RU2667220C1 - Fan blade of gas turbine engine - Google Patents
Fan blade of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2667220C1 RU2667220C1 RU2017137347A RU2017137347A RU2667220C1 RU 2667220 C1 RU2667220 C1 RU 2667220C1 RU 2017137347 A RU2017137347 A RU 2017137347A RU 2017137347 A RU2017137347 A RU 2017137347A RU 2667220 C1 RU2667220 C1 RU 2667220C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- load
- fan blade
- gas turbine
- turbine engine
- bearing power
- Prior art date
Links
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims abstract description 33
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 23
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 23
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims abstract description 21
- 229910000323 aluminium silicate Inorganic materials 0.000 claims abstract description 19
- HNPSIPDUKPIQMN-UHFFFAOYSA-N dioxosilane;oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Si]=O.O=[Al]O[Al]=O HNPSIPDUKPIQMN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 19
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 18
- 239000004005 microsphere Substances 0.000 claims abstract description 18
- 241000264877 Hippospongia communis Species 0.000 claims abstract description 12
- 230000036316 preload Effects 0.000 claims description 4
- 230000035939 shock Effects 0.000 abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 7
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 7
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 7
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 6
- 239000000945 filler Substances 0.000 description 6
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 5
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N Carbon dioxide Chemical compound O=C=O CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 2
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 2
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 102100022117 Abnormal spindle-like microcephaly-associated protein Human genes 0.000 description 1
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 101000900939 Homo sapiens Abnormal spindle-like microcephaly-associated protein Proteins 0.000 description 1
- 229920001967 Metal rubber Polymers 0.000 description 1
- BPQQTUXANYXVAA-UHFFFAOYSA-N Orthosilicate Chemical compound [O-][Si]([O-])([O-])[O-] BPQQTUXANYXVAA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000004793 Polystyrene Substances 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- ZPCCSZFPOXBNDL-ZSTSFXQOSA-N [(4r,5s,6s,7r,9r,10r,11e,13e,16r)-6-[(2s,3r,4r,5s,6r)-5-[(2s,4r,5s,6s)-4,5-dihydroxy-4,6-dimethyloxan-2-yl]oxy-4-(dimethylamino)-3-hydroxy-6-methyloxan-2-yl]oxy-10-[(2r,5s,6r)-5-(dimethylamino)-6-methyloxan-2-yl]oxy-5-methoxy-9,16-dimethyl-2-oxo-7-(2-oxoe Chemical compound O([C@H]1/C=C/C=C/C[C@@H](C)OC(=O)C[C@H]([C@@H]([C@H]([C@@H](CC=O)C[C@H]1C)O[C@H]1[C@@H]([C@H]([C@H](O[C@@H]2O[C@@H](C)[C@H](O)[C@](C)(O)C2)[C@@H](C)O1)N(C)C)O)OC)OC(C)=O)[C@H]1CC[C@H](N(C)C)[C@@H](C)O1 ZPCCSZFPOXBNDL-ZSTSFXQOSA-N 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 229910002092 carbon dioxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001569 carbon dioxide Substances 0.000 description 1
- 239000003245 coal Substances 0.000 description 1
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 1
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 1
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- JCXJVPUVTGWSNB-UHFFFAOYSA-N nitrogen dioxide Inorganic materials O=[N]=O JCXJVPUVTGWSNB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000002085 persistent effect Effects 0.000 description 1
- 229920002223 polystyrene Polymers 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/38—Blades
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области машиностроения, а именно к лопаткам вентилятора ГТД (газотурбинного двигателя) с демпфером для гашения вибраций.The invention relates to the field of mechanical engineering, namely to the blades of a gas turbine engine fan (gas turbine engine) with a damper for damping vibrations.
