가스 터빈 엔진 블레이드 주조. 최대한으로

PJSC Ufa 엔진 생산 협회(UMPO)는 첨단 블레이드 주조 현장에서 유럽 최대 규모의 블레이드 주조용 용해 및 주조 설치를 시작했습니다. 장비의 크기는 폭 9m, 길이 12m, 높이 8.5m입니다. 이 설치는 유망한 MS-21 민간 항공기용 엔진 부품 생산 중 블랭크 생산을 위한 것입니다. 새로운 장비를 사용하면 20~150kg의 특수 합금을 녹일 수 있어 단 한 번의 사이클로 많은 수의 블레이드를 채울 수 있습니다.

새로운 ROM은 중공 주조 터빈 블레이드 제조를 위한 자원 효율적인 기술을 개발하고 구현하기 위해 UMPO와 모스크바 철강 합금 연구소(NUST MISIS) 간의 공동 프로젝트 구현에 적극적으로 참여할 것입니다. 이는 항공기 가스 터빈 엔진뿐만 아니라 석유 및 가스 펌핑 스테이션의 생산에도 사용될 것입니다.”라고 유망한 프로그램 큐레이터이자 기술 개발 및 재장비 부서의 부국장인 Pavel Alinkin이 말했습니다.

2015년 11월 초, 이 프로젝트는 러시아 연방 정부 결의안 제218호에 따라 러시아 연방 교육부 경쟁에서 보조금을 받았습니다. 보조금은 UMPO가 파일럿 및 대량 생산에 혁신을 도입하는 데 걸리는 시간을 줄이는 데 도움이 될 것입니다.

협회는 결의안 218에 따라 러시아 대학과 협력한 광범위한 경험을 가지고 있습니다. 현재 이 회사는 벽이 얇은 대형 티타늄 주물 생산(MISiS 및 USATU 협력)과 내열 알루미늄 부품 생산(USATU 및 기타 대학 협력)이라는 두 가지 기술을 추가로 개발하고 있습니다. MISiS 및 UGATU와 함께 두 개의 프로젝트가 성공적으로 완료되었으며 그 결과가 현재 생산에 투입되고 있습니다. VK-2500 헬리콥터 엔진의 터빈 지지대 제작 및 선형 마찰 용접을 이용한 외발자전거 및 블리스크 제작 기술입니다.

러시아에서는 처음으로 니켈 기반 블레이드보다 두 배나 가벼운 티타늄 알루미나이드 합금으로 혁신적인 블레이드를 주조(인베스트먼트 주조라고 함)하는 것이 가능해졌습니다. 새로운 블레이드 제조 기술은 이미 Ufa 엔진 생산 협회(UMPO PJSC)에서 생산에 투입되었습니다. 러시아 단거리 여객기 MS-21의 신형 PD-14 엔진에는 티타늄 금속간 블레이드가 사용될 것으로 예상된다. 새로운 개발을 통해 항공기의 무게를 줄임으로써 더 적은 연료 소비로 더 많은 승객을 태울 수 있게 되었습니다.

“오늘날 티타늄 알루미나이드로 제품을 제조하는 것은 민간 항공 분야에서 큰 수요가 있습니다. 우리의 개발은 유럽과 미국의 세계 유사품보다 열등하지 않습니다. 이것이 완전히 국내 개발이라는 것이 매우 중요합니다. 블레이드는 국내 장비와 국내 재료를 사용하여 생산할 수 있습니다. "라고 연구 그룹 책임자이자 "주조 공정 기술 및 재료의 예술적 가공"부서 책임자가 말했습니다. NUST MISIS에서 인터뷰 중인 Vladimir Belov 교수. 새로운 기술로의 전환은 엔진의 무게를 크게 줄여 결과적으로 더 많은 승객이나 화물을 장거리로 운송하는 것이 가능해집니다. 게다가, 새로운 기술블레이드 제조는 항공기 엔진의 압축기와 터빈의 유효 원심 응력을 크게 줄이고, 터빈과 압축기의 관성을 줄여 연료 소비와 대기 중 온실가스 배출을 줄입니다.

본 발명은 주조 생산에 관한 것이다. 가스 터빈 엔진의 블레이드는 인베스트먼트 주조로 만들어집니다. 칼날에는 깃털(4)이 포함되어 있으며, 그 끝에는 깃털과 단일 부품 형태로 만들어진 뒤꿈치(5)가 있습니다. 뒤꿈치에는 방사상 표면(13)과 바닥(14)을 갖는 제1 세면대(12)가 만들어지는 플랫폼(5a)이 포함되어 있다. 세면대(12)는 뒤꿈치의 두께를 감소시킨다. 첫 번째 욕조에서는 깃털과 발뒤꿈치 사이의 경계면 영역(15) 수준에 두 번째 욕조(16)가 만들어지며, 이를 통해 금속이 쉘 몰드의 한 지점에서만 부어질 수 있습니다. 금속의 균일한 분포로 인해 삽에 다공성이 형성되는 것이 방지됩니다. 3엔. 그리고 월급 3개 f-ly, 4 병.

RF 특허 2477196 도면

본 발명은 주조금속 블레이드 및 그 제조방법에 관한 것이다.

터보제트 엔진과 같은 가스 터빈 엔진은 팬, 하나 이상의 압축기 스테이지, 연소실, 하나 이상의 터빈 스테이지 및 노즐을 포함합니다. 로터 주변에 장착된 방사형 블레이드 덕분에 가스는 팬, 압축기 및 터빈의 로터에 의해 구동됩니다.

내부, 외부, 반경 방향, 전방 또는 후방 위치 또는 위치의 개념은 가스 터빈 엔진의 주축 및 해당 엔진의 가스 흐름 방향과 관련하여 고려되어야 합니다.

이동식 터빈 블레이드에는 로터 디스크에 부착되는 다리, 가스-공기 경로를 제한하는 내부 벽 요소를 형성하는 플랫폼, 주로 방사형 축을 따라 위치하여 바람에 날려가는 깃털이 포함되어 있습니다. 가스. 엔진과 터빈 스테이지에 따라, 다리에서 멀리 떨어진 끝 부분에서 블레이드는 에어포일의 주(주) 축을 가로지르는 요소(힐이라고 함)로 끝나며, 이는 가스를 구분하는 외벽의 요소를 형성합니다. 공기 경로.

힐의 외부 표면에는 하나 이상의 방사형 플레이트 또는 스캘럽이 있으며, 반대쪽의 고정자 벽과 함께 가스에 대한 견고성을 보장하는 미로 개스킷을 형성합니다. 이를 위해 일반적으로 언급된 고정자 벽은 플레이트가 마찰되는 마모성 재료의 링 형태로 만들어집니다. 플레이트에는 가스 흐름을 가로지르는 전면과 후면이 포함되어 있습니다.

블레이드는 모노블록일 수 있습니다. 즉, 다리, 플랫폼, 깃털 및 뒤꿈치가 단일 부품 형태로 만들어집니다. 블레이드는 "로스트 왁스 캐스팅"이라는 주조 방법으로 만들어지며 전문가들에게도 잘 알려져 있습니다. 이 방법에서는:

첫째, 견갑골 모형은 왁스로 만들어집니다.

모델은 내화성 세라믹 슬립에 담그어 소성 후 쉘을 형성합니다.

왁스가 녹아 제거되어 내화물로 된 "쉘 몰드"가 만들어지며, 내부 부피에 따라 블레이드의 모양이 결정됩니다.

용융된 금속을 쉘 몰드에 붓고 여러 개의 쉘 몰드를 블록으로 결합하여 동시에 금속을 붓는 단계;

껍질 주형이 깨져서 금속 주걱을 얻을 수 있게 됩니다.

금속을 주형에 붓는 지점에서는 주형에서 주조되는 금속 블레이드에 비교적 큰 두께의 금속 축적물이 형성되며, 이는 블레이드가 성형된 후 가공되어야 합니다. 일반적으로 금속은 칼날 뒤꿈치 수준에 부어집니다. 충전 채널의 직경과 그에 따라 형성된 축적물은 중요하며, 충전은 두께가 작은 미로 개스킷의 플레이트 근처에서 발생합니다. 결과적으로, 하나의 유동점만 제공되면 쉘 몰드 내 금속의 불량한 분포가 발생하고 블레이드, 특히 블레이드 블레이드 레벨에서 다공성 문제가 발생합니다.

이 문제는 두 개의 주입구를 제공함으로써 해결될 수 있으며, 이에 따라 주입 채널의 직경이 줄어듭니다. 따라서 하나의 큰 직경의 주입 채널 대신 두 개의 작은 직경의 주입 채널이 서로 이격되어 얻어지며, 이는 더 나은 금속 분포를 제공하고 다공성 문제를 방지합니다.

그러나 유동점을 하나만 유지하여 이러한 다공성 문제를 해결하는 것이 바람직합니다.

이와 관련하여, 본 발명의 목적은 깃털을 포함하고, 끝 부분에 뒤꿈치가 있고, 깃털이 있는 단일 부품 형태로 만들어진, 주조로 만든 가스 터빈 엔진 블레이드입니다. 상기 인터페이스 영역의 높이에 연결되고, 뒤꿈치에는 적어도 하나의 밀봉판이 위치하는 플랫폼이 포함되며, 상기 플랫폼에 제1조가 형성되고, 상기 제1조의 높이에 제2조가 형성되는 것을 특징으로 하는 깃털과 뒤꿈치 사이의 인터페이스 영역.

블레이드와 힐 사이의 경계면 수준에서 다른 욕조에 하나의 욕조가 있으면 이 영역이 너무 두꺼워지는 것을 방지하고 주조에 의한 블레이드 성형 중에 금형 내 액체 금속의 더 나은 분포를 보장합니다. 금형 내 액체 금속의 분포가 개선되어 단일 지점에서 금속을 붓는 방식으로 주조 성형을 사용할 수 있습니다. 하나의 유동점으로 블레이드를 제조할 때의 장점은 쉘 몰드의 탁월한 단순성과 필요한 경우 쉘 몰드 블록이 있다는 것입니다. 블레이드 제조 비용은 감소하는 반면 품질은 향상됩니다.

또한 힐 레벨의 소재 양을 최적화하여 패들의 무게와 비용을 줄였습니다.

또한, 우리는 최적화 기계적 응력발뒤꿈치 및/또는 깃털에 부착되고 더 나은 질량 분포가 달성될수록 패들에 더 잘 흡수됩니다.

바람직하게는, 제1조는 방사상 표면과 바닥에 의해 제한되고, 제2조는 제1조의 바닥에 형성된다.

또한, 두 번째 욕조는 뒤꿈치와 깃털 사이의 경계면 반대편에 있는 칼날의 주축을 따라 만들어지는 것이 바람직합니다.

블레이드 깃털은 견고한 벽으로 형성되고 결합 영역에 곡면을 포함하고, 두 번째 욕조는 곡선 방사형 표면과 바닥 표면을 포함하며, 두 번째 욕조의 곡선 방사형 표면은 본질적으로 평행하게 위치하는 것이 좋습니다. 인터페이스 영역에서 블레이드의 본질적으로 일정한 두께를 보장하는 짝짓기 영역의 깃털 곡선 표면.

본 발명은 또한 본 발명에 따른 적어도 하나의 블레이드를 포함하는 터빈에 관한 것이다.

본 발명은 또한 본 발명에 따른 적어도 하나의 터빈을 포함하는 가스 터빈 엔진에 관한 것이다.

