Размещено на http://www.allbest.ru/

ОТЧЁТ О ВЫПОЛНЕНИИ

ИНДИВИДУАЛЬНОГО ЗАДАНИЯ СТУДЕНТА

по преддипломной практике

Тема: Усовершенствование системы охлаждения газовой турбины двухконтурного двигателя с целью повышения надежности двигателя АИ-24

Отчёт представил студент

Золкин И.А.

Иркутск 2023 г.

Содержание

• Введение
• 1. Конструктивно-компоновочная схема двигателя АИ-24 5
• 2. Улучшение системы охлаждения лопаток с применение теплозащитных покрытий
• Заключение

Список используемой литературы

Введение

Турбовинтовые двигатели АИ-20, АИ-24 и их модификации, созданные коллективом под руководством Генерального конструктора Александра Георгиевича Ивченко, устанавливаются на транспортных самолетах гражданской авиации. Современный газотурбинный двигатель является сложной, высоконагруженной и дорогостоящей машиной. В процессе производства двигателей применяются высокотехнологические приемы изготовления узлов и деталей: механическая обработка деталей на поточных автоматических линиях, изготовление лопаток электрохимическим фрезерованием на агрегатных станках с программным управлением, автоматическая сварка, литье деталей с высокой точностью, точная ковка и штамповка и др.

Придя на смену поршневым, газотурбинные двигатели достигли большого совершенства, опередив поршневые по всем основным параметрам.

1. Конструктивно-компоновочная схема двигателя АИ-24

Двигатель АИ-24 конструкции А.Г. Ивченко одновальный турбовинтовой. В настоящее время на предприятиях гражданской авиации в основном эксплуатируются двигатели АИ-24 II серии.

Рис. 1. Турбовинтовой двигатель АИ-24

Двигатель АИ-24 состоит из следующих узлов: дифференциального планетарного редуктора; лобового картера; 10-ступенчатого осевого компрессора; кольцевой камеры сгорания; 3-ступенчатой осевой реактивной турбины; нерегулируемого реактивного сопла.
Для обеспечения работы двигателя имеются системы: смазки и суфлирования; топливорегулирования; запуска; управления воздушным винтом; противопожарная; противообледенительная.

На самолетах Ан-24 и Ан-24Б, эксплуатируемых в условиях высоких температур наружного воздуха, силовая установка оборудуется системой впрыска воды в компрессор двигателя. Атмосферный воздух поступает в компрессор работающего двигателя через сужающийся канал воздухозаборника, в котором скорость потока увеличивается до 150 м/с, а давление и температура воздуха несколько снижаются.

В компрессоре за счет подведенной к нему от турбины энергии воздух сжимается в 7...7,5 раз, а его температура из-за сжатия повышается до 270?С.

Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания. В корпусе камеры сгорания воздух делится на первичный и вторичный. Первичный воздух через завихрители и отверстия в головках поступает в переднюю часть камеры сгорания, куда непрерывно впрыскивается рабочими форсунками мелко распыленное топливо, которое, сгорая при небольшом избытке воздуха, обеспечивает стабильное пламя и высокие температуры в зоне горения.

Вторичный воздух, омывая камеру сгорания снаружи и охлаждая ее, поступает через смесительные отверстия во внутреннюю кольцевую полость камеры сгорания, где смешиваются с горячими газами и, охлаждая их, обеспечивает допустимую температуру всего потока на входе в турбину.

Из камеры сгорания горячие газы поступают в 3-ступенчатую турбину двигателя, где основная часть энергии газового потока последовательно срабатывается, преобразуясь в механическую работу, выдаваемую на вал турбины.

Мощность, полученная на валу турбины, расходуется на вращение ротора компрессора, воздушного винта и агрегатов двигателя и самолета.

Кинетическая энергия газов, выходящих из реактивного сопла создает реактивную тягу, которая вместе с тягой воздушного винта составляет суммарную тягу силовой установки.

