ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ Российский патент 2009 года по МПК F02K3/04 F02K3/10 

Изобретение относится к авиастроению, в частности к вопросам условий работы узлов и деталей турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой (ТРДДФ), например дисков компрессора и турбины, работающих при высоких температурах и уровнях нагружения центробежными силами, имеющих удельный вес не более 0,125 и ресурс работы не менее 1500 часов.

Известны никелевые жаропрочные сплавы для изготовления деталей, например дисков газотурбинных двигателей. Такие сплавы, как: ЭК-79 (рабочие температуры - 650°С, предел прочности σ_в=135 кгс/мм², предел текучести σ₀₂=90 кгс/мм²), ЭП-742 ИД (рабочие температуры - 650°С, предел прочности σ _в≥123 кгс/мм², предел текучести σ₀₂≥77 кгс/мм²), ЭИ-698-ВД (рабочие температуры - 650°С, предел прочности σ_в≥115 кгс/мм², предел текучести σ₀₂≥72 кгс/мм²) (www/aviasalon.com/stupinskaya metallurgicheskaya kompanya) - аналог.

Недостатком данных сплавов применительно к заявляемым ТРДДФ являются относительно небольшие значения пределов текучести σ₀₂ материалов дисков, вследствие чего в деталях из этих материалов при действии эксплуатационных нагрузок возникают пластические деформации, приводящие к относительно раннему появлению трещин от малоцикловой усталости и, как следствие, к обеспечению малого ресурса двигателя.

Известен малогабаритный турбовинтовой двигатель ТВ7-117, содержащий компрессор и турбину, причем диски ротора компрессора выполнены из сплава ВТ-8, рабочие лопатки турбины - из сплава ЖС26-ВИ, кольцо и фланец соплового аппарата - из сплава ВЖЛ14У (Технология производства авиационных газотурбинных двигателей, А.Г.Бойцов и др., М.: Машиностроение, 2003 г., с.14).

Недостатком данного решения является то, что использование компрессоров с дисками из титановых сплавов возможно только при относительно низких температурах воздуха за компрессором. Увеличение температуры воздуха за компрессором приводит к ограничению ресурса двигателя при его работе на режимах с повышенными температурами.

Известен турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ) - Д-30, содержащий компрессор высокого давления, турбину высокого давления и турбину низкого давления, у которого узлы и детали, работающие при повышенных температурах и высоких уровнях нагружения центробежными силами, выполнены из стали, жаропрочных сплавов или титана (ЭИ-698, ЭП-742ИД и т.д.) - Технология производства авиационных газотурбинных двигателей, А.Г.Бойцов и др., М.: Машиностроение, 2003 г., с.6 и 346) - прототип.

К недостаткам известного двигателя можно отнести относительно небольшие значения предела текучести материалов дисков, вследствие чего в конструкциях из этих материалов при действии эксплуатационных нагрузок возникают пластические деформации, приводящие к раннему появлению трещин от малоцикловой усталости и к невозможности увеличения ресурса двигателя летательного аппарата без одновременного увеличения его габаритов и массы.

Техническим результатом, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, является обеспечение повышения тяговооруженности летательного аппарата с ТРДДФ, при одновременном снижении удельной массы двигателя до уровня ≤0,125 путем увеличения частоты вращения ротора и увеличения температуры газа перед турбиной, а при сохранении постоянной удельной массы обеспечение повышения ресурса не менее чем до 1500 часов.

Указанный технический результат достигается тем, что в ТРДДФ со степенью двухконтурности m≥0,2 и диаметром входа в двигатель больше 900 мм, содержащем компрессор высокого давления, турбину высокого давления и турбину низкого давления и выполненным с возможностью обеспечения при его работе на бесфорсажном режиме тяги из диапазона Rб/ф=7600-11000 кгс, а на форсажном режиме - тяги из диапазона Rф=12200-18000 кгс, часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления выполнена из никелевого гранульного сплава с пределом текучести σ₀₂≥95 кг/мм² и пределом прочности σ в≥140 кг/мм², где R - тяга турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой.

В ТРДДФ турбина высокого давления и турбина низкого давления могут быть выполнены одноступенчатыми.

В ТРДДФ часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления могут быть выполнены из материала с пределом малоцикловой усталости σ 650°≥100 кг/мм².

В ТРДДФ часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления могут быть выполнены с возможностью работы в условиях напряжений σ≥90 кг/мм².

В ТРДДФ в качестве гранульного сплава может быть использован гранулированный сплав ЭП-741НП.