본 발명은 또한 다음 단계를 포함하는 가스 터빈 엔진 블레이드를 제조하는 방법에 관한 것입니다:

깃털을 포함하는 칼날의 왁스 모델이 만들어지며, 끝 부분에 뒤꿈치가 만들어져 깃털과 단일 부분을 형성하며 인터페이스 영역 수준에서 연결되고 뒤꿈치에는 플랫폼이 포함됩니다. 적어도 하나 이상의 실링판이 이루어지고, 플랫폼 위에서 제1욕조가 수행되는 반면, 깃털과 발뒤꿈치 사이의 경계면 레벨의 제1욕조에서는 제2욕스가 수행되고,

왁스 주걱을 내화물 슬립에 담그고,

쉘 몰드는 내화성 재료로 만들어지며,

용융 금속은 단일 주입구를 통해 쉘 몰드에 주입되며,

껍질 틀이 깨져서 칼날을 얻습니다.

본 발명은 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 블레이드의 바람직한 실시예 및 그 제조 방법에 대한 다음의 설명으로부터 더욱 명확해질 것이다.

무화과. 도 1은 본 발명에 따른 터빈 블레이드의 개략적인 측면도이다.

무화과. 2 - 등각 정면도 밖의견갑골의 발뒤꿈치.

무화과. 도 3은 도 1의 III-III 평면을 따른 블레이드의 단면도이다. 1.

무화과. 도 4는 견갑골 발뒤꿈치 외측의 등각 측면도이다.

도 1에 도시된 바와 같이. 도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 블레이드(1)는 블레이드(1)를 포함하는 가스 터빈 엔진의 축 B에 대해 실질적으로 반경방향인 장축 A를 따라 일반적으로 형성된다. 이 경우 우리 얘기 중이야터보제트 엔진의 터빈 블레이드에 대해. 블레이드(1)는 내부에 있는 다리(2), 플랫폼(3), 깃털(4) 및 외부에 있는 힐(5)을 포함합니다. 뒤꿈치(5)는 짝짓기 영역(15)에서 깃털(4)과 짝을 이룹니다. 다리 2는 이 로터에 장착하기 위해 로터 소켓에 설치되도록 설계되었습니다. 플랫폼(3)은 다리(2)와 깃털(4) 사이에 만들어지며 블레이드(1)의 축 A에 대해 횡방향으로 위치한 표면을 포함하여 블레이드(1)의 가스-공기 경로를 제한하는 벽 요소를 형성합니다. 내부에; 상기 벽은 서로 인접한 고려 중인 터빈 스테이지의 블레이드(1)의 모든 플랫폼(3)에 의해 형성된다. 깃털(4)은 주로 블레이드(1)의 주축(A)을 따라 위치하며 전문가들이 알고 있는 바와 같이 그 목적에 맞는 공기역학적 형상을 갖는다. 힐(5)은 블레이드(1)의 주축(A)을 실질적으로 가로지르는 깃털(4)의 외부 단부에 만들어진 플랫폼(5a)을 포함한다.

도 1에 도시된 바와 같이. 도 2 및 도 4에 도시된 바와 같이, 힐 플랫폼(5)은 가스 흐름에 대해 횡방향으로 향하는 앞 가장자리(6)와 뒷 가장자리(7)를 포함한다(흐름은 일반적으로 터보제트 엔진의 축 B에 평행하다). 이러한 두 개의 가로 모서리(전면 6 및 후면 7)는 Z 모양 프로파일을 갖는 두 개의 측면 모서리(8, 9)에 의해 연결됩니다. 각 측면 모서리(8, 9)는 연결된 두 개의 세로 섹션(각각 8a, 8b, 9a, 9b)을 포함합니다. 각각 8", 9" 부분이 가스 흐름 방향에 대해 실질적으로 횡방향이거나 적어도 각도를 이루고 있습니다. 힐(5)이 로터에 있는 두 개의 인접한 블레이드의 힐과 접촉하는 곳은 측면 가장자리(8, 9)를 따라입니다. 특히, 작동 중에 받는 진동을 완화하기 위해 블레이드는 주축(A) 주위에 실질적으로 비틀림 응력을 가하여 디스크에 장착됩니다. 힐(5)은 블레이드가 비틀림 응력을 받도록 설계됩니다. 횡단면(8", 9") 측면 가장자리(8, 9)를 따라 인접한 블레이드에 의해 지지될 때 응력을 받습니다.

힐(5)의 플랫폼(5a)의 외부 표면에서 시작하여 방사형 플레이트(10, 11) 또는 스캘럽(10, 11)이 이 경우 2개의 양으로 만들어집니다. 하나의 블레이드만 제공하거나 2개 이상의 블레이드를 제공하는 것도 가능합니다. 각 플레이트(10, 11)는 측면 에지(8, 9)의 2개의 대향 종방향 섹션(8a, 8b, 9a, 9b) 사이에서 힐 패드(5)의 외부 표면에서 시작하여 가스 터빈 엔진의 축 B를 가로질러 만들어집니다. 발뒤꿈치 5.

힐(5)의 플랫폼(5a)은 일반적으로 가스 터빈 엔진의 축 B에 대해 방사상 각도로 설계된다. 실제로 터빈에서는 가스 팽창을 보장하기 위해 입구에서 출구까지 가스-공기 경로의 단면적이 증가합니다. 따라서 힐(5)의 플랫폼(5a)은 입구에서 출구로 가스 터빈 엔진의 축 B로부터 멀어지는 방향으로 이동합니다. 내면가스-공기 경로의 외부 경계를 형성합니다.

힐(5)의 플랫폼(5a)에는 제 1 조(12)가 형성된다(주조 금형의 구성으로 인해).이 제 1 조(12)는 외부 표면으로부터 시작하여 테두리를 형성하는 둘레 표면(13)에 의해 형성된 공동이다. 플랫폼(5a)의 표면(14)에 연결되어 욕조(12)의 바닥(14)을 형성한다. 주변 표면(13)은 실질적으로 방사상으로 배열되고 이 경우 내부가 만곡되어 플랫폼(5a)의 외부 표면 사이의 경계면을 형성한다. 및 욕조(12)의 바닥(14)의 표면. 이러한 곡선형 반경방향 표면(15)은 일반적으로 힐(5)의 플랫폼(5a)의 측면 가장자리(8, 9) 및 가로 가장자리(6, 7)에 평행하며, 위에서 볼 때 그 형상을 따릅니다. (블레이드 1의 주축 A를 따라). 힐(5)의 일부 영역은 이러한 반경 방향 표면(13)을 포함하지 않을 수 있으며, 이 경우 욕조(12)의 바닥(14) 표면은 측면 가장자리(도 2의 가장자리(9a) 참조)까지 직접 연장됩니다(도 2의 가장자리(9a) 참조). .4 이 영역은 같은 위치에 있지 않습니다.)

이러한 유형의 트레이(12)는 이미 알려진 블레이드에 사용되어 왔다. 그 기능은 발뒤꿈치(5)를 유지하면서 완화시키는 것입니다. 기계적 성질: 힐(5)의 패드(5a)의 두께는 측면 가장자리(8, 9) 근처에서 상당하며, 인접한 블레이드와 접촉하는 측면은 블레이드(1)의 회전 중에 강한 응력을 받는 반면 중앙은 응력을 덜 받는 힐(5)의 패드(5a) 부분에는 제1 욕조(12)를 형성하는 오목부가 형성된다.

또한, 뒤꿈치는 제1욕조(12)에 욕조(16)를 포함하며, 이하에서는 제2욕조(16)라고 한다. 제2욕조(16)는 뒤꿈치(5)와 깃털(4) 사이의 경계면 영역(15) 높이에 만들어진다. 특히, 제2욕조(16)는 욕조는 힐(5)과 깃털(4) 사이의 영역(15) 경계면 반대편에 있는 블레이드(1)의 주축 A를 따라 만들어집니다.

제2 조(16)는 제1 조(12)의 바닥(14)의 표면과 제2 조(16)의 바닥을 형성하는 표면(18)을 연결하는 테두리를 형성하는 주변 표면(17)에 의해 형성된 공동이다(및 내측에 위치함). 제1조(12)의 바닥(14) 표면. 주변 표면(17)은 실질적으로 방사상으로 배열되며, 이 경우 외측 및 내측이 만곡되어 제1 조(14)의 바닥(14) 표면과 제2 조(16)의 바닥(18) 표면 사이의 경계면을 형성합니다. 만곡된 반경방향 표면(17)은 펜(4)의 표면과 실질적으로 평행하며 위에서 볼 때(블레이드(1)의 주축(A)을 따라) 그 형상을 따른다(도 4 참조).

제2 조(16)는 주조 성형 중에 수행된다(즉, 블레이드(1)를 성형할 수 있는 쉘 주형의 구성은 이러한 조(16)를 성형하는 데 적합하다). 블레이드는 위의 설명에 표시된 대로 잃어버린 왁스 모델을 사용하여 주조하여 만들어집니다.

제2 배스(16)의 존재는 힐(5)과 깃털(4) 사이의 경계 영역(15)의 과도한 두께를 방지한다. 이로 인해 금속을 쉘 몰드에 붓는 동안 금속이 더욱 균일하게 분포되어 형성을 방지합니다. 다공성은 금속이 하나의 쏟아지는 지점에만 부어지더라도 마찬가지입니다.

따라서, 블레이드(1)는 각각의 쉘 주형에 대한 단일 액체 금속 충전 입구를 갖는 정밀 주조 방법에 의해 생산될 수 있으며, 이 방법은 더 간단하고 저렴하다. 양식을 블록으로 결합하면 방법이 더욱 간단해집니다. 또한, 단일 주입구를 통해 쉘 몰드에 주입함으로써 제조된 블레이드에는 단 하나의 잔여 축적물만 포함되며, 이는 다음과 같은 방법으로 제거됩니다. 가공. 이러한 부품의 기계적 처리가 더 간단합니다.

또한, 제2 트레이(16)의 존재로 인해 블레이드(1)의 질량 및 그에 따른 비용이 감소하는 한편, 블레이드(4)에 대한 응력뿐만 아니라 힐(5)에 대한 응력도 더 잘 분산되어 더 잘 흡수됩니다. 블레이드 1.

이 경우, 펜(4)은 단단한 벽의 형태로 만들어진다. 즉, 벽의 두께만큼 만들어진 재킷이나 캐비티를 사용하여 냉각하지 않고 만들어진다. 제2조(16)의 주변면(17)과 바닥면(18)은 힐(5)과 블레이드(4) 사이의 경계면(15)에서 블레이드(1)의 두께가 실질적으로 일정하도록 설계되는 것이 바람직하다. 순도 검증 각인그림에서 명확하게 볼 수 있습니다. 특히, 깃털(4)과 뒤꿈치(5) 사이의 경계 영역(15) 수준에서 깃털(4)의 곡면을 15a, 15b로 지정하면, 도 3에서. 도 3에서, 제2 트레이(16)의 곡선형 반경방향 표면(17)은 깃털(4)의 곡선면(15a, 15b)과 실질적으로 평행하게 만들어지며, 그 반대편에 위치하는 것을 볼 수 있다. 도시된 실시예에서, 제2 터브(16)의 곡선 반경방향 표면(17)의 반경은 깃털(4)의 대향 곡선 표면(15a, 15b)의 반경과 동일하지 않지만 그럼에도 불구하고 이들 표면은 본질적으로 평행하다.

도 1에 위치한 제2조(16)의 부분. 좌측의 도 3은 제1조(12)의 곡면 반경방향 표면(13)과 제1조(12)의 바닥(14)과 제2조(16)의 곡면 반경방향 표면(17) 사이에 편평한 부분이 없이 연속적인 곡선 형상을 이루고 있는 것이 특징이다. 도 1에 위치한 제2조(16)의 부분. 오른쪽의 3에서는 각 영역이 명확하게 보입니다. 고려 중인 영역(섹션)에서 서로 다른 섹션을 실행하는 것은 깃털(4)의 표면에 대한 힐(5) 표면의 위치에 따라 달라집니다.