Повышение надежности путем предупреждения усталостных повреждений рабочих лопаток является актуальной задачей современного авиадвигателестроения. Возникновение этих повреждений во многом определяется уровнем вибрационных напряжений в лопатках во всем диапазоне режимов эксплуатации двигателя. Одним из важнейших факторов, снижающих уровень этих напряжений, является демпфирующая способность лопаток, которая определяется энергией, рассеянной в обтекающем газовом потоке (аэродемпфирование), в материале, и за счет конструкционного демпфирования в замковом соединении, и в контакте бандажных или антивибрационных полок для ступеней с этими полками.Improving reliability by preventing fatigue damage to rotor blades is an urgent task of modern aircraft engine manufacturing. The occurrence of these damage is largely determined by the level of vibrational stresses in the blades in the entire range of engine operating modes. One of the most important factors reducing the level of these stresses is the damping ability of the blades, which is determined by the energy dissipated in the flowing gas stream (air damping) in the material, and due to structural damping in the castle connection, and in the contact of the retaining or anti-vibration shelves for steps with these shelves.
Вентиляторы современных авиационных газотурбинных двигателей выполняются с широкохордными титановыми рабочими лопатками без антивибрационных полок, часто имеют пустотелую конструкцию пера лопатки. Конструкционное демпфирование (в замке лопатки) и демпфирование в материале этих лопаток мало, а аэродинамическое демпфирование резко падает на нерасчетных режимах (см. Б.Ф. Шорр, Г.В. Мельникова, Н.Н. Серебряков «Разработка технологий демпфирования колебаний рабочих лопаток турбин ТВД», ТО №13496, 2009).Fans of modern aviation gas turbine engines are made with wide-chord titanium working blades without anti-vibration shelves, often have a hollow blade design of the blade. Structural damping (in the blade lock) and damping in the material of these blades are small, and aerodynamic damping drops sharply in off-design modes (see BF Shorr, GV Melnikova, NN Serebryakov “Development of technology for damping vibrations of working blades turbines of TVD ”, TO No. 13496, 2009).
Поэтому для предотвращения опасных резонансных колебаний лопаток применяют специальные демпфирующие устройства. В абсолютном большинстве известных случаев это устройства конструкционного демпфирования, у которых энергия рассеивается за счет работы сил сухого (кулонова) трения между контактирующими поверхностями при их взаимном упругом проскальзывании в процессе колебаний.Therefore, to prevent dangerous resonant vibrations of the blades, special damping devices are used. In the vast majority of known cases, these are structural damping devices in which the energy is dissipated due to the work of the forces of dry (Coulomb) friction between the contacting surfaces during their mutual elastic slippage during oscillations.
Выбор этого вида демпфирования выбран потому, что его использование позволяет создавать специальные демпфирующие устройства, обеспечивающие оптимальный уровень демпфирования рабочих лопаток турбомашин при конструктивных параметрах демпфирующих устройств. Под конструктивными параметрами здесь понимаются параметры, не существенно (допустимо) ухудшающие габаритные, массовые, технологические, конструктивные характеристики рабочих колес турбомашины и при этом улучшающие эксплуатационные характеристики этих колес и турбомашины в целом. Выбор в пользу этого вида демпфирования сделан уже в самых ранних разработках этих устройств.The choice of this type of damping was chosen because its use allows you to create special damping devices that provide an optimal level of damping of the blades of turbomachines with the design parameters of damping devices. Here, by design parameters are meant parameters that do not substantially (permissible) degrade the overall, mass, technological, design characteristics of the impellers of the turbomachine and at the same time improve the operational characteristics of these wheels and the turbomachine as a whole. The choice in favor of this type of damping was made already in the earliest developments of these devices.
Известна рабочая лопатка вентилятора по А. Св. СССР №1147097, МПК F01D 29/38, опубл. 10.12.2005 г.Known fan blade according to A. St. USSR No. 1147097, IPC
Рабочая лопатка вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя, содержит полое перо и расположенный в его полости сотовый наполнитель, отличающаяся тем, что, с целью повышения надежности работы путем улучшения демпфирующих свойств, в ячейках сотового наполнителя размещены грузики.The rotor blade of a double-circuit turbojet engine fan contains a hollow feather and a honeycomb filler located in its cavity, characterized in that, in order to increase the reliability of operation by improving damping properties, weights are placed in the honeycomb filler cells.