2. Улучшение системы охлаждения лопаток с применение теплозащитных покрытий

Турбина двигателя - осевая, трехступенчатая. С целью повышения к.п.д. она выполнена реактивной (с=0,31…0,39). Ротор турбины (рис. 2) состоит из вала турбины, рабочих колес I, II и III ступеней, деталей опоры турбины (задней опоры ротора двигателя) и узла соединения роторов турбины и компрессора. Вал турбины - пустотелый. Он изготовлен из поковки стали 40ХНМА и предназначен для передачи крутящего момента на ротор компрессора. Кроме того, он воспринимает осевую силу, действующую а ротор турбины, его вес и гироскопический момент. Внутренними шлицами на своем переднем конце вал турбины соединяется с наружными шлицами заднего вала компрессора. Диски ступеней турбины предназначены для крепления рабочих лопаток и передачи возникающих в них усилий на вал турбины. Диски изготовлены из жаропрочного хромоникелевого сплава ЭИ437Б, сохраняющего длительное время свои механические качества при высоких температурах, а также не поддающегося газовой коррозии.

Рис. 2. Ротор турбины:

1 - шариковый подшипник; 2 - гайка; 3 - дистанционная втулка; 4 - задний вал компрессора; 5 - заглушка; 6 - пружина; 7 - шлицевой замок; 8 - болт; 9 - упорная втулка; 10 -гайка; 11 - упорное кольцо; 12 - замок; 13 - роликовый подшипник; 14 - лабиринтная втулка; 15 - кольцо; 16 - штифт; 17 - отверстия для подвода воздуха на охлаждение диска I ступени; 18, 22 - дефлекторы; 19, 29, 30 - лопатки рабочих колес; 20, 31, 32 - пластинчатые замки; 21,23, 33 - диски; 24, 34 -отверстия для прохода воздуха на охлаждение диска II ступени; 25, 27 - втулки; 26 - отверстия для подвода воздуха в полость вала турбины; 28 -сухарь; 35 - анкерная шпилька; 36 -пластинчатый замок; 37 - шайба фасонная; 38 - гайка; 39 - выступ монтажный; 40 - винт; 41 - лабиринтное кольцо

С ростом начальной температуры газов растет тепловая экономичность цикла ГТУ и уменьшается расход воздуха. Вместе с тем рост начальной температуры ограничен допускаемыми напряжениями в рабочих лопатках. В результате в ГТУ начальные температуры газа значительно ниже теоретически возможных, т.е. температур сжигания топлива с минимальным избытком воздуха, необходимым только для его окисления.

Охлаждение наиболее горячих элементов газовых турбин позволяет снизить их температуру при достаточно высокой температуре газа. Однако применение охлаждения уменьшает полезную работу ГТУ, так как часть теплоты, отбираемая охлаждающей средой от газа, не может быть преобразована в механическую работу, В некоторых случаях, если используется теплота охлаждающей среды, возможно частичное уменьшение этих потерь.

Снижение температуры элементов газовой турбины в результате охлаждения позволяет поднять термодинамический потенциал цикла ГТУ за счет увеличения начальной температуры рабочего газа. Охлаждение целесообразно применять в том случае, когда выигрыш в кпд от возможного повышения начальных параметров рабочего газа больше потерь, вызываемых охлаждением.

Система охлаждения ГТУ должна удовлетворять следующим требованиям:

1. температура металла охлаждаемых деталей должна быть такой, чтобы его прочностные свойства обеспечивали заданный ресурс работы;

2. градиенты температур охлаждаемых деталей не должны превышать значений, при которых температурные напряжения достигают опасных значений или возникает возможность недопустимого коробления деталей;

3. затраты энергии на охлаждение должны быть значительно ниже дополнительной полезной энергии, вырабатываемой ГТУ за счет увеличения начальной температуры рабочего тела.

Кроме того, система охлаждения газотурбинной установки не должна чрезмерно усложнять конструкцию турбины и схему ГТУ и, как следствие, повышать ее стоимость, требовать вмешательства обслуживающего персонала при эксплуатации ГТУ и должна надежно работать при пусках, остановках и на переходных режимах.