본 발명은 이동식 터빈 블레이드에 대해 설명됩니다. 동시에 실제로 깃털을 주조하여 포함하는 모든 칼날에 사용할 수 있으며, 끝 부분에는 깃털이 있는 단일 부품 형태로 뒤꿈치가 만들어집니다.

주장하다

1. 주조로 만든 가스 터빈 엔진의 블레이드. 깃털이 포함되어 있으며 끝 부분에 뒤꿈치가 있으며 깃털이 있는 단일 부품 형태로 만들어지며 날개 높이에서 연결됩니다. 인터페이스 영역, 힐에는 적어도 하나의 밀봉판이 있는 플랫폼이 포함되고, 플랫폼에 제1 욕조가 만들어지며, 깃털 사이의 인터페이스 영역 레벨에서 제1 욕조에 제2 욕조가 만들어지는 것을 특징으로 하는 그리고 발뒤꿈치.

제1항에 있어서, 상기 제1조는 반경방향 표면과 바닥으로 한정되고, 상기 제2조는 상기 제1조의 바닥에 형성되는 것을 특징으로 하는 블레이드.

제1항에 있어서, 제2 배스는 뒤꿈치와 깃털 사이의 경계면 반대편에 있는 블레이드의 주축(A)을 따라 만들어지는 블레이드.

제3항에 있어서, 상기 깃털은 단단한 벽으로 형성되고 결합 영역에 곡면을 포함하고, 제2욕조는 곡선 반경방향 표면과 바닥면을 포함하고, 제2욕의 곡선 반경방향 표면을 포함하는 블레이드. 블레이드는 인터페이스 영역에서 날개의 곡면과 본질적으로 평행하게 위치하며, 이는 인터페이스 영역에서 블레이드의 두께가 실질적으로 일정하도록 보장합니다.

제1항에 따른 적어도 하나의 블레이드를 포함하는 터빈.

제5항에 따른 적어도 하나의 터빈을 포함하는 가스 터빈 엔진.

이 논문에서는 가스 터빈 엔진용 고압 압축기 블레이드를 제조하는 방법에 대해 논의합니다. 첫 번째 방법은 좌표 기계에서 밀링하여 블레이드 익형 프로파일을 처리하는 것입니다. 수치 제어그 다음에는 수동으로 수정합니다. 두 번째 방법은 전기화학적 처리로, 블레이드 깃털의 기계적 및 수동 처리를 제거합니다. 밀링 공법을 이용한 압축기 블레이드 제조의 문제점을 연구하였다. 현재의 문제가 제시되며 이에 대한 해결책은 정확성, 품질을 향상시키고 수동 연삭 및 연마 작업을 제거합니다. 전기화학적 처리의 장점이 제시된다. 생산 준비에 드는 비용과 노동 강도, 블레이드 제조에 드는 비용과 노동 강도를 제시하고 분석합니다. 이 연구는 또한 압축기 블레이드의 측정 결과도 제시합니다. 깃털 프로파일 형상의 정확성과 안정성 측면에서 가장 좋은 결과는 전기화학적 처리의 결과로 얻어졌습니다.

전기화학적 처리

갈기

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가스 터빈 엔진

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10. 투라노프 A.V. CNC 기계에서 가스 터빈 엔진 블레이드의 표면을 밀링하는 모드를 계산하는 방법 [Text]/A.V. 투라노프, L.T. Moiseeva, A.N. Lunev // 고등 교육 기관의 뉴스. 항공 기술. – 2005. – 2호. – P. 60–64.

압축기 블레이드는 가스 터빈 엔진의 중요하고 거대한 부품입니다. 엔진의 수명과 최종 비용은 올바르게 선택된 블레이드 제조 기술에 따라 달라집니다.

특정 블레이드 서비스 수명을 보장하는 것은 주로 여러 기술적 요인에 따라 달라집니다. 블레이드 표면층의 상태, 응력 집중 요인인 이전 가공 흔적(표면 거칠기)의 존재는 작동 중 블레이드의 장기 및 피로 강도에 상당한 영향을 미칩니다.

따라서 소규모 생산이라 할지라도 블레이드를 제조하려면 최신 기술 프로세스, 고성능 장비, 제조 및 제어 프로세스의 자동화가 필요합니다.

가스 터빈 엔진의 압축기 블레이드 제조에 널리 사용되는 기술 중 하나는 좌표 기계에서 밀링하여 후속 수동 개선, 특히 마감 작업을 수행하는 것입니다. 그러나 이 기술에는 다음과 같은 여러 가지 단점이 있습니다.

정확도와 성능이 낮습니다.

수동 작업을 사용할 필요성

블레이드의 프로파일을 마무리하기 위한 최종 수동 작업에 대한 높은 자격을 갖춘 작업자;

수동 연삭 및 연마 작업을 수행할 때 작업자에게 유해한 조건

절삭 공구의 높은 비용과 빠른 마모;

100% 통제가 필요합니다.

가스 터빈 엔진 압축기 블레이드 제조의 현재 작업은 다음과 같습니다.

펜 프로필 처리를 위한 마무리 작업 자동화. 수동 작업을 없애면 가스 터빈 엔진 블레이드 제조 기술 프로세스의 품질과 안정성이 향상됩니다.

물리적, 화학적 처리 방법을 사용하면 값비싼 절삭 공구를 사용하지 않아도 되고 처리 생산성이 높아집니다.

가스 터빈 엔진 블레이드 검사 자동화.

블레이드 제조에서 가장 효과적이고 유망한 분야 중 하나는 전기화학적 공정입니다. 전기화학 처리의 장점은 다음과 같습니다.

블레이드 생산 시간 단축 및 효율적인 처리가공이 어려운 재료;

전기화학적 처리 후 표면 품질을 유지하려면 최소한의 후처리가 필요합니다.

높은 공구 수명;

또한, ECM 이후의 블레이드는 가스동적 안정성이 증가하고, 고유진동주파수 확산이 감소하며, 잔류응력 감소로 인한 피로강도가 증가함을 알 수 있다.

외국의 가스 터빈 엔진 제조업체(예: General Electric Company, MTU Aero Engines GmbH, Volvo Aero Corporation 등)는 비-사용을 사용하여 모노휠의 블레이드 간 채널을 예비 성형하기 위한 작업으로 ECM을 성공적으로 사용하는 것으로 알려져 있습니다. 프로파일 전극, 프로파일 전극을 사용한 블레이드 에어포일의 치수 처리용 전극 및 기구.

이 분야에서 작업이 시작되었으며 NIID(모스크바), Kazan(KAI, KSTU), Samara(SAI) 및 Ufa(UGATU 석유학 및 기술 연구소 ECHO) 전기화학 처리 학교 등에서 상당한 진전이 이루어졌습니다.

분석을 위해 가스 터빈 엔진의 고압 압축기 블레이드를 제조하기 위해 두 가지 방법이 선택되었습니다.

첫 번째 방법. 좌표 밀링 머신에서 블레이드 제조, 그림. 1. 0.1mm의 정확도로 제작된 밀링된 평행육면체를 초기 공작물로 사용합니다. 더브테일 잠금 장치는 수평 브로칭 기계에서 형성됩니다. 다음으로, 블레이드 흐름 부분의 모든 요소에 대한 복잡한 밀링이 마무리를 허용하는 좌표 수치 제어 기계에서 수행됩니다. 복잡한 밀링 공정에서 공작물은 더브테일 생크에 의해 지지됩니다. 블레이드 제조의 마지막 단계는 수동 가공 또는 엔드리스 벨트 가공입니다.

두 번째 방법. 전기화학 기계의 블레이드 제조, 그림. 2. 0.02mm의 정밀도로 제작된 연마된 평행육면체를 초기 공작물로 사용합니다. 전기화학적 처리 과정에서 트랙 표면은 마감을 위한 여유를 두고 형성됩니다. 다음으로, 수평 브로칭 기계에서 더브테일 생크를 형성합니다. 최종 작업은 진동 연삭기에서 수행됩니다.

압축기 블레이드를 제조하는 두 가지 방법을 모두 분석해 보겠습니다. 생산 준비에 드는 비용과 노동 강도, 부품을 제조하는 데 드는 비용과 노동 강도, 블레이드 제조의 정확성과 안정성을 비교하면 가장 완벽한 그림을 얻을 수 있습니다. 분석을 위해 위의 방법을 사용하여 두 개의 배치 블레이드를 제조했습니다.

쌀. 1. 압축기 블레이드 제조의 주요 단계

쌀. 2. 압축기 블레이드 제조의 주요 단계

1 번 테이블

제작 준비에 필요한 기본 비용

	계획된 노동 강도 n.h.		비용은 1개입니다. 장애.		포함 재료비
	조작	재연삭	조작	재연삭	포함 재료비
갈기
밀링 커터 1호
밀링 커터 2호
밀링 커터 No.3
밀링 커터 No.4
밀링 커터 5호
밀링 커터 6호
밀링 커터 7호
장치
전기화학적 처리
전극 1번
전극 2번
장치

쌀. 3. 기술 장비 제조 비용

쌀. 4. 제조 기술 장비의 노동 강도

기술 프로세스를 설계하는 과정에서 중요한 요소는 생산 준비에 소요되는 시간과 비용입니다(표 1). 테이블에 1에는 절삭 공구 및 공구 전극의 밀링(첫 번째 방법) 및 전기화학 처리(두 번째 방법) 장비 제조에 소요되는 주요 비용이 포함되어 있습니다. 테이블을 고려할 때. 1 전기화학적 처리를 위한 생산 준비를 위한 재료 비용과 노동 강도가 밀링보다 높다는 것이 분명해졌습니다.

총 노동 강도와 기술 장비 제조 비용은 그림 1에 나와 있습니다. 3과 4.

블레이드 제조의 주요 작업의 복잡성과 비용이 표에 나와 있습니다. 2. 전기화학 처리용 공작물 제조 정확도에 대한 높은 요구 사항으로 인해 다음이 사용됩니다. 추가 작업"표면 연삭". 전기화학적 방법을 사용하여 복잡한 압축기 블레이드 표면을 처리하는 데 소요되는 시간은 밀링할 때보다 짧습니다. 또한 테이블에서. 2는 밀링 기술에 수동 마무리 작업이 필요하므로 완제품 비용이 증가함을 보여줍니다.

블레이드 하나를 제조하는 데 드는 총 노동 강도와 비용은 그림 1에 나와 있습니다. 4와 5.

표 2

블레이드 제조의 주요 작업에 대한 노동 강도 및 비용

	노동 강도, n.h.	비용, 문지름.
	갈기	갈기
갈기		93 문지름. 90.3콥.	93 문지름. 90.30 코펙
연마			26 문지름. 27.50 코펙
자물쇠를 당기는 중		7 문지름. 43.10 콥.	7 문지름. 43.10 콥.
관 표면 처리		100 문지름. 00콥.	70 문지름. 00콥.
수동 조작		40 문지름. 30.20 코펙
진동 연삭			5 문지름. 코펙 40개

쌀. 5. 한 부품 제조의 총 복잡성

쌀. 6. 한 부품을 제조하는 데 드는 총 비용

그림에서. 그림 7은 한 부품을 제조하는 데 드는 비용을 비교 분석한 것입니다. 비용을 계산할 때 우리는 후속 재연삭 및 수리와 함께 기술 장비 제조 비용을 고려했습니다. 그림에서 볼 수 있듯이 부품 생산 프로그램을 늘리면 부품 하나의 비용이 절감됩니다. 그러나 밀링 기술을 사용하여 제조된 블레이드에는 상당한 비용이 발생합니다. 이 현상은 절삭 공구의 빠른 마모로 설명됩니다.