Лопатка хорошо демпфирует вибронагрузки, но не работоспособна при больших састотах вращения, т.к. не выдерживает большие центробежные нагрузки вследствие большого веса и малого поперечного сечения оболочки.The blade damps vibration loads well, but is not functional at high rotation speeds, because does not withstand large centrifugal loads due to the large weight and small cross-section of the shell.
Известна композитная лопатка вентилятора по патенту РФ на изобретение №2334750, МПК F04D 29/38, опубл. 20.03.2010 г.Known composite fan blade according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2334750, IPC F04D 29/38, publ. March 20, 2010
Эта композитная лопатка преимущественно для вентиляторов авиационных двигателей, состоит из комля и лопасти, содержащей сердечник, формирующий внутреннюю пространственную геометрию лопатки, внешние и внутренние слои композиционного армированного материала, наложенные на сердечник соответственно с обеих его выпуклой и вогнутой сторон, и формирующие внешнюю геометрию лопатки, сердечник выполнен из двух частей - комлевой части из легкого и жесткого материала, например пенопласта, и лопастной части из прочного жесткого материала, например минералокомпозита, при этом комлевая и лопастные части связаны между собой клеевым соединением.This composite blade mainly for aircraft engine fans, consists of a butt and a blade containing a core forming the internal spatial geometry of the blade, the outer and inner layers of composite reinforced material superimposed on the core from both its convex and concave sides, respectively, and forming the external geometry of the blade. the core is made of two parts - the butt part of a light and hard material, such as polystyrene, and the blade part of a durable hard material, for example er mineralocomposite, while the butt and lobed parts are interconnected by adhesive.
Недостатки: низкая прочность.Disadvantages: low strength.
Известна лопатка вентилятора по патенту РФ на изобретение №2269034, МПК F04D 29/38, опубл. 27.01.2006 г.Known fan blade according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2269034, IPC
Лопатка вентилятора содержит металлическую профильную часть, имеющую выемку, расположенную на ее первой стороне и содержащую связанный с ней наполнитель. Выемка содержит множество ячеек, разделенных соответствующими ребрами, которые утоплены в наполнитель.The fan blade contains a metal profile part having a recess located on its first side and containing a filler associated with it. The recess contains many cells, separated by corresponding ribs, which are recessed into the filler.
Недостаток: плохое противодействие лопаток центробежным нагрузкам.Disadvantage: poor resistance of the blades to centrifugal loads.
Известна пустотелая широкохордная лопатки вентилятора ГТД по патенту РФ 2296246, МПК FQ4D 29/38.Known hollow wide-chord GTE fan blades according to the patent of the Russian Federation 2296246, IPC FQ4D 29/38.
Предложена конструкции длинной легкой пустотелой широкохордной лопатки вентилятора авиационного ГТД пятого поколения с высокой прочностью и статической жесткостью, сохраняющимися или нарастающими в процессе технологического цикла, с высокоэффективным демпфирующим устройством, способным не только снизить динамические напряжения в лопатке при ударе и вибрации до безопасного уровня на всех рабочих режимах авиадвигателя, но и повысить ресурс и надежность вентилятора ГТД.The design of a long light hollow broad-chord fifth-generation aviation gas turbine fan blade with high strength and static stiffness, persisting or increasing during the technological cycle, with a highly efficient damping device capable of not only reducing dynamic stresses in the blade during impact and vibration to a safe level for all workers aircraft engine modes, but also to increase the resource and reliability of the turbine engine fan.
Известна пустотелая широкохордная лопатка вентилятора ГТД по патенту РФ №2626523, МПК F01L 5/26, опубл. 28.07.2017 г., прототип.Known hollow wide-chord fan blade GTE according to the patent of Russian Federation No. 2626523, IPC F01L 5/26, publ. 07.28.2017, prototype.