Стойкость лопатки турбины современных ГТД в значительной степени определяются возможностями защиты от воздействия высоких температур и агрессивных сред. Охлаждение лопатки воздухом, продуваемым через внутреннюю полость, обеспечивает ее работоспособность в условиях высоких (1000-1200°С) температур металла. Однако дальнейшее повышение температур газа при использовании таких лопаток затруднительно, поскольку оно ведет к увеличению теплового потока, подводимого к этим лопаткам, а улучшение их внутреннего охлаждения трудно осуществимо и ведет к повышению температурного перепада по толщине стенки. Это негативно сказывается на термоциклическом ресурсе лопатки.

Поэтому одним из путей повышения температуры газа при сохранении ресурса лопаток является применение теплозащитных покрытий (ТЗП), обеспечивающих снижение теплопритока к основному материалу лопатки. К типичным покрытиям, применяемым для защиты деталей ГТД, работающих в условиях повышенных температур, относятся теплозащитные покрытия (ТЗП) состоящие из жаростойкого (ЖС) и термобарьерного (ТБ) слоев В этом случае жаростойкие покрытия называют также «подслоем» (bond coat),поскольку непосредственно на него, как правило, наносится керамический ТБ слой. Жаростойкий слой служит для защиты детали от окисления, а термобарьерный слой - для защиты от высокой температуры. Поэтому в практике высокотемпературной защиты деталей под TBC понимают композицию «ЖС+TБ». Стойкость лопатки зависит как от свойств ЖС, так и от ТБ слоев. Лопатки турбин ГТД, в зависимости от назначения и ряда специфических условий эксплуатации, в процессе работы подвергаются различным разрушающим факторам.

Рис. 3 - Типичное теплозащитное покрытие лопатки турбины высокого давления

Различие в условиях эксплуатации лопаток ГТД привело к многообразию применяющихся составов и технологий формирования ТЗП. Однако наличие окислительной среды и высокой температуры требует обеспечения во всех случаях эксплуатации высокой жаростойкости покрытий, наряду с такими свойствами как например стойкость к сульфидной коррозии, высокой адгезии слоев, высокой химической стабильности покрытия, минимального отрицательного влияния на длительную прочность деталей и ряда других характеристик. В погоне за более высокими прочностными характеристиками деталей часто достаточно сильно изменяют составы жаропрочных сплавов. Например, последнее поколение суперсплавов для монокристаллических лопаток содержат относительно высокий процент тугоплавких элементов, таких как Ta, W или Re, которые повышают высокотемпературные механические свойства. Однако это приводит к снижению содержания таких химических элементов как Cr и Al, отвечающих за обеспечение жаростойкости детали, что может привести даже к большим их разрушениям. Поэтому роль покрытий в обеспечении защиты деталей турбины ГТД возрастает. Применительно к лопаткам, проблемы защиты от окисления и коррозионная стойкость решаются за счет совершенствования техники и технологии получения защитных покрытий. Одним из направлений повышения защиты является увеличение толщины слоя, стойкого к окислению. Механизм защиты заключается в образовании различных окислов, в основном таких, как б- Al ₂ O ₃ (менее предпочтительными являются оксиды Cr). Такие составы обладают достаточно высокими защитными свойствами и отличаются дешевизной. Однако композиции жаростойких слоев в покрытии должны выбираться очень осторожно, исходя из условий обеспечения роста окисла б- Al₂ O₃. Известны два типа наиболее широко используемых жаростойких подслоя это алюминиды (NiAl или Ni ₂ Al ₃) и MеCrAlY (где Mе является Fe и/или Cr). Они могут быть получены диффузионным насыщением поверхности, плазменным напылением или электроннолучевым испарением и конденсацией в вакууме. При низком содержании Al в покрытии может образовываться оксид, отличный от б- Al ₂ O ₃ природы, состав которого зависит от состава покрытия.