전기화학적 공정 중 전극 마모가 거의 없기 때문에 블레이드 제조 비용이 절감됩니다.

블레이드 제조의 정확성과 기술 프로세스의 안정성 그림. 1과 2는 그림 1에 요약되어 있다. 8.

완성된 블레이드의 측정은 제어 측정 기계에서 수행되었습니다. 측정은 4개 섹션의 입구 및 출구 가장자리를 따라 수행되었습니다. 그림에서 알 수 있듯이 블레이드 가장자리의 기하학적 치수를 얻는 가장 큰 정확성과 반복성은 전기화학적 처리 방법을 통해 달성됩니다. 전기화학적 처리를 이용한 블레이드 제조의 안정성과 정확성이 크게 향상된 것은 수동 작업이 제거되었기 때문입니다.

수집된 데이터를 종합적으로 고려하면 다음과 같은 결론을 도출할 수 있습니다.

전기화학적 처리 과정에서 보다 복잡한 장비를 사용하면 생산 준비에 드는 비용과 시간이 크게 늘어납니다. 따라서 밀링은 보다 유연하고 신속하게 적응할 수 있는 가공 방법입니다. 밀링 가공 생산을 준비하는 데 드는 비용과 노동 강도는 전기화학 가공보다 낮습니다(그림 1 및 2).

밀링 기술을 사용하여 블레이드를 제조하는 비용은 전기화학 처리를 사용하는 것보다 높습니다. 비용이 증가하는 이유는 밀링 작업 후에 수동 작업이 필요하기 때문입니다.

쌀. 7. 생산되는 블레이드 수에 따른 한 부품의 제조비용 비교 그래프

쌀. 8. 정밀 엣지 가공

밀링 기술을 사용하는 블레이드 제조 비용은 전기화학 처리를 사용하는 것보다 높습니다(그림 7). 상당한 비용은 고가의 절삭 공구를 구입하는 것입니다.

전기화학 처리의 정확성과 안정성이 훨씬 높습니다.

참고문헌 링크

발리예프 A.I. 가스 터빈 엔진 압축기 블레이드 제조에 대한 비교 분석 // 기본 연구. – 2017. – 5호. – P. 36-41;
URL: http://fundamental-research.ru/ru/article/view?id=41503(접근 날짜: 2019년 3월 28일). 출판사 "자연 과학 아카데미"에서 발행하는 잡지에 주목합니다.

아마도 중국인들이 아무리 노력해도 최신 제트 엔진을 흉내낼 수 없다는 것은 모두가 알고 있을 것입니다. 모두. 그들은 가능한 것을 복사하여 자체 SUSHKA를 얻었지만 엔진은 여전히 러시아 연방에서 구입해야 합니다. 방금 ViMe에서 다음 기사를 읽었습니다. http://www.warandpeace.ru/ru/news/view/74298/ "중국은 여전히 최신 제트 엔진을 복사할 수 없습니다." 게다가 초현대적인 기술, 개발, 수학 등이 있다는 것을 이해합니다.... 하지만 여기서 실제로 무슨 일이 일어나고 있는지 더 자세히 이해하려면 다음 기사를 읽는 것이 좋습니다.

엔진 및 재료

모든 열 엔진의 출력은 작동 유체의 온도에 따라 결정됩니다. 제트 엔진의 경우 이는 연소실에서 흐르는 가스의 온도입니다. 가스 온도가 높을수록 엔진이 더 강력해지고 추력이 더 커지며 효율성이 높아지고 중량 특성이 좋아집니다. 가스 터빈 엔진에는 공기 압축기가 포함되어 있습니다. 동일한 샤프트에 있는 가스 터빈에 의해 회전하게 됩니다. 압축기는 압축한다 대기최대 6-7 기압으로 연료(등유)가 분사되는 연소실로 전달됩니다. 등유 연소 생성물인 챔버에서 흐르는 뜨거운 가스의 흐름은 터빈을 회전시키고 노즐을 통해 날아가서 제트 추력을 생성하고 항공기를 추진합니다. 연소실에서 발생하는 고온으로 인해 가장 중요한 엔진 요소 중 하나인 가스 터빈의 고정자와 회전자 블레이드를 구성하기 위해 새로운 기술의 개발과 새로운 재료의 사용이 필요했습니다. 그들은 많은 강철과 합금이 이미 녹는 기계적 강도를 잃지 않고 오랜 시간 동안 엄청난 온도를 견뎌야 합니다. 우선, 이는 터빈 블레이드에 적용됩니다. 1600K 이상의 온도로 가열된 뜨거운 가스의 흐름을 감지합니다. 이론적으로 터빈 앞의 가스 온도는 2200K(1927oC)에 도달할 수 있습니다. 제트 항공이 탄생할 당시(전쟁 직후) 오랫동안 높은 기계적 부하를 견딜 수 있는 블레이드를 만들 수 있는 재료는 우리나라에 존재하지 않았습니다.
위대한 애국 전쟁이 끝난 직후 VIAM의 특수 실험실에서는 터빈 블레이드 제조용 합금을 만드는 작업을 시작했습니다. Sergei Timofeevich Kishkin이 이끌었습니다.

금속을 위해 영국으로

터보제트 엔진의 국내 최초 설계는 전쟁 전부터 항공기 엔진 설계자 Arkhip Mikhailovich Lyulka에 의해 레닌그라드에서 만들어졌습니다. 1930년대 말에 그는 탄압을 받았지만 아마도 체포될 것을 예상하여 연구소 안뜰에 엔진 그림을 묻어 두었습니다. 전쟁 중에 국가 지도부는 독일군이 이미 제트기를 만들었다는 사실을 알게 되었습니다. (터보제트 엔진을 장착한 최초의 항공기는 1939년에 비행 실험실로 설계된 독일의 Heinkel He-178이었습니다. 최초의 생산 전투기는 쌍발 엔진이었습니다. Messerschmitt Me-262 그런 다음 스탈린은 새로운 군사 개발을 감독하는 L.P. Beria를 소환하여 우리나라에서 제트 엔진에 종사하는 사람들을 찾아달라고 요구했습니다. A.M. Lyulka는 신속하게 석방되어 첫 번째 설계국을 위해 Galushkina Street에 있는 모스크바의 건물을 그에게 제공했습니다. 제트엔진.아키프 미하일로비치가 그의 그림을 찾아 파헤쳤으나 그의 설계에 따른 엔진이 바로 작동하지 않았고, 영국에서 구입한 터보제트 엔진을 가져다가 하나씩 반복했지만 결국 재료 문제로 귀결되었습니다. 소련에서는 사용할 수 없었지만 영국에서는 사용할 수 있었고 그 구성은 물론 기밀로 분류되었지만 여전히 해독할 수 있었습니다.
엔진 생산에 대해 알아보기 위해 영국에 도착한 S. T. Kishkin은 두꺼운 미세 다공성 밑창이 달린 부츠를 신고 모든 곳에 나타났습니다. 그리고 투어로 터빈 블레이드를 가공하는 공장을 방문한 그는 기계 근처에서 우연히 마치 부품에서 떨어진 칩을 밟았습니다. 금속 조각이 부드러운 고무에 부딪혀 그 안에 끼인 다음 꺼내어 모스크바에서 철저한 분석을 거쳤습니다. VIAM에서 수행한 영국 금속 분석 및 광범위한 내부 연구 결과를 통해 터빈 블레이드용 최초의 내열성 니켈 합금을 만들 수 있었고 가장 중요한 것은 구조 및 생산 이론의 기초를 개발할 수 있었습니다. .

이러한 합금의 내열성의 주요 캐리어는 Ni3Al 화합물을 기반으로 하는 금속간 상의 초미세 입자인 것으로 밝혀졌습니다. 최초의 내열성 니켈 합금으로 제작된 블레이드는 터빈 앞의 가스 온도가 900-1000K를 초과하지 않으면 오랫동안 작동할 수 있습니다.

스탬핑 대신 캐스팅

첫 번째 엔진의 블레이드는 주조된 합금에서 막대로 스탬프 처리되어 완제품을 모호하게 연상시키는 모양으로 만들어졌으며 조심스럽고 공들여 가공되었습니다. 그러나 여기서는 예상치 못한 어려움이 발생했습니다. 재료의 작동 온도를 높이기 위해 텅스텐, 몰리브덴, 니오브와 같은 합금 원소가 추가되었습니다. 그러나 그들은 합금을 너무 단단하게 만들어서 스탬프를 찍는 것이 불가능해졌습니다. 열간 변형 방법으로는 성형할 수 없었습니다.
그런 다음 Kishkin은 블레이드 캐스팅을 제안했습니다. 엔진 설계자들은 분개했습니다. 첫째, 주조 후에도 블레이드를 기계에서 처리해야 하며 가장 중요한 것은 주조 블레이드를 엔진에 어떻게 설치할 수 있습니까? 스탬핑된 블레이드의 금속은 밀도가 매우 높고 강도는 높지만 주조 금속은 스탬핑된 금속보다 느슨하고 내구성이 분명히 낮습니다. 그러나 Kishkin은 회의론자들을 설득했고 VIAM은 특수 주조 내열 합금과 블레이드 주조 기술을 개발했습니다. 테스트가 수행된 후 거의 모든 항공 터보제트 엔진이 주조 터빈 블레이드로 생산되기 시작했습니다.
첫 번째 블레이드는 견고하고 오래 지속되었습니다. 높은 온도할 수 없었다. 그들을 위한 냉각 시스템을 만드는 것이 필요했습니다. 이를 위해 그들은 압축기에서 냉각 공기를 공급하기 위해 블레이드에 세로 채널을 만들기로 결정했습니다. 이 아이디어는 그다지 뜨겁지 않았습니다. 압축기에서 냉각에 사용되는 공기가 많을수록 연소실로 들어가는 공기의 양이 줄어듭니다. 그러나 갈 곳이 없었습니다. 어떤 대가를 치르더라도 터빈 자원을 늘려야합니다.

그들은 블레이드 축을 따라 위치한 여러 개의 냉각 채널을 통해 블레이드를 설계하기 시작했습니다. 그러나 이 설계는 효과가 없다는 것이 곧 명백해졌습니다. 공기가 채널을 통해 너무 빨리 흐르고, 냉각된 표면의 면적이 작고, 열이 충분히 제거되지 않습니다. 그들은 공기 흐름을 편향시키고 지연시키는 디플렉터를 거기에 삽입하여 블레이드의 내부 공동의 구성을 변경하거나 더 복잡한 모양의 채널을 만들려고 시도했습니다. 어느 시점에서 항공기 엔진 전문가들은 완전한 세라믹 블레이드를 만들겠다는 유혹적인 아이디어에 사로잡혔습니다. 세라믹은 매우 높은 온도를 견딜 수 있고 냉각할 필요가 없습니다. 그로부터 거의 50년이 지났지만, 세라믹 블레이드를 사용한 엔진을 만드는 시도는 계속되고 있지만 지금까지 세계 어느 누구도 세라믹 블레이드를 사용한 엔진을 만들지 못했습니다.