Эта пустотелая широкохордная лопатка вентилятора ГТД состоит из оболочки, выполненной из металлического листа (из титанового сплава), и жестко скрепленных с ней силовых несущих элементов: лонжерона, выполненного из титанового сплава, и остальных, выполненных из волокнистого однонаправленного металломатричного высокомодульного композиционного материала.This hollow wide-chord GTE fan blade consists of a shell made of a metal sheet (titanium alloy), and power bearing elements rigidly bonded to it: a spar made of a titanium alloy, and the rest made of a unidirectional fibrous metal matrix high-modulus composite material.
Недостатки: сложность конструкции и относительно низкие прочность, противодействие ударным нагрузкам и вибропрочность.Disadvantages: design complexity and relatively low strength, shock resistance and vibration resistance.
Задачи создания изобретения: упрощение конструкции и прочности при ударных нагрузках и вибрационной прочности.Objectives of the invention: simplification of design and strength under shock loads and vibration strength.
Технический результат: увеличение прочности при ударных нагрузках и вибрационной прочности.Effect: increased strength under shock loads and vibration strength.
Решение указанных задач достигнуто в лопатке вентилятора газотурбинного двигателя, состоящей из основания, металлической оболочки, образующей корытце, спинку и входную кромку и несущих силовых элементов, установленных в полости внутри металлической оболочки и демпфирующий материал, тем, что она содержит концевую заглушку, с которой жестко соединены несущие силовые элементы, между основанием и концевой заглушкой установлены промежуточные перегородки, через отверстия в которых проходят несущие силовые элементы, а демпфирующий материал размещен в полости между промежуточными перегородками и концевой заглушкой и промежуточной перегородкой и выполнен в виде сот, заполненных полыми алюмосиликатными микросферами, несущий силовой элемент расположенный ближе к входной кромке выполнен в виде металлической трубки, заполненной алюмосиликатными полыми микросферами.The solution of these problems was achieved in the fan blade of a gas turbine engine, consisting of a base, a metal shell forming a trough, a back and an input edge and load-bearing force elements installed in the cavity inside the metal shell and damping material, in that it contains an end cap with which it is rigid supporting power elements are connected, intermediate partitions are installed between the base and the end cap, through which the load-bearing power elements pass through the holes, and the damping material placed in the cavity between the intermediate partitions and the end plug and the intermediate wall and is in the form of honeycombs filled with hollow aluminosilicate microspheres carrying a power element located closer to the front edge is formed as a metal tube filled with hollow aluminosilicate microspheres.
Трубка может быть выполнена эллипсной в поперечном сечении.The tube can be made elliptical in cross section.
В отверстиях промежуточных перегородок могут быть установлены демпферы.Dampers can be installed in the holes of the intermediate partitions.
Несущие силовые элементы могут быть смонтированы с предварительным натягом. Несущие силовые элементы могут быть выполнены прямоугольного поперечного сечения. Несущие силовые элементы могут быть выполнены круглого поперечного сечения. Изменение процентного состава титана и алюминия может быть выполнено дискретно. Изменение процентного состава титана и алюминия может быть выполнено непрерывно. Несущие силовые элементы могут быть выполнены прямоугольного поперечного сечения. Несущие силовые элементы могут быть выполнены круглого поперечного сечения. Несущие силовые элементы могут быть выполнены четырехугольного поперечного сечения, при этом две стенки повторяют внутренний профиль участков оболочки, контактирующих с ними. Полости между силовыми несущими элементами могут быть заполнены демпфирующим материалом. Изменение процентного состава титана и алюминия может быть выполнено дискретно. Изменение процентного состава титана и алюминия может быть выполнено непрерывно.Bearing power elements can be pre-mounted. Bearing power elements can be made of rectangular cross-section. Bearing power elements can be made of circular cross section. The change in the percentage composition of titanium and aluminum can be performed discretely. The change in the percentage composition of titanium and aluminum can be performed continuously. Bearing power elements can be made of rectangular cross-section. Bearing power elements can be made of circular cross section. Bearing power elements can be made of a quadrangular cross section, with two walls repeating the internal profile of the sections of the shell in contact with them. The cavities between the power bearing elements can be filled with damping material. The change in the percentage composition of titanium and aluminum can be performed discretely. The change in the percentage composition of titanium and aluminum can be performed continuously.