В ТРДДФ в качестве гранульного сплава может быть использован сплав ЭП-962П.

В ТРДДФ в компрессоре высокого давления из гранульного никелевого сплава могут быть выполнены диски седьмой, восьмой, девятой ступеней и лабиринт, расположенный за девятой ступенью.

В ТРДДФ в компрессоре высокого давления из никелевого гранульного сплава могут быть выполнены вал и распорные кольца.

В ТРДДФ в турбине низкого давления из гранульного никелевого сплава могут быть выполнены диск, напорный диск и носок.

В ТРДДФ в турбине высокого давления из гранульного никелевого сплава могут быть выполнены диск и носок.

Основными требованиями к материалам, используемым для изготовления деталей газотурбинных двигателей (ГТД) вообще и ТРДДФ в частности, для достижения заявляемого технического результата являются высокая удельная прочность, жаропрочность и жаростойкость, сопротивление коррозии, стабильность и воспроизводимость механических свойств, хорошая обрабатываемость современными методами заготовительного производства и т.д.

К различным узлам и деталям ГТД, в том числе и к ТРДДФ с заявляемыми параметрами конструкции и работы предъявляются различные требования.

Требования к компрессору:

лопатки - диапазон рабочих температур до 650°С, усталостная прочность, сопротивление эрозии. Материал - титановые сплавы, стали, сплавы на никелевой основе;

диски - диапазон рабочих температур до 650°С, высокая прочность, сопротивление центробежным нагрузкам, сопротивление усталости. Материал - титановые сплавы, сплавы на никелевой основе.

Требования к турбине:

диски - диапазон рабочих температур до 950°С, прочность при осевых и центробежных нагрузках, жаропрочность, сопротивление ползучести, жаростойкость, сопротивление термическим ударам. Материал - сплавы на никелевой основе.

Требования к валу:

диапазон рабочих температур до 750°С, высокая прочность и жаропрочность. Материал - высокопрочные сплавы на никелевой основе.

Диски и валы в процессе эксплуатации испытывают большие центробежные нагрузки в условиях значительного и неравномерного нагрева, например ободы дисков турбин нагреваются до температур 550-800°С, а ступицы до 500°С.

Диски осевых компрессоров работают при более низких температурах и меньших нагрузках. Температуры в осевых компрессорах увеличиваются по мере движения потока от входа вглубь двигателя, его сжатия, и на последних ступенях достигают 700°С, поэтому именно последние ступени компрессора целесообразно выполнять из высокопрочных материалов.

В случае работы части деталей компрессора высокого давления турбины высокого и низкого давления ТРДДФ находятся на пределе прочностных возможностей материалов, из которых они изготовлены, вопросы повышения ресурса и улучшения характеристик двигателя не могут быть реализованы.

Переход на гранульный материал, имеющий более высокие прочностные характеристики, делает возможным увеличение ресурса деталей, снижение удельного веса двигателя.

Однако не все гранульные материалы при их применении позволяют реализовать заявляемый технический результат для ТРДДФ с заявляемыми параметрами.

Например, титановые сплавы имеют следующие недостатки: склонность к солевой коррозии, с ростом температуры увеличивается их хрупкость и увеличиваются потери термической стабильности и т.д., что ограничивает их применение в конструкциях, требующих высокой жесткости и прочности, поэтому при изготовлении указанных деталей для заявляемого ТРДДФ должны применяться никелевые жаропрочные сплавы.

Однако, как показали проведенные заявителем теоретические и экспериментальные исследования, применительно к ТРДДФ, установленным на летательный аппарат и имеющим степень двухконтурности m≥0,2, диаметр входа в двигатель больше 900 мм, выполненный с возможностью обеспечения при его работе на бесфорсажном режиме, тяги из диапазона Rб/ф=7600-11000 кгс, а на форсажном режиме - тяги из диапазона Rф=12200-18000 кгс, для достижения заявляемого технического результата применимы не все никелевые гранульные сплавы, а только те, характеристики которых совпадают с приведенными в независимом пункте формулы изобретения.

Все остальные параметры сплавов, приведенные в зависимых пунктах формулы, позволяют оптимизировать заявляемый технический результат.

Пример конкретного выполнения

Конкретным примером достижения технического результата может служить двигатель ТРДДФ (АЛ-31Ф), у которого диск-лабиринт 9-й ступени КВД, изготовленный из материала ЭП742-ИД, имеет подтвержденный ресурс 1350 часов.