캐스트 블레이드를 만드는 방법

터빈 블레이드를 제조하는 기술을 로스트왁스 주조(lost-wax casting)라고 합니다. 먼저, 미래 블레이드의 왁스 모델을 만들어 주형에 주조하고 석영 실린더가 미래 냉각 채널 위치에 먼저 배치됩니다(나중에 다른 재료를 사용하기 시작했습니다). 모델은 액체 세라믹 덩어리로 덮여 있습니다. 건조 후 왁스를 뜨거운 물로 녹인 다음, 세라믹 덩어리불타다. 그 결과 합금 등급에 따라 용탕 온도 1450~1500oC를 견딜 수 있는 금형이 탄생했습니다. 금속을 금형에 부어 완성된 블레이드 형태로 경화하지만 내부에는 채널 대신 석영 막대가 있습니다. 막대는 불산에 용해하여 제거됩니다. 이 작업은 공기 공급 호스가 달린 우주복을 입은 작업자가 밀폐된 공간에서 수행됩니다. 기술은 불편하고 위험하며 해롭다.
이 작업을 없애기 위해 VIAM은 알칼리에 용해되는 10-15% 산화규소를 첨가하여 산화알루미늄으로 막대를 만들기 시작했습니다. 블레이드의 재질은 알칼리와 반응하지 않으며, 강한 물줄기로 남은 산화알루미늄을 제거합니다.
안에 일상 생활우리는 주조 제품이 매우 거칠고 거칠다고 생각하는 데 익숙합니다. 그러나 우리는 모양이 완전히 매끄럽고 주조에 기계적 가공이 거의 필요하지 않은 세라믹 구성을 선택했습니다. 이로 인해 작업이 크게 단순화됩니다. 블레이드는 모양이 매우 복잡하고 처리가 쉽지 않습니다.
새로운 재료에는 새로운 기술이 필요했습니다. 봉재에 산화규소를 첨가하는 것이 아무리 편리해도 폐기할 수밖에 없었다. 산화알루미늄 Al 2 O 3 의 융점은 2050 o C이고, 산화규소 SiO 2 는 약 1700 o C에 불과하며, 새로운 내열 합금은 주입 과정에서 이미 로드를 파괴했습니다.
산화알루미늄 주형의 강도를 유지하기 위해 주형에 부어지는 액체 금속의 온도보다 높은 온도에서 소성됩니다. 또한, 붓는 동안 금형의 내부 형상이 변경되어서는 안 됩니다. 블레이드의 벽은 매우 얇으며 치수는 계산된 치수와 정확히 일치해야 합니다. 그렇기 때문에 허용값금형 수축률은 1%를 초과해서는 안 됩니다.

스탬프가 찍힌 블레이드를 거부한 이유

이미 언급한 바와 같이, 스탬핑 후에 블레이드를 가공해야 했습니다. 이 경우 금속의 90%가 칩에 들어갔습니다. 임무는 주어진 블레이드 프로파일을 즉시 생성하고 완제품을 연마하고 열 보호 코팅만 적용하는 정밀 주조 기술을 만드는 것입니다. 그다지 중요한 것은 블레이드 본체에 형성되어 냉각 작업을 수행하는 구조입니다.
따라서, 작업가스의 온도를 낮추지 않고 효율적으로 냉각하면서 높은 장기강도를 갖는 블레이드를 만드는 것이 매우 중요하다. 이 문제는 블레이드 본체의 채널과 블레이드 주위에 얇은 공기막이 나타나도록 배출구를 배열하여 해결되었습니다. 이 경우 하나의 돌로 두 마리의 새를 죽입니다. 뜨거운 가스가 블레이드 재료와 접촉하지 않으므로 가열하지 않고 스스로 냉각되지 않습니다.
여기에는 우주 로켓의 열 보호와 몇 가지 비유가 있습니다. 로켓이 조밀한 대기층에 빠른 속도로 진입하면 탄두를 덮고 있는 소위 희생 코팅이 증발하여 타기 시작합니다. 그것은 주요 열 흐름을 취하고 연소 생성물은 일종의 보호 쿠션을 형성합니다. 터빈 블레이드의 설계도 동일한 원리를 기반으로 하며 희생 코팅 대신 공기만 사용됩니다. 사실, 블레이드도 침식과 부식으로부터 보호되어야 합니다.

칼날을 만드는 과정은 다음과 같습니다. 먼저, 기계적 강도와 내열성을 위해 지정된 매개변수를 사용하여 니켈 합금이 생성되며, 이를 위해 니켈에 합금 첨가제(알루미늄 6%, 텅스텐 6~10%, 탄탈륨, 레늄 및 약간의 루테늄)가 도입됩니다. 이를 통해 주조 니켈 기반 합금의 최대 고온 성능을 달성할 수 있습니다(더 많은 레늄을 사용하여 이를 더욱 늘리고 싶지만 엄청나게 비쌉니다). 니오븀 규화물의 사용은 유망한 방향으로 간주되지만 이는 먼 미래의 문제입니다.
그러나 합금은 1450oC의 온도에서 금형에 부어지고 함께 냉각됩니다. 냉각 금속은 결정화되어 개별 등축, 즉 모든 방향에서 거의 동일한 크기의 입자를 형성합니다. 곡물 자체는 클 수도 있고 작을 수도 있습니다. 안정적으로 접착되지 않으며 작업 블레이드가 입자 경계를 따라 파괴되어 조각으로 부서졌습니다. 단 하나의 블레이드도 50시간 이상 지속될 수 없습니다. 그런 다음 우리는 주조 주형의 재료, 즉 코발트 알루미네이트 결정에 개질제를 도입할 것을 제안했습니다. 그들은 중심, 결정화 핵 역할을 하여 입자 형성 과정을 가속화합니다. 입자는 균일하고 작습니다. 새로운 블레이드가 500시간 동안 작동하기 시작했습니다. E.N. Kablov가 개발한 이 기술은 여전히 작동하고 잘 작동합니다. 그리고 VIAM에서는 엄청난 양의 코발트 알루미네이트를 생산하여 공장에 공급합니다.
제트 엔진의 출력이 증가하고 가스 제트의 온도와 압력이 증가했습니다. 그리고 블레이드 금속의 다중 입자 구조가 새로운 조건에서 작동할 수 없다는 것이 분명해졌습니다. 다른 아이디어가 필요했습니다. 발견되어 무대에 올라왔습니다. 기술 개발방향성 결정화로 알려지게 되었습니다. 이는 금속이 응고될 때 등축 입자를 형성하지 않고 블레이드 축을 따라 엄격하게 늘어난 긴 원주형 결정을 형성한다는 것을 의미합니다. 이러한 구조의 블레이드는 파손에 매우 잘 견딥니다. 나는 빗자루의 나뭇가지 하나하나가 쉽게 부러지더라도 부러지지 않는 빗자루에 관한 옛 비유를 즉시 기억합니다.

방향성 결정이 생성되는 방법

패들을 형성하는 결정이 적절하게 성장하도록 하기 위해 용융 금속이 포함된 주형을 가열 영역에서 천천히 제거합니다. 이 경우 액체 금속이 포함된 주형은 물로 냉각된 거대한 구리 디스크 위에 세워져 있습니다. 결정 성장은 바닥에서부터 시작하여 금형이 히터를 빠져나가는 속도와 거의 같은 속도로 올라갑니다. 방향성 결정화 기술을 만들 때 결정화 속도, 히터 온도, 히터와 냉장고 사이의 온도 구배 등 많은 매개변수를 측정하고 계산해야 했습니다. 원주형 결정이 칼날의 전체 길이를 따라 자라는 곰팡이의 움직임. 이러한 조건이 모두 충족되면 칼날 단면의 1제곱센티미터마다 5-7개의 긴 원주형 결정이 자랍니다. 이 기술은 차세대 항공기 엔진의 탄생을 가능하게 했습니다. 그러나 우리는 더 나아갔습니다.
X선 방법을 사용하여 성장한 원주형 결정을 연구한 결과, 전체 블레이드가 하나의 결정으로 만들어질 수 있으며, 이는 파괴가 시작되는 구조의 가장 약한 요소인 입자 간 경계가 없다는 것을 깨달았습니다. 이를 위해 그들은 주어진 방향으로 단 하나의 결정만 성장할 수 있는 시드를 만들었습니다(이러한 시드의 결정학 공식은 0-0-1입니다. 이는 결정이 Z축 방향으로 성장하지만 그렇지 않음을 의미합니다). X-Y 방향으로). 씨앗을 틀의 아래쪽에 놓고 금속을 부어 아래에서 집중적으로 냉각했습니다. 성장하는 단결정은 칼날 모양을 취했습니다.
미국 엔지니어들은 냉각을 위해 수냉식 구리 결정화기를 사용했습니다. 그리고 여러 번의 실험 후에 이를 600-700K 온도의 용융 주석 욕조로 교체했습니다. 이를 통해 필요한 온도 구배를 보다 정확하게 선택하고 제품을 얻을 수 있었습니다. 고품질. VIAM은 단결정 블레이드 성장용 욕조를 갖춘 설비를 구축했습니다. 이는 컴퓨터 제어 기능을 갖춘 매우 진보된 기계입니다.
1990년대 소련이 붕괴되자 이 지역에서는 동독소련 항공기는 주로 MiG 전투기로 남아 있습니다. 그들의 엔진에는 우리가 생산한 블레이드가 있었습니다. 미국인들은 칼날의 금속을 조사한 후 곧 전문가들이 VIAM에 와서 누가 어떻게 그것을 만들었는지 보여달라고 요청했습니다. 그들은 1미터 길이의 단결정 블레이드를 만드는 임무를 부여받았지만 이를 해결할 수 없었습니다. 우리는 전력 터빈용 대형 블레이드의 고경사 주조를 위한 공장을 설계하고 러시아의 Gazprom 및 RAO UES에 우리 기술을 제공하려고 시도했지만 관심을 보이지 않았습니다. 그럼에도 불구하고 우리는 이미 미터 길이의 블레이드 주조를 위한 거의 기성품 산업 설비를 보유하고 있으며 이러한 회사의 경영진에게 이를 구현할 필요성을 설득하려고 노력할 것입니다.

그런데 에너지 부문용 터빈은 VIAM이 해결하고 있는 또 다른 흥미로운 문제입니다. 수명이 다한 항공기 엔진은 가스 파이프라인 압축기 스테이션과 오일 파이프라인 펌프에 전력을 공급하는 발전소에서 사용되기 시작했습니다. 이제 훨씬 더 낮은 온도와 작동 가스 압력에서 훨씬 더 오랫동안 작동할 수 있는 이러한 요구에 맞는 특수 엔진을 만드는 것이 시급해졌습니다. 항공기 엔진의 서비스 수명이 약 500시간이라면 석유 및 가스 파이프라인의 터빈은 20~50,000시간 동안 작동해야 합니다. 작업을 시작한 최초의 회사 중 하나는 Nikolai Dmitrievich Kuznetsov가 이끄는 Samara 디자인 국이었습니다.

내열합금

단결정 블레이드는 단단하게 성장하지 않습니다. 내부에는 냉각을 위한 복잡한 모양의 공동이 있습니다. CIAM과 함께 냉각 효율 계수(블레이드 금속과 작동 가스의 온도 비율)가 직렬 제품보다 거의 1.5배 높은 0.8을 제공하는 캐비티 구성을 개발했습니다.

이는 당사가 차세대 엔진용으로 제공하는 블레이드입니다. 이제 터빈 앞의 가스 온도는 1950K에 거의 도달하지 않으며 새 엔진에서는 2000-2200K에 도달합니다. 이를 위해 우리는 이미 다음을 포함하여 주기율표의 최대 15개 요소를 포함하는 고내열 합금을 개발했습니다. 레늄 및 루테늄, 니켈, 크롬, 알루미늄 및 이트륨을 포함하는 열 보호 코팅, 미래에는 이트륨 산화물로 안정화된 지르코늄 산화물로 만든 세라믹.