Сущность изобретения поясняется на фиг. 1-16, где:The invention is illustrated in FIG. 1-16, where:
- на фиг. 1 приведен общий вид лопатки,- in FIG. 1 shows a General view of the scapula,
-- на фиг. 2 приведен разрез А-А на фиг. 1,- in FIG. 2 shows a section AA in FIG. one,
- на фиг. 3 приведен разрез В-В на фиг. 1,- in FIG. 3 shows a section BB in FIG. one,
- на фиг. 4 приведен вид С, первый вариант,- in FIG. 4 shows view C, the first option,
- на фиг. 5 приведен вид С, второй вариант,- in FIG. 5 shows view C, the second option,
- на фиг. 6 приведен вид D, первый вариант,- in FIG. 6 shows the view D, the first option,
- на фиг. 7 приведен вид D, второй вариант,- in FIG. 7 shows the view D, the second option,
- на фиг. 8 приведен силовой каркас с несущими силовыми элементами,- in FIG. 8 shows a power frame with load-bearing power elements,
- приведен демпфирующий наполнитель,- given damping filler,
- на фиг. 9 приведены соты,- in FIG. 9 are honeycombs,
- на фиг. 10 приведена ячейка сот с полыми алюмосиликатными микросферами,- in FIG. 10 shows a cell cell with hollow aluminosilicate microspheres,
- на фиг. 11 приведен разрез Е-Е, первый вариант,- in FIG. 11 shows a cross-section EE, the first option,
- на фиг. 12 приведен разрез А-А, второй вариант,- in FIG. 12 shows a section aa, the second option,
- на фиг. 13 приведен элемент промежуточной перегородки, первый вариант,- in FIG. 13 shows an element of the intermediate partition, the first option,
- на фиг. 14 приведен элемент промежуточной перегородки, второй вариант,- in FIG. 14 shows an element of the intermediate partition, the second option,
- на фиг. 15 приведен элемент промежуточной перегородки, разрез F-F, первый вариант,- in FIG. 15 shows an element of an intermediate partition, an F-F section, a first embodiment,
- на фиг. 16 приведен элемент промежуточной перегородки, разрез G-G, второй вариант.- in FIG. 16 shows an element of the intermediate partition, a section G-G, the second option.
Лопатка вентилятора (фиг. 1 и 2) состоит из металлической оболочки 1, образующей корытце 2, спинку 3 и входную кромку 4 и несущих силовых элементов 5, установленных на основании 6 (замок) в полости 7 внутри металлической оболочки 1.The fan blade (Fig. 1 and 2) consists of a
В полости 7 (фиг. 2) установлены промежуточные перегородки 8, в которых выполнены отверстия 9, через которые проходят несущие силовые элементы 5. Отверстия 9 могут быть выполнены круглыми или прямоугольными. Между промежуточными перегородками 8 и несущими силовыми элементами 5 установлены демпферы 10. Демпферы 10 можно изготовить из металлорезины.In the cavity 7 (Fig. 2),
В верхней части лопатки выполнена концевая заглушка 11, например, приварена к металлической оболочке 1 (не показано).An
К концевой заглушке 11 жестко присоединены несущие силовые элементы 5 (фиг. 1…5).Bearing
При этом передний несущий силовой элемент 12, расположенный ближе к входной кромке 4 выполнен в виде трубки 13, заполненной алюмосиликитными полыми микросферами 14.In this case, the front
Если несущие силовые элементы 5 выполнены металлическими, то соединение может быть выполнено сварочным швом 15 (фиг. 5), если - из композиционного материала - клеем 16 (фиг. 4). Передний несущий силовой элемент прикреплен сварочным швом 17.If the load-