Для проведения исследований, связанных с испытанием двигателя, у которого диск-лабиринт 9-й ступени КВД изготовлен из никелевого гранульного сплава, были изготовлены два диска, один - из никелевого гранульного сплава с заявляемыми параметрами, т.е. пределом текучести σ₀₂≥95 кг/мм² и пределом прочности σ в≥140 кг/мм², например ЭП741-НП, а второй - из никелевого гранульного сплава с параметрами, отличающимися от заявляемых: пределом текучести σ_0,2≥82 кг/мм² и пределом прочности σ_в≥131 кг/мм², например ЭП741-П.

Как показали результаты испытаний для диска, изготовленного из ЭП741-П, его расчетный ресурс увеличивается по сравнению с диском, изготовленным из ЭП742-ИД, и составляет 1450 часов, а для диска, изготовленного из ЭП741-НП, расчетный ресурс диска увеличивается в несколько раз и в настоящее время с учетом проведенных ресурсных испытаний, необходимых для установления ресурса, ресурс диска-лабиринта 9-й ступени КВД для работы в составе двигателя АЛ-31Ф уже установлен равным 1500 часов.

Кроме того, при использовании на двигателе АЛ-31Ф, по меньшей мере, части деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления, выполненных из никелевого гранульного сплава с пределом текучести σ₀₂≥95 кг/мм² и пределом прочности σ_в≥140 кг/мм², достигнуто увеличение тяги за счет повышения температуры газов перед турбиной на 25°С, благодаря чему на 6% увеличилась тяга двигателя (при практически неизменном весе двигателя), а удельный вес двигателя уменьшился на 6%.

Изобретение относится к авиастроению, в частности к турбореактивным двухконтурным двигателям с форсажной камерой. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой включает компрессор высокого давления, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Двигатель выполнен со степенью двухконтурности m≥0,2 и диаметром входа в двигатель больше 900 мм с возможностью обеспечения при его работе на бесфорсажном режиме, тяги из диапазона 7600-11000 кгс, а на форсажном режиме - тяги из диапазона 12200-18000 кгс. Часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления выполнена из никелевого гранульного сплава с пределом текучести σ ₀₂≥95 кг/мм² и пределом прочности σ_в≥140 кг/мм². Изобретение позволяет обеспечить повышение тяговооруженности летательного аппарата с таким двигателем, при одновременном снижении удельной массы двигателя за счет увеличения частоты вращения ротора и увеличения температуры газа перед турбиной либо при сохранении постоянной удельной массы, повышение ресурса двигателя. 9 з.п. ф-лы.

1. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой, содержащий компрессор высокого давления, турбину высокого давления и турбину низкого давления, отличающийся тем, что для двигателя со степенью двухконтурности m≥0,2 и диаметром входа в двигатель больше 900 мм, выполненного с возможностью обеспечения при его работе на безфорсажном режиме, тяги из диапазона Rб/ф=7600-11000 кгс, а на форсажном режиме - тяги из диапазона Rф=12200-18000 кгс, часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления выполнена из никелевого гранульного сплава с пределом текучести σ₀₂≥95 кг/мм² и пределом прочности σ_в≥140 кг/мм², где R - тяга турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой.

2. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой по п.1, отличающийся тем, что турбина высокого давления и турбина низкого давления выполнены одноступенчатыми.

3. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой по п.1, отличающийся тем, что часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления выполнены с возможностью работы в условиях напряжений σ≥90 кг/мм².

4. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой по п.1, отличающийся тем, что в качестве гранульного сплава использован гранулированный сплав ЭП-741НП.

5. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой по п.1, отличающийся тем, что в качестве гранульного сплава использован сплав ЭП-962П.

6. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой по п.1, отличающийся тем, что в компрессоре высокого давления из гранульного сплава выполнены диски седьмой, восьмой, девятой ступеней и лабиринт, расположенный за девятой ступенью.

7. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой по п.1, отличающийся тем, что в компрессоре высокого давления из гранульного сплава выполнены вал и распорные кольца.

8. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой по п.1, отличающийся тем, что в турбине низкого давления из гранульного сплава выполнены диск, напорный диск и носок.

9. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой по п.1, отличающийся тем, что в турбине высокого давления из гранульного сплава выполнены диск и носок.

10. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой по п.1, отличающийся тем, что часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления могут быть выполнены из материала с пределом малоцикловой усталости σ_650°≥100 кг/мм².