Химико-термическая обработка в контейнере. В этом процессе покрываемые детали кладут в порошок, содержащий Al ₂ O ₃ и частички алюминия, (процесс проводят при температуре 800-1000^oC в среде аргона или водорода). Активность алюминия поддерживается на поверхности основного материала детали, устанавливая два типа механизма формирования покрытия: низкой и высокой активности, направляя процессы диффузии извне и вовнутрь соответственно (рис. 4). При химико-термической обработке в процессе с высоким содержанием AL (высокоактивный - внутрь), покрытие формируется главным образом диффузией алюминия вовнутрь, в результате чего формируется Ni ₂ Al ₃ и, возможно, в- NiAl. Температура - более низкая (700-950^oC).

а ) б)

Рис. 4. Микроструктура двух видов алюминидных покрытий на суперсплавах

а) - высокоактивный - «диффузия внутрь»; б) - низкоактивный - «диффузия наружу»

Структура и состав покрытий зависит также от структуры состава основного материала детали. Покрытие должно быть «приспособлено» под покрываемый сплав. Одними из недостатков алюминидных покрытий являются: недостаток пластичности при температурах ниже 750^oC и низкая термомеханическая усталость. Структура и свойства основного материала детали, также как процесс формирования покрытия, оказывает достаточно сильное влияние на конечную структуру и свойства системы «покрытие-основа». В низкоактивных («диффузия наружу») покрытиях металлы, находящиеся в основном материале детали, также будут диффундировать в слои покрытия, ограничиваясь их растворимостью. Типичная микроструктура низкоактивного алюминидного покрытия приведена на рис. 5. Внешняя зона представляет собой типичную зону Al, обогащенную в- NiAl, в то время как внутренняя зона обогащена Ni.

Рис. 5. Схематическая иллюстрация алюминидного покрытия, полученного низкоактивным диффузионным насыщением

В высокоактивных («диффузия внутрь») покрытиях они формируются, внедряясь в материал основы, MеCrAlY покрытия представляют двухфазную микроструктуру в+г. Присутствие г-фазы увеличивает пластичность покрытий, таким образом улучшая термоусталостное сопротивление.

двигатель лопатка теплозащитный газотурбинный

Заключение

В результате проделанной работы была изучена конструкция двигателя. Предложены способы повышения надежности турбины двигателя АИ-24 за счёт применения применение теплозащитных покрытий, обеспечивающих снижение теплопритока к основному материалу лопатки. При уменьшении радиального зазора до нуля и ниже, лопатки срезают часть этого слоя не получая повреждений.

Проведена оценка эффективности предлагаемых мероприятий.

Использование современных теплозащитных покрытий позволяет достигнуть следующих эффектов

- снижения требований к охлаждению лопатки (около 36%), при сохранении той же самой жаропрочности.

- значительного увеличения жаропрочности лопатки при сохранении режима работы двигателя (т.е. позволить лопатке работать при более низкой температуре при сохранении температуры на входе в турбину).

-Покрытие около 200 мкм может снизить температуру лопатки более чем на 200°C

Список используемой литературы

1. Лозицкий и др. Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей. М., Воздушный транспорт, 1992.

2. Фельдман Е.Л., Богданов А.Д., Хаустов И.Г. Авиационный турбовинтовой двигатель

3. АИ-20. М. «Транспорт», 396 с.

4. Арзамасов и др. Справочник по конструкционным материалам. М.,

5. МГТУ имени Н.Э. Баумана, 2005-456с.

6. Елисеев Ю.С. Химико-термическая обработка и защитные покрытия в авиадвигателестроении / Ю.С. Елисеев, Н.В. Абраимов, В.В. Крымов. М.: «Высшая школа», 1999.

7. Абраимов Н.В. Высокотемпературные материалы и защитные покрытия для газовых турбин / Н.В. Абраимов. М.: Машиностроение, 1993.

Размещено на Allbest.ru