Промежуточные перегородки 8 могут быть установлены в полости 7 без зазора между их кромками 18 и металлической оболочкой 1 (фиг. 5) или приварены сварочным швом 19.The
В варианте (фиг. 5) центрирование и прижатие промежуточных перегородок 8 к металлической оболочке 1 осуществляется центробежной силой Fцб.In the embodiment (Fig. 5), the centering and pressing of the
Между промежуточными перегородками 8 размещен демпфирующий материал 20 в виде сот 21, заполненных алюмосиликитными полыми микросферами 14 (фиг. 8 и 9).Between the
Алюмосиликатные полые микросферы (АСПМ) - стеклокристаллические алюмосиликатные шарики, которые образуются при высокотемпературном факельном сжигании угля. Являются самыми ценными компонентами зольных отходов тепловых электростанций. Представляют собой полые, почти идеальной формы силикатные шарики с гладкой поверхностью, диаметром от 10 до нескольких сотен микрометров, в среднем около 100 мкм. Стенки сплошные непористые с толщиной от 2 до 10 мкм, температура плавления 1400-1500°C, плотность 580-690 кг/м3. Внутренняя полость частиц заполнена в основном азотом и диоксидом углерода.Aluminosilicate hollow microspheres (ASPM) are glass-crystalline aluminosilicate balls that are formed during high-temperature flaring of coal. They are the most valuable components of the ash waste from thermal power plants. They are hollow, almost perfect shaped silicate balls with a smooth surface, with a diameter of 10 to several hundred micrometers, an average of about 100 microns. The walls are continuous non-porous with a thickness of 2 to 10 microns, melting point 1400-1500 ° C, density 580-690 kg / m 3 . The internal cavity of the particles is filled mainly with nitrogen and carbon dioxide.
Основание 6 (фиг. 1) выполнено цельнометаллическим и имеет контактный торец 22 для контакта с диском (не показано), внутренние поверхности 23 (относительно газодинамического тракта) и боковые торцы 24.The base 6 (Fig. 1) is made all-metal and has a
Несущие силовые элементы 5 содержат внутренние торцы 25, боковые стенки 26 (фиг. 7) и наружные торцы 27.Bearing
Металлическая оболочка 1 (фиг. 1) образует, как упомянуто ранее: корытце 2, спинку 3 и входную кромку 4 лопатки. Металлическая оболочка 1 имеет переходный участок 28 для соединения его с основанием 6. Соединение может быть выполнено, например, сварочным швом 29.The metal shell 1 (Fig. 1) forms, as mentioned earlier: a
Несущие силовые элементы 5 в поперечном сечении могут иметь круглую форму (фиг. 1 и 4) или прямоугольную формы (фиг. 8).Bearing
Несущие силовые элементы 5 могут выполнены из стали или титана или композиционных материалов. Установка несущих силовых элементов 5 в промежуточные перегородки 8, если они выполнены круглого поперечного сечения показана на фиг. 4, 6 и 8. Несущие силовые элементы 5 могут быть выполнены прямоугольного поперечного сечения (фиг. 5, 7 и 9).Bearing
Полость 7 между несущими силовыми несущими элементами 5 и промежуточными перегородками 8, как сказано ранее, заполнена демпфирующим материалом демпфирующий материал 20 в виде сот 21, заполненных алюмосиликитными полыми микросферами 14, что также способствует противодействию ударных нагрузок.The
Силовые несущие элементы 5 могут быть смонтированы с предварительным натягом.
