурбины перспективного газотурбинного двигателя летательного аппарата и сее помощью исследовано теплонапряжѐнное состояние замкового соединениякерамических лопаток типа «ласточкин хвост» по полѐтному циклу.Практическая значимость:1. Разработаныновыеметодикирасчетно-экспериментальногоопределения контактной прочности и контактной термической проводимостидля пар «металл-керамика».2. Создано программное обеспечение для проектирования замковыхсоединений керамических лопаток с металлическим диском типа «ласточкинхвост» в рабочих колѐсах турбин перспективных газотурбинных двигателейлетательных аппаратов.3. Теоретически обоснована и испытана на стенде конструкция модельногорабочего колеса, универсально пригодная для экспериментальной проверкинесущейспособностиметаллическимзамковыхдискомнасоединенийрежимахкерамическихнагружения,лопатокссоответствующихэксплуатационным.Результаты, выносимые на защиту:1.
Методикипрочностиирасчетно-экспериментальногоконтактноготермическогоопределениясопротивлениядляконтактнойзамковыхсоединений керамических лопаток с металлическим диском, полученныеэкспериментальные данные.2. Модели и программное обеспечение для проектирования замковыхсоединений керамических лопаток с металлическим диском типа «ласточкинхвост» в рабочих колесах турбин перспективных газотурбинных двигателейлетательных аппаратов.3. Технические решения, относящиеся к конструкции модельного рабочегоколеса, методика ее стендовых испытаний и результаты экспериментальногоопределения несущей способности замкового соединения керамическихлопаток.94. Рекомендации по выбору формы, размеров замковых соединенийкерамическихлопатокмеханическимсметаллическимхарактеристикамдиском,керамическихтеплофизическимматериаловилопатокперспективных газотурбинных двигателей летательных аппаратов.Рекомендации по внедрению:Результаты данной работы могут быть использованы при проектированииперспективных конструкций турбин с использованием керамических лопаток, атакже в учебном процессе кафедры ракетно-космических композитныхконструкций МГТУ им.
Н.Э. Баумана. Предложенная методика передана воФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова».Степень достоверности подтверждается использованием математическихмоделей, основанных на фундаментальных законах механики и теплофизики,высокимуровнемметрологическогообеспеченияэкспериментальныхисследований, сравнением с результатами других авторов, а также хорошимсогласием теоретических и экспериментальных данных, полученных пристендовыхиспытанияхмодельногорабочегоколесаскерамическимилопатками.Личныйвкладавторазаключаетсявсозданиипрограммногообеспечения для проектирования рабочих колес турбин перспективныхгазотурбинных двигателей летательных аппаратов различной размерности сзамковым соединением керамических лопаток в среде Ansys APDL ипроведении расчѐтных исследований, в разработке и реализации методикрасчетно-экспериментальногоопределенияконтактнойпрочностиитермической проводимости для пар «металл-керамика», в подготовке,проведенииианализерезультатовстендовыхиспытаниймодельнойконструкции рабочего колеса с керамическими лопатками.Апробация работы: Основные положения диссертации докладывались наряде научных конференций: «Прочность конструкций ЛА» (г.
Жуковский,Московская обл., 2012), XX Международная научно-техническая конференция«Конструкцииитехнологииполученияизделийизнеметаллических10материалов» (г. Обнинск, Калужская обл., 2013), Sino-Russian Symposium onAdvanced Materials and Processing Technology (Qingdao, China, 2014),Международная научно-техническая конференция «Проблемы и перспективыразвитиядвигателестроения»(г. Самара,2014),Всероссийскаянаучно-техническая конференция «Авиадвигатели 21 века» (г. Москва, 2015), FourthInternational Conference on Advanced Composites and Materials Technologies forArduous Applications (Wrexham, UK, 2015), XLI Академические чтения покосмонавтике (Королевские) (г.Москва, 2017), а также на научных семинарах вМГТУ им.
Н.Э. Баумана, ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова» и АО «ОНПП«Технология» им. А.Г. Ромашина» (2014-2017).Публикации: По тематике диссертационной работы опубликовано 11научных работ, 4 из которых в журналах, входящих в перечень ВАК, и одинпатент на полезную модель.Структура и объѐм диссертации.Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, заключения,списка литературы и приложения. Работа представлена на 156 страницахосновного текста, включающего 119 рисунков, 38 таблиц, список литературы из159 наименований и приложение.11ГЛАВА 1.
СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫПРОЕКТИРОВАНИЯ КОНСТРУКЦИЙ РАБОЧИХ КОЛЁС СКЕРАМИЧЕСКИМИ ЛОПАТКАМИ1.1. Проекты перспективных газотурбинных двигателейлетательных аппаратовНаибольшее применение газотурбинные двигатели (ГТД) нашли вавиации, энергетике и морском транспорте.
Такой двигатель является тепловоймашиной, преобразующей выделяющуюся в камере сгорания тепловуюэнергию в механическую работу на валу газовой турбины. В термодинамикесуществует понятие идеального цикла газотурбинного двигателя – циклБрайтона [1]. Он состоит из (Рис. 1.1): 1‒2 адиабатного сжатия воздуха вкомпрессоре, 2‒3 изобарного подвода тепла к потоку рабочего тела в камересгорания, 3‒4 адиабатного расширения продуктов сгорания в турбине и сопле,4‒1 условного процесса изобарного отвода теплоты. В цикле Брайтона потери вцикле не учитываются, а рабочим телом считается идеальный газ.Рис.
1.1. Цикл Брайтона12В реальном цикле ГТД процессы сжатия и расширения являютсяполитропными из-за потерь энергии. Также при подводе к воздуху в камересгорания изменяется состав рабочего тела. Ключевым параметром, влияющимна совершенство цикла, считается температура газа перед турбиной T*. С еѐувеличением растут КПД и удельная работа цикла. Максимально достижимаятемпература газа перед турбиной T*max определяется из условия полногоиспользования в процессе горения кислорода воздуха. Для углеводородноготоплива T*max≈2000÷2500ºC. В реальных конструкциях ГТД предельногозначенияT*maxконструкционныхтруднодостичьматериалов,из-заограниченнойнедостаточнойжаропрочностиэффективностисистемохлаждения, экономических и экологических ограничений.
Об изменении T*maxпо годам с развитием ГТД можно судить по Рис. 1.2.Рис. 1.2. Изменение температуры газа перед турбиной с годами13Наибольшие значения температуры T*max достигнуты в двигателях военныхсамолетов, двигателях сверхвысокой тяги (более 40 тс) самолетов гражданскойавиации и энергетических установках мощностью более 150 МВт. Известныследующие крупные международные программы по обеспечению T*max≈1900ºC:Integrated High Performance Turbine Engine Technology (IHPTET) [2,3], NASA’sUltra Efficient Technology Program (UEET) [3].
Из-за высоких температур навходе в турбину в современных ГТД применяют различные схемы охлаждения:внутреннее конвективное, плѐночное, пористое [4]. При этом КПД турбиныможет понизиться более, чем на 5% из-за потерь при прокачке охлаждающеговоздуха, выпуске воздуха из лопаток, утечках в проточную часть. Существенно,что изменение к.п.д. турбины на 1 % меняет расход топлива примерно на 0,8 %[5].Приповышениипараметровтурбинэффективныдваподхода:совершенствование систем охлаждения и применение новых жаропрочныхматериалов и покрытий. Для авиации еще крайне важны массовые игабаритные характеристики ГТД [6].
Поэтому для них особенно актуальназадача внедрения новых лѐгких жаропрочных материалов в узлах турбины.В зависимости от направления течения газа выделяют два конструктивныхтипа турбин: осевые и радиальные. В авиационных ГТД в основном применяютконструкции первого типа. В осевой турбине газ движется по проточной частипараллельно оси вращения ротора. Ротор – наиболее нагруженная частьтурбины, ограничивающая ресурс конструкции.Наибольшее распространение в элементах роторов ГТД получили сплавына никелевой основе, которые, однако не позволяют повысить рабочуютемпературу без сокращения срока их службы.
Сплавы с монокристаллическойструктурой и направленной кристаллизацией открыли возможность увеличениясрока службы рабочих лопаток, но лишь при достигнутом ранее уровнерабочих температур. Для дисков большое внимание уделяется получениюгранулируемыхсплавов,сохраняюшихмелкозернистуюструктуруприобработке.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