1세대 합금에는 티타늄이나 탄탈륨 탄화물 형태의 소량의 탄소가 포함되어 있습니다. 탄화물은 결정 경계를 따라 위치하며 합금의 강도를 감소시킵니다. 우리는 탄화물을 제거하고 레늄으로 대체하여 첫 번째 샘플의 3%에서 마지막 샘플의 12%로 농도를 높였습니다. 우리나라에는 레늄 매장량이 거의 없습니다. 카자흐스탄에는 매장량이 있지만 붕괴 이후 소련그것은 미국인들에 의해 완전히 매입되었습니다. 일본이 영유권을 주장하는 이투루프 섬이 남아 있다. 그러나 우리는 루테늄을 많이 가지고 있으며 새로운 합금에서 레늄을 루테늄으로 성공적으로 대체했습니다.
VIAM의 독창성은 합금, 합금 생산 기술 및 완제품 주조 방법을 개발할 수 있다는 것입니다. 모든 VIAM 직원의 엄청난 양의 작업과 지식이 모든 블레이드에 투입되었습니다.

기술 과학 후보자 I. DEMONIS, VIAM 부국장

"터빈"이라는 주제는 광대한 만큼 복잡합니다. 따라서 전체 공개에 대해 말할 필요는 없습니다. 언제나 그렇듯이 '일반적인 지인'과 '개인의 흥미로운 점'을 다루겠습니다 ...

더욱이 항공터빈의 역사는 일반적인 터빈의 역사에 비해 매우 짧다. 이는 대부분의 내용이 항공과 관련이 없지만 항공기 엔진에서 가스 터빈 사용에 대한 이야기의 기초가 되는 일종의 이론적, 역사적 소풍 없이는 할 수 없음을 의미합니다.

윙윙거리는 소리와 굉음에 대해서...

다소 색다른 방식으로 시작하여 ""에 대해 기억해 봅시다. 이것은 강력한 항공기의 작동을 설명할 때 미디어에서 경험이 부족한 작가가 일반적으로 사용하는 매우 일반적인 문구입니다. 여기에서는 동일한 "항공기 터빈"에 대해 "포효, 휘파람" 및 기타 큰 정의를 추가할 수 있습니다.

많은 사람들에게 꽤 친숙한 단어입니다. 그러나 이해하는 사람들은 실제로 이러한 모든 "소리"에 대한 별명이 제트 엔진의 작동을 전체 또는 부품으로 특징 짓는 경우가 가장 많으며 터빈과는 거의 관련이 없다는 것을 잘 알고 있습니다. 일반 터보제트 엔진 사이클에서 공동 작동 중 상호 영향).

더욱이, 터보제트 엔진(이것이 극찬의 대상임)에서 가스 제트의 반작용을 이용하여 추력을 생성하는 직접 반응 엔진으로서 터빈은 그 일부일 뿐이고 오히려 간접적으로 "우르릉거리는 포효"와 관련되어 있습니다. ".

그리고 하나의 단위로서 어떤 방식으로든 지배적인 역할을 하는 엔진에서 (이들은 간접 반응 엔진이며, 이름이 붙은 것은 아무것도 아닙니다. 가스 터빈) 소리가 더 이상 인상적이지 않거나 항공기 발전소의 완전히 다른 부분(예: 프로펠러)에서 생성됩니다.

즉, 윙윙거리거나 웅얼거리지도 않습니다. 항공기 터빈실제로 적용되지 않습니다. 그러나 이러한 소리의 비효율성에도 불구하고 이는 현대 터보제트 엔진(GTE)의 복잡하고 매우 중요한 장치이며 종종 주요 작동 특성을 결정합니다. 정의에 따르면 어떤 가스 터빈 엔진도 터빈 없이는 작동할 수 없습니다.

따라서 대화는 물론 인상적인 소리와 러시아어 정의의 잘못된 사용에 관한 것이 아니라 흥미로운 단위와 항공과의 관계에 관한 것이지만 이것이 적용되는 유일한 영역과는 거리가 멀습니다. 기술 장치로서 터빈은 "항공기"(또는 비행기) 개념이 등장하기 오래 전에 등장했으며 훨씬 더 나아가 이를 위한 가스 터빈 엔진이 등장했습니다.

역사 + 약간의 이론...

그리고 심지어 아주 오랫동안. 자연력의 에너지를 유용한 작용으로 변환하는 메커니즘이 발명된 이래로. 이와 관련하여 가장 간단하고 따라서 가장 먼저 등장한 것 중 하나는 소위였습니다. 로터리 엔진.

물론 이 정의 자체는 우리 시대에만 나타났습니다. 그러나 그 의미는 엔진의 단순성을 정확하게 결정합니다. 중간장치 없이 자연에너지를 직접 에너지로 변환하여 기계적 힘메인의 회전 운동 전력 요소그러한 엔진은 샤프트입니다.

터빈– 로터리 엔진의 전형적인 대표자. 예를 들어 피스톤 엔진에서는 다음과 같이 말할 수 있습니다. 내부 연소(ICE) 주요 요소는 피스톤입니다. 왕복 운동을 수행하며 출력 샤프트의 회전을 얻으려면 추가 크랭크 메커니즘이 필요하므로 당연히 디자인이 복잡해지고 무거워집니다. 이 점에서 터빈은 훨씬 더 수익성이 높습니다.

그런데 터보제트 엔진인 열기관과 같은 회전식 내연 기관의 경우 일반적으로 "로터리"라는 이름이 사용됩니다.

물 방앗간 터빈 휠

터빈의 가장 잘 알려지고 가장 오래된 응용 중 하나는 (단순히 곡물을 분쇄하는 것이 아니라) 다양한 경제적 필요를 위해 옛날부터 인간이 사용했던 대형 기계식 분쇄기입니다. 그들은 다음과 같이 취급됩니다. 물, 그래서 바람메커니즘.

오랜 기간의 고대 역사(기원전 2세기 경의 첫 번째 언급)와 중세 역사에서 이것은 사실상 인간이 실용적인 목적으로 사용하는 유일한 메커니즘이었습니다. 기술적 상황의 모든 원시성에도 불구하고 사용 가능성은 사용된 작동 유체(물, 공기)의 에너지 변환의 단순성에 있습니다.

풍차는 터빈 바퀴의 한 예입니다.

본질적으로 진정한 회전식 엔진에서는 물이나 공기 흐름의 에너지가 축 동력으로 변환되어 궁극적으로 유용한 작업이 됩니다. 이는 흐름이 작업 표면과 상호 작용할 때 발생합니다. 수차 블레이드또는 풍차 날개. 사실 둘 다 현대 블레이드의 프로토타입입니다. 블레이드 기계, 이는 오늘날 사용되는 터빈입니다(그리고 압축기도 마찬가지입니다).

또 다른 유형의 터빈이 알려져 있는데, 고대 그리스 과학자, 기계공, 수학자, 박물학자인 알렉산드리아의 헤론(Heron of Alexandria)이 처음으로 문서화했습니다(분명히 발명한 것으로 보입니다). 헤론 호 알렉산드루스,1 1세기) 그의 논문 "Pneumatics"에서. 그가 설명한 발명품은 다음과 같습니다. 부유성 , 그리스어로 번역하면 "Aeolus의 공"(바람의 신, Αἴολος – Aeolus (그리스어))을 의미합니다. 필라 -공 (위도)).

왜가리의 애올리파일.

그 안에는 공에 반대 방향의 두 개의 노즐 튜브가 장착되어 있습니다. 증기가 노즐에서 나와 아래에 있는 보일러의 파이프를 통해 볼로 들어가 볼이 회전하게 되었습니다. 아래 그림을 보면 동작이 명확해집니다. 그것은 증기 배출구와 반대 방향으로 회전하는 소위 역 터빈이었습니다. 터빈이 유형에는 반응형이라는 특별한 이름이 있습니다(자세한 내용은 아래 참조).

Heron 자신이 자신의 기계에 작동 유체가 무엇인지 거의 상상하지 못했다는 것은 흥미 롭습니다. 그 시대에 증기는 공기와 동일시되었으며, 이름조차도 이를 증명합니다. Aeolus가 바람, 즉 공기를 명령하기 때문입니다.

Aeolipile은 일반적으로 연소된 연료의 에너지를 에너지로 변환하는 본격적인 열 엔진이었습니다. 기계적 에너지샤프트에서의 회전. 아마도 그것은 역사상 최초의 열기관 중 하나였을 것입니다. 사실, 그 유용성은 아직 "완전하지 않았습니다". 유용한 일발명품을 만들지 않았습니다.

그 당시 알려진 다른 메커니즘 중에서 Aeolipile은 이후 세기에 매우 인기가 있었던 소위 "automata 극장"의 일부였으며 실제로는 불확실한 미래를 가진 흥미로운 장난감이었습니다.

창조의 순간부터 그리고 일반적으로 사람들이 첫 번째 메커니즘에서 자연의 힘(바람의 힘 또는 떨어지는 물의 중력)만을 "분명히 나타내는"시대부터 자신감의 시작까지 연료의 열에너지를 새로 만든 열기관에 이용하여 백년이 넘는 세월이 흘렀습니다.

최초의 그러한 장치는 증기 기관이었습니다. 실제 작업 사례는 17세기 말에 영국에서 발명 및 제작되었으며 탄광에서 물을 펌핑하는 데 사용되었습니다. 나중에 피스톤 메커니즘을 갖춘 증기 엔진이 등장했습니다.

그 후 기술 지식이 발전함에 따라 다양한 디자인의 피스톤 내연 기관, 더 높은 효율성을 갖춘 더 진보된 메커니즘이 "현장에 등장했습니다." 그들은 이미 가스(연소 생성물)를 작동 유체로 사용했으며 이를 가열하기 위해 부피가 큰 증기 보일러가 필요하지 않았습니다.

터빈열기관의 주요 구성요소인 열기관 역시 개발 과정에서 비슷한 경로를 따랐습니다. 그리고 역사상 일부 표본에 대한 별도의 언급이 있지만 특허받은 표본을 포함하여 주목할만한 문서화 된 단위는 19 세기 후반에만 나타났습니다.

모든 시작은 부부였는데...

열 엔진의 중요한 부분인 터빈(나중에 가스 터빈으로도 사용됨) 설계의 거의 모든 기본 원리가 개발된 것은 이 작동 유체를 사용하여 이루어졌습니다.

라발이 특허를 취득한 제트 터빈.

재능 있는 스웨덴 엔지니어와 발명가의 발전은 이와 관련하여 매우 특징적입니다. 구스타브 드 라발(칼 구스타프 패트릭 드 라발). 당시 그의 연구는 구동 속도를 높여 생산성을 크게 높일 수 있는 새로운 우유 분리기를 개발하려는 아이디어와 관련이 있었습니다.

당시의 전통적인(실제로는 유일한) 피스톤을 사용하여 더 높은 회전수(rpm)를 얻습니다. 증기 기관가장 중요한 요소인 피스톤의 높은 관성으로 인해 불가능했습니다. 이를 깨닫고 라발은 피스톤 사용을 중단하기로 결정했습니다.

작품을 보면서 저절로 아이디어가 떠올랐다고 하네요. 샌드블라스팅 기계. 1883년에 그는 이 분야에서 첫 번째 특허(영국 특허 번호 1622)를 받았습니다. 특허받은 장치는 " 증기와 물로 구동되는 터빈».

끝 부분에 테이퍼링 노즐이 만들어진 S 자형 튜브였습니다. 튜브는 중공 축에 장착되어 증기가 노즐에 공급되었습니다. 기본적으로 이 모든 것은 알렉산드리아 헤론의 aeolipile과 다르지 않았습니다.