РАБОТА ЛОПАТКИ ВЕНТИЛЯТОРАFAN BLADE OPERATION
При работе лопатки вентилятора в составе ГТД на нее действуют центробежные силы, изгибающие нагрузки и вибрации, которые воспринимают несущие силовые элементы 5.During operation of the fan blade as part of a gas turbine engine, centrifugal forces act on it, bending loads and vibrations, which are received by the load-bearing
Демпфирующий материал 20 и демпфера 10 воспринимают вибрационные нагрузки и удары.The damping
Выполнение демпфирующего материала 20 из сот 21 и наполнение сот 21 пустотелыми алюмосиликатными микросферами 14 значительно повысит жесткость лопатки, ее прочность, устойчивость к виброперегрузкам, и температуростойкость. Незначительно увеличив их вес.The implementation of the damping
Лопатки имеют относительно небольшой вес, так как в них применены легкие металлы: титан и алюминий, они выполнены пустотелыми, а полость 7 внутри металлической оболочки 1 заполнена очень легким демпфирующим наполнителем 20 в виде сот 21, заполненных алюмосиликатными пустотелыми микросферами 14, которые имеют очень низкий удельный вес.The blades are relatively light weight, because light metals are used in them: titanium and aluminum, they are hollow, and the
Также выполнение переднего несущего силового элемента 12 в виде трубки 13, заполненной алюмосиликатными пустотелыми микросферами 14 значительно повысит противодействие лопаток фронтальным ударом посторонних предметов, например птиц в полете.Also, the implementation of the front
При ударе, например, попадании посторонних предметов в тракт газотурбинного двигателя, металлическая оболочка 1 не сдеформируется или сдеформируется незначительно, разрушится незначительное количество пустотелых алюмосиликатных микросфер 14 в трубке 13 и/или в сотах 21. Разрушенные алюмосиликатные полые микросферы 14 (стеклянная пыль) останется в пределах ячеек сотов 21 (фиг. 10), где они были засыпаны.Upon impact, for example, when foreign objects enter the path of the gas turbine engine, the
В результате даже сильный удар не нарушит балансировку ротора с лопатками. Промежуточные перегородки 8 тоже не позволят перемещаться разрушенным алюмосиликатным пустотелым микросферам 15 в пределах полости 7.As a result, even a strong blow will not disturb the balancing of the rotor with the blades. The
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
- противодействовать сильному удару посторонних предметов при работе ГТД, в котором эти лопатки установлены.- counteract the strong impact of foreign objects during the operation of the gas turbine engine in which these blades are installed.
- повысить вибрационную прочность лопаток вентилятора за счет схемы установки несущих силовых элементов- increase the vibrational strength of the fan blades due to the installation of load-bearing power elements
- повысить вибрационную прочность за счет заполнения объема между несущих силовых элементов предложенным легким и очень эффективным демпфирующим материалом.- to increase vibrational strength by filling the volume between the load-bearing strength elements of the proposed light and very effective damping material.
- повысить прочность при действии центробежных сил за счет применения концевой заглушки, с которой жестко связаны силовые несущие элементы и монтажа силовых несущих элементов с предварительным натягом,- to increase strength under the action of centrifugal forces through the use of end caps, which are rigidly connected to the power of the load-bearing elements and the installation of power load-bearing elements with preload,
- сместить диапазон частот колебаний в область более высоких частот за счет применения концевой заглушки, с которой жестко связаны силовые несущие элементы, монтажа силовых несущих элементов с предварительным натягом и относительно плотного заполнения полости лопатки пустотелыми алюмосиликатными микросферами.- shift the range of oscillation frequencies to higher frequencies due to the use of an end cap with which the power bearing elements are rigidly connected, mounting of the power bearing elements with a preload and relatively dense filling of the cavity of the blade with hollow aluminosilicate microspheres.
- длительно время сохранить балансировку ротора ГТД, в котором установлены предложенные лопатки.- for a long time to maintain the balancing of the GTE rotor, in which the proposed blades are installed.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017137347A RU2667220C1 (en) | 2017-10-24 | 2017-10-24 | Fan blade of gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017137347A RU2667220C1 (en) | 2017-10-24 | 2017-10-24 | Fan blade of gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2667220C1 true RU2667220C1 (en) | 2018-09-17 |
Family
ID=63580453
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017137347A RU2667220C1 (en) | 2017-10-24 | 2017-10-24 | Fan blade of gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2667220C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112032109A (en) * | 2020-09-15 | 2020-12-04 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Blade |
| CN112888851A (en) * | 2018-10-09 | 2021-06-01 | 西门子加美萨可再生能源服务有限公司 | Rotor blade of a wind turbine with particle damping means and method for manufacturing the same |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1147097A1 (en) * | 1983-06-17 | 2005-12-10 | В.Д. Радченко | WORK FELT OF THE FAN OF THE TWO-CIRCUIT TURBO-DRIVE ENGINE |
| EP2844841A1 (en) * | 2012-04-30 | 2015-03-11 | Snecma | Metal structural reinforcement for a composite turbine engine blade |
| RU167905U1 (en) * | 2016-08-24 | 2017-01-11 | Акционерное общество Энгельсское опытно-конструкторское бюро "Сигнал" им. А.И. Глухарева | CAPACITIVE PRESSURE DIFFERENTIAL SENSOR |
| RU2626523C1 (en) * | 2016-06-08 | 2017-07-28 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Long hollow wide chord fan blade and method of its manufacture |
-
2017
- 2017-10-24 RU RU2017137347A patent/RU2667220C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1147097A1 (en) * | 1983-06-17 | 2005-12-10 | В.Д. Радченко | WORK FELT OF THE FAN OF THE TWO-CIRCUIT TURBO-DRIVE ENGINE |
| EP2844841A1 (en) * | 2012-04-30 | 2015-03-11 | Snecma | Metal structural reinforcement for a composite turbine engine blade |
| RU2626523C1 (en) * | 2016-06-08 | 2017-07-28 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Long hollow wide chord fan blade and method of its manufacture |
| RU167905U1 (en) * | 2016-08-24 | 2017-01-11 | Акционерное общество Энгельсское опытно-конструкторское бюро "Сигнал" им. А.И. Глухарева | CAPACITIVE PRESSURE DIFFERENTIAL SENSOR |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112888851A (en) * | 2018-10-09 | 2021-06-01 | 西门子加美萨可再生能源服务有限公司 | Rotor blade of a wind turbine with particle damping means and method for manufacturing the same |
| US20210348591A1 (en) * | 2018-10-09 | 2021-11-11 | Senvion Gmbh | Rotor Blade of a Wind Power Plant with a Particle Damping Device and Method for Producing Same |
| CN112032109A (en) * | 2020-09-15 | 2020-12-04 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Blade |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2706901C2 (en) | Blade of axial turbomachine, method of making blade of axial turbomachine and turbomachine | |
| JP7314272B2 (en) | Distributed nested cell damping system | |
| Kumar et al. | Vibrational fatigue analysis of NACA 63215 small horizontal axis wind turbine blade | |
| EP1074762B1 (en) | Rotor assembly with an apparatus for rotor damping | |
| EP3170992A1 (en) | Bearing outer race retention during high load events | |
| US20080273983A1 (en) | Turbomachine blade | |
| EP2568116A2 (en) | An aerofoil assembly in a gas turbine | |
| RU2667220C1 (en) | Fan blade of gas turbine engine | |
| EP3139002B1 (en) | Damper pin for turbine blades and corresponding turbine engine | |
| WO2014011268A2 (en) | Thin metal duct damper | |
| RU2675161C1 (en) | Gas turbine engine fan blade | |
| RU2661439C1 (en) | Fan blade of gas turbine engine | |
| JP2015148284A (en) | Liquid damper and rotary machine blade including the same | |
| JP6278448B2 (en) | Liquid damper and rotary machine blade provided with the same | |
| RU2661433C1 (en) | Fan blade of gas turbine engine | |
| CN106499444A (en) | Bucket damper pin for turbo blade | |
| RU2726955C1 (en) | Long hollow wide-chord fan of aircraft trdd fan and method of its manufacturing | |
| RU2622682C1 (en) | Hollow wide-chord blade of the fan and method of its manufacture | |
| RU2661437C1 (en) | Wide-chord fan blade of gas-turbine engine | |
| CN103089317A (en) | Hollow fan blade and manufacturing method thereof | |
| Lu-lu et al. | Dynamical effects of shrouds on fan blade vibration and its corresponding design method | |
| CN116263171A (en) | Airfoil vibration damping device | |
| RU2663559C1 (en) | Wide-chord fan blade of gas-turbine engine | |
| Kaneko et al. | Effect of material damping of steam turbine vane on flutter suppression | |
| RU2727314C1 (en) | Aircraft turbojet engine fan rotor with long wide-chord hollow blades with dampers |