제조된 장치는 당시 기술에 비해 42,000rpm이라는 높은 속도로 매우 안정적으로 작동했습니다. 회전 속도는 200m/s에 도달했습니다. 그러나 그런 것으로 좋은 매개변수 터빈효율성이 매우 낮았습니다. 그리고 기존의 기술 수준으로 이를 높이려는 시도는 아무 소용이 없었습니다. 왜 이런 일이 일어났나요?

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약간의 이론... 기능에 대해 좀 더 자세히 설명하자면....

언급된 효율성(현대 항공기 터빈의 경우 이는 소위 출력 또는 유효 효율성이라고 함)은 터빈 샤프트를 구동하기 위해 소비된(사용 가능한) 에너지를 사용하는 효율성을 나타냅니다. 즉, 이 에너지 중 어느 부분이 샤프트를 회전시키는 데 유용하게 사용되었는지, 그리고 어느 부분이 " 하수구로 갔다».

방금 날아갔습니다. 설명된 터빈 유형(제트라고 함)의 경우 이 표현이 딱 맞습니다. 이러한 장치는 빠져나가는 가스 흐름(또는 이 경우 증기)의 반력 작용으로 샤프트에서 회전 운동을 받습니다.

동적 팽창 기계인 터빈은 체적 기계(피스톤 기계)와 달리 작동을 위해 작동 유체(가스, 증기)의 압축 및 가열뿐만 아니라 가속도 필요합니다. 여기서 특히 노즐에서는 가속으로 인해 팽창(비체적 증가) 및 압력 강하가 발생합니다. 피스톤 엔진에서는 실린더 챔버의 부피가 증가하기 때문에 이러한 현상이 발생합니다.

결과적으로, 연소된 연료의 열에너지 공급의 결과로 형성된 작동 유체의 큰 위치 에너지는 운동 에너지로 변합니다(물론 다양한 손실은 제외). 그리고 반응력을 통한 운동 (제트 터빈에서) - 기계적인 작업샤프트에.

그리고 효율성은 주어진 상황에서 운동 에너지가 기계 에너지로 얼마나 완벽하게 변환되는지를 알려줍니다. 값이 높을수록 노즐을 떠나는 흐름의 운동 에너지가 줄어듭니다. 환경. 이 남은 에너지를 " 출력 속도에 따른 손실", 이는 나가는 흐름 속도의 제곱에 정비례합니다 (모두가 mС 2/2를 기억할 것입니다).

제트 터빈의 작동 원리.

여기서 우리는 소위 절대 속도 C에 대해 이야기하고 있습니다. 결국 나가는 흐름, 더 정확하게는 각 입자가 직선과 회전이라는 복잡한 운동에 참여합니다. 따라서 절대 속도 C(고정 좌표계 기준)는 터빈 회전 속도 U와 상대 유속 W(노즐 기준 속도)의 합과 같습니다. 합계는 물론 그림에 표시된 벡터입니다.

세그너 휠.

최소한의 손실(및 최대 효율성) 해당 최소 속도 C, 이상적으로는 0과 같아야 합니다. 그리고 이는 W와 U가 동일한 경우에만 가능합니다(그림에서 볼 수 있듯이). 이 경우의 주변 속도(U)는 다음과 같습니다. 최적의.

이러한 평등은 수력 터빈(예: 세그너 휠), 노즐에서 액체가 유출되는 속도(속도 W와 유사)가 상대적으로 작기 때문입니다.

그러나 가스나 증기의 동일한 속도 W는 액체와 가스의 밀도 차이가 크기 때문에 훨씬 더 큽니다. 따라서 상대적으로 낮은 압력인 5atm에 불과합니다. 수력 터빈은 배기 속도가 31m/s에 불과하고 증기 터빈은 455m/s에 불과합니다. 즉, 상당히 낮은 압력(단지 5기압)에서도 라발 제트 터빈은 높은 효율을 보장하기 위해 450m/s 이상의 주변 속도를 가져야 한다는 것이 밝혀졌습니다.

당시 기술 개발 수준에서는 이는 불가능했습니다. 그것은 할 수 없었다 믿을 수 있는 디자인이 매개변수를 사용하세요. 상대 속도(W)를 줄여 최적의 주변 속도를 줄이는 것도 의미가 없습니다. 이는 온도와 압력을 줄여 전체 효율을 줄여야 가능하기 때문입니다.

액티브 라발 터빈...

Laval 제트 터빈은 더 이상 개선되지 않았습니다. 이러한 노력에도 불구하고 상황은 막다른 골목에 이르렀습니다. 그런 다음 엔지니어는 다른 길을 택했습니다. 1889년에 그는 나중에 능동형이라고 불리는 다른 유형의 터빈에 대한 특허를 받았습니다. 해외 (영어로) 이제는 이렇게 불립니다. 임펄스 터빈, 즉 펄스입니다.

특허에서 청구된 장치는 이동식 터빈 휠(또는 디스크)의 테두리에 장착된 버킷 모양의 블레이드에 증기를 공급하는 하나 이상의 고정 노즐로 구성되었습니다.

Laval이 특허를 취득한 능동형 단일 스테이지 증기 터빈.

이러한 터빈의 작업 과정은 다음과 같습니다. 증기는 운동 에너지가 증가하고 압력이 떨어지면서 노즐에서 가속되고 작업 블레이드의 오목한 부분에 떨어집니다. 임펠러 블레이드에 충격이 가해 회전이 시작됩니다. 또는 제트의 충격 작용으로 인해 회전이 발생한다고 말할 수도 있습니다. 그래서 영어 이름이 충동터빈.

더욱이, 거의 일정한 견갑골 간 운하에서 교차 구역, 흐름은 속도(W)와 압력을 변경하지 않지만 방향을 변경합니다. 즉, 큰 각도(최대 180°)로 회전합니다. 즉, 노즐 출구와 블레이드 간 채널 입구에서 절대 속도 C 1, 상대 W 1, 주변 속도 U.

출력에서는 각각 C 2, W 2 및 동일한 U입니다. 이 경우 W 1 = W 2, C 2< С 1 – из-за того, что часть кинетической энергии входящего потока превращается в механическую на валу турбины (импульсное воздействие) и абсолютная скорость падает.

이 프로세스는 원칙적으로 단순화된 그림으로 표시됩니다. 또한 프로세스 설명을 단순화하기 위해 여기에서는 절대 속도와 주변 속도의 벡터가 거의 평행하고 임펠러에서 흐름 방향이 180° 변경된다고 가정합니다.

활성 터빈 단계의 증기(가스) 흐름.

속도를 절대값으로 고려하면 W 1 = C 1 – U, C 2 = W 2 – U를 알 수 있습니다. 따라서 위의 내용을 바탕으로 최적 모드의 경우 효율성이 최대 값을 취하고 손실이 출력 속도는 최소(즉, C 2 = 0) 경향이 있으며 C 1 = 2U 또는 U = C 1 /2입니다.

우리는 능동 터빈에 대해 다음을 발견했습니다. 최적의 주변 속도노즐에서 나오는 배기 속도의 절반, 즉 이러한 터빈의 부하가 제트 터빈의 절반이고 더 높은 효율을 얻는 작업이 더 쉽습니다.

따라서 앞으로도 라발은 이러한 유형의 터빈을 계속 개발했습니다. 그러나 필요한 주변 속도가 감소했음에도 불구하고 여전히 상당히 큰 상태로 유지되어 똑같이 큰 원심력 및 진동 하중이 수반되었습니다.

능동 터빈의 작동 원리.

그 결과 구조적, 강도 문제뿐 아니라 불균형 제거 문제도 발생했는데, 이 문제는 종종 큰 어려움으로 해결되었습니다. 이 밖에도 당시의 여건상 해결되지 않은, 해결 불가능한 다른 요인들이 있었고, 이는 결국 이 터빈의 효율을 감소시켰습니다.

예를 들어 블레이드의 공기 역학적 결함으로 인해 블레이드의 성능이 저하되었습니다. 유압 손실, 개별 증기 제트의 맥동 효과. 실제로 한 번에 이러한 제트(또는 제트)의 작용을 감지하는 활성 블레이드는 단 몇 개 또는 심지어 하나의 블레이드일 수 있습니다. 나머지는 한가하게 움직여 추가적인 저항을 생성했습니다(증기 분위기에서).

이것은 터빈온도와 증기압을 높여 출력을 높일 수 있는 방법이 없었습니다. 이렇게 하면 주변 속도가 증가하고 동일한 설계 문제로 인해 절대 허용할 수 없는 결과가 발생했기 때문입니다.

또한, 출력 증가(주속 속도 증가에 따른)도 다른 이유로 부적절했습니다. 이에 비해 터빈 에너지의 소비자는 저속 장치였습니다(이를 위해 발전기가 계획되었습니다). 따라서 Laval은 터빈 샤프트와 소비자 샤프트의 운동학적 연결을 위한 특수 기어박스를 개발해야 했습니다.

활성 라발 터빈과 기어박스의 질량과 치수의 비율.

이러한 샤프트의 속도 차이가 크기 때문에 기어박스는 부피가 매우 크고 터빈 자체보다 크기와 무게가 훨씬 더 컸습니다. 전력이 증가하면 이러한 장치의 크기가 훨씬 더 커집니다.

결국 라발 액티브 터빈상대적으로 저전력 장치 (최대 350 마력의 작동 장치)였으며 비용이 많이 들고 (대규모 개선으로 인해) 기어 박스가 포함되어있어 부피도 상당히 컸습니다. 이 모든 것이 경쟁력을 떨어뜨리고 대량 적용을 배제하게 만들었습니다.

흥미로운 사실은 건설적인 원리 Laval의 능동 터빈은 실제로 그가 발명한 것이 아닙니다. 그의 연구가 나타나기 250년 전, 이탈리아 엔지니어이자 건축가인 Giovanni Branca가 쓴 "Le Machine"("기계")이라는 책이 1629년 로마에서 출판되었습니다.

다른 메커니즘 중에는 증기 보일러, 증기 공급 튜브(노즐), 활성 터빈 임펠러, 기어박스 등 Laval이 제작한 모든 주요 구성 요소가 포함된 "스팀 휠"에 대한 설명이 포함되어 있습니다. 따라서 라발 이전에 이러한 모든 요소는 이미 알려져 있었고, 그의 장점은 이 모든 요소를 실제로 함께 작동하게 만들고 극도로 관여했다는 것입니다. 복잡한 문제메커니즘을 전체적으로 개선합니다.

Giovanni Branca의 증기 능동 터빈.

흥미롭게도 가장 많은 것 중 하나는 알려진 기능그의 터빈은 로터 블레이드에 증기를 공급하는 노즐 디자인이었습니다 (동일한 특허에서 별도로 언급되었습니다). 여기에서는 제트 터빈과 마찬가지로 일반 테이퍼링 노즐이 수축-확장. 이후 이러한 유형의 노즐을 라발 노즐이라고 부르기 시작했습니다. 이를 통해 상당히 낮은 손실로 가스(증기) 흐름을 초음속으로 가속할 수 있습니다. 그들에 대해.

따라서 Laval이 터빈을 개발할 때 어려움을 겪었고 결코 극복할 수 없었던 주요 문제는 높은 주변 속도였습니다. 그러나 이 문제에 대한 상당히 효과적인 해결책이 이미 제안되었으며 심지어 이상하게도 Laval 자신도 제안했습니다.

다단계…

같은 해(1889년)에 위에서 설명한 능동 터빈이 특허를 받았을 때 엔지니어는 하나의 임펠러(디스크)에 장착된 두 개의 평행한 열의 로터 블레이드가 있는 능동 터빈을 개발했습니다. 소위였죠 2단 터빈.

작업블레이드에도 1단 블레이드와 마찬가지로 노즐을 통해 증기가 공급되었습니다. 두 줄의 작업 블레이드 사이에 한 줄의 고정 블레이드가 설치되어 첫 번째 단계의 블레이드에서 나오는 흐름을 두 번째 작업 블레이드로 리디렉션했습니다.

단일 단계 제트 터빈(Laval)의 주변 속도를 결정하기 위해 위에 제안된 단순화된 원리를 사용하면 2단계 터빈의 경우 회전 속도는 배기 속도보다 더 이상 2배가 아니라 4배 더 낮습니다. 노즐에서.

커티스 휠의 원리와 그 안의 매개변수 변경.

이는 Laval이 제안했지만 사용하지 않았으며 증기 및 가스의 현대 터빈에서 적극적으로 사용되는 낮은 최적 주변 속도 문제에 대한 가장 효과적인 솔루션입니다. 다단계…

이는 전체 터빈의 큰 가용 에너지가 어떤 방식으로든 단계 수에 따라 부분으로 분할될 수 있으며, 이러한 각 부분은 별도의 단계에서 활성화된다는 것을 의미합니다. 이 에너지가 낮을수록 작업 블레이드로 들어가는 작동 유체(증기, 가스)의 속도가 느려지므로 최적의 주변 속도도 낮아집니다.

즉, 터빈 스테이지 수를 변경하면 샤프트의 회전 속도를 변경하고 그에 따라 부하를 변경할 수 있습니다. 또한 다단계 운전을 통해 에너지 차이가 큰 터빈을 운전할 수 있습니다. 즉, 고효율 지표를 유지하면서 출력을 높일 수 있습니다.

Laval은 프로토타입이 제작되었지만 2단 터빈에 대한 특허를 취득하지 않았으므로 1896년에 유사한 장치에 대한 특허를 받은 미국 엔지니어 Charles Curtis(Curtis 휠(또는 디스크))의 이름을 따서 명명되었습니다.

그러나 훨씬 이전인 1884년에 영국 엔지니어 Charles Algernon Parsons가 최초의 실제 제품을 개발하고 특허를 받았습니다. 다단식 증기 터빈. 그 이전에는 사용 가능한 에너지를 단계적으로 나누는 것의 유용성에 대해 다양한 과학자와 엔지니어들이 많은 진술을 했지만 그는 그 아이디어를 하드웨어로 변환한 최초의 사람이었습니다.

다단계 능동 반응형 파슨스 터빈(분해됨).

동시에 그의 터빈최신 장치에 더 가깝게 만드는 기능이 있었습니다. 그 안에서 증기는 고정 블레이드로 형성된 노즐뿐만 아니라 특수 프로파일 작업 블레이드로 형성된 채널에서도 부분적으로 팽창하고 가속되었습니다.

이 유형의 터빈은 일반적으로 제트 터빈이라고 부르지만 이름은 매우 임의적입니다. 실제로 이는 순수 반응형 Heron-Laval 터빈과 순수 활성 Laval-Branca 터빈 사이의 중간 위치를 차지합니다. 디자인으로 인해 작업 블레이드는 활성 및 반응 원리전반적인 과정에 있습니다. 따라서 그러한 터빈을 호출하는 것이 더 정확할 것입니다 활성-반응성, 종종 수행됩니다.

다단계 Parsons 터빈의 다이어그램.

Parsons는 다양한 유형의 다단 터빈을 연구했습니다. 그의 디자인 중에는 위에서 설명한 축형 디자인(작동 유체가 회전축을 따라 이동함)뿐만 아니라 방사형 디자인(증기가 방사형 방향으로 이동함)도 있었습니다. 그의 3단계 순수 활성 터빈 "Heron"은 소위 Heron 바퀴가 사용되는 것으로 잘 알려져 있습니다(핵심은 aeolipile의 것과 동일함).

제트 터빈 "헤론".

그 후 1900년대 초반부터 증기 터빈 건설이 급속히 추진력을 얻었고 파슨스가 그 선두에 있었습니다. 다단계 터빈에는 해군 함정, 첫 번째 실험용 선박(배 "Turbinia", 1896, 배수량 44톤, 속도 60km/h - 당시 전례 없는 선박), 그 다음에는 군용 선박(예: 전함 "Dreadnought", 18000)이 장착되었습니다. 톤, 속도 40km/h, 터빈 출력 24,700hp) 및 승객(예 - 동일한 유형의 "Mauritania" 및 "Lusitania", 40,000톤, 속도 48km/h, 터보 출력 70,000hp). 동시에, 예를 들어 발전소의 구동 장치로 터빈을 설치하는 등 고정식 터빈 건설이 시작되었습니다(시카고의 Edison Company).

가스터빈에 대해서...

그러나 우리의 주요 주제 인 항공으로 돌아가서 상당히 분명한 점 하나에 주목해 보겠습니다. 증기 터빈 작동에서 명확하게 눈에 띄는 성공은 정확히 동시에 개발이 빠르게 진행되고 있던 항공에 구조적, 근본적인 중요성만을 가질 수 있습니다.

애플리케이션 증기 터빈명백한 이유로 항공기 발전소로서 매우 의심스러웠습니다. 항공 터빈근본적으로 유사하지만 훨씬 더 수익성이 높은 가스 터빈이 될 수 있습니다. 그러나 모든 것이 그렇게 간단하지는 않았습니다 ...

60년대 인기 책 "엔진 창조자"의 저자인 Lev Gumilyovsky에 따르면, 1902년 어느 날, 증기 터빈 건설의 급속한 발전이 시작되던 시기에 실제로 주요 이데올로기 중 한 명인 Charles Parsons가 설립되었습니다. 당시 이 사업은 일반적으로 다음과 같은 유머러스한 질문을 받았습니다. 가스 엔진을 "파소나이즈"하는 것이 가능합니까?"(터빈을 암시).

대답은 절대적으로 결정적인 형태로 표현되었습니다. 나는 가스 터빈이 결코 만들어지지 않을 것이라고 생각합니다. 그것에 대해 두 가지 방법이 없습니다." 그 엔지니어는 선지자가 되는 데 실패했지만, 의심할 바 없이 그렇게 말할 이유가 있었습니다.

가스 터빈의 사용, 특히 증기 터빈 대신 항공 분야에서의 사용을 의미하는 경우 긍정적인 측면이 분명하기 때문에 유혹적이었습니다. 모든 전력 기능을 갖춘 증기 생성을 위한 거대하고 부피가 큰 장치(보일러) 또는 냉각을 위한 똑같이 큰 장치 및 시스템(응축기, 냉각탑, 냉각 연못 등)이 필요하지 않습니다.

가스 터빈 엔진용 히터는 엔진 내부에 위치하며 공기 흐름에서 직접 연료를 연소시키는 작고 컴팩트한 히터입니다. 그리고 그에겐 냉장고도 없어요. 혹은 오히려 존재하지만 배기가스가 대기권, 즉 냉장고로 배출되기 때문에 마치 가상처럼 존재하는 것이다. 즉, 열기관에 필요한 모든 것을 사용할 수 있으면서도 동시에 모든 것이 콤팩트하고 단순합니다.

사실, 증기 터빈 플랜트는 "실제 냉장고"(응축기 없음) 없이도 가능하고 증기를 대기 중으로 직접 방출할 수 있지만 효율성을 잊어버릴 수 있습니다. 이에 대한 예는 증기 기관차입니다. 실제 효율은 약 6%이고 에너지의 90%가 굴뚝으로 날아갑니다.

그러나 이러한 가시적인 장점과 함께 상당한 단점도 있으며, 이는 일반적으로 Parsons의 범주적인 답변의 기초가 되었습니다.

작업 사이클의 후속 구현을 위한 작동 유체 압축. 그리고 터빈에서...

증기 터빈 플랜트의 작동 사이클(랭킨 사이클)에서 물 압축 작업은 작으며 따라서 이 기능을 수행하는 펌프에 대한 요구 사항과 효율성도 작습니다. 반대로 공기가 압축되는 가스 터빈 엔진 사이클에서 이 작업은 매우 인상적이며 터빈의 가용 에너지 대부분이 여기에 소비됩니다.

이는 터빈을 설계할 수 있는 유용한 작업의 비율을 줄입니다. 따라서 효율성과 경제성 측면에서 공기 압축 장치에 대한 요구 사항이 매우 높습니다. 최신 항공 가스 터빈 엔진(주로 축형)의 압축기와 터빈과 함께 고정 장치의 압축기는 복잡하고 값비싼 장치입니다. 그들에 대해.

온도…

이는 항공 터빈을 포함한 가스 터빈의 주요 문제입니다. 사실 증기 터빈 설치에서 팽창 과정 후 작동 유체의 온도가 냉각수의 온도에 가까우면 가스 터빈에서는 수백도에 도달합니다.

이는 많은 양의 에너지가 (냉장고와 같은) 대기로 방출됨을 의미하며 이는 물론 열 효율이 특징인 전체 작동 사이클의 효율성에 부정적인 영향을 미칩니다. eta t = Q 1 – Q 2 / 질문 1 . 여기서 Q 2는 대기로 방출되는 동일한 에너지입니다. Q 1 - 히터(연소실 내)에서 공정에 공급되는 에너지입니다.

이러한 효율을 높이려면 Q1을 높여야 하는데, 이는 터빈 앞(즉, 연소실)의 온도를 높이는 것과 같다. 그러나 문제는 이 온도를 높이는 것이 항상 가능한 것은 아니라는 것입니다. 최대값은 터빈 자체에 의해 제한되며 여기서 주요 조건은 강도입니다. 터빈은 높은 온도와 높은 원심력이 결합된 매우 어려운 조건에서 작동합니다.

가스 터빈 엔진의 출력과 추력 능력(주로 온도에 따라 다름)을 항상 제한해 왔으며 종종 터빈의 복잡성과 비용 상승의 원인이 되는 것이 바로 이 요소입니다. 이러한 상황은 우리 시대에도 계속되었습니다.

그리고 파슨스 시대에는 야금 산업이나 공기 역학 과학 모두 효율적이고 경제적인 압축기와 고온 터빈을 만드는 문제에 대한 해결책을 아직 제공할 수 없었습니다. 적절한 이론도, 꼭 필요한 내열, 내열재료도 없었습니다.

그럼에도 불구하고 시도는 있었습니다...

그럼에도 불구하고 늘 그렇듯 겁을 내지 않는(혹은 이해하지 못하는 분들도 계셨습니다 :-)) 가능한 어려움. 가스 터빈을 만들려는 시도는 멈추지 않았습니다.

더욱이 파슨스 자신이 다단계 터빈에 대한 첫 번째 특허에서 "터빈" 활동이 시작될 때 증기 외에 연료 연소 생성물에서도 작동 가능성을 언급했다는 점은 흥미 롭습니다. 거기도 고려됐지 가능한 변형작동 중인 가스터빈 엔진 액체 연료압축기, 연소실 및 터빈이 있습니다.

연기를 뱉어냅니다.

아무런 이론 없이 가스 터빈을 사용하는 사례는 오랫동안 알려져 왔습니다. 분명히 Heron조차도 "오토마타 극장"에서 에어 제트 터빈의 원리를 사용했습니다. 소위 "연기 꼬치"는 꽤 널리 알려져 있습니다.

그리고 이탈리아 사람(엔지니어, 건축가, Giovanni Branca, Le Machine)이 이미 언급한 책에는 Giovanni Branca 그림이 있습니다. 불의 바퀴" 그 안에서 터빈 휠은 화재(또는 난로)의 연소 생성물과 함께 회전합니다. Branca 자신이 대부분의 자동차를 만들지 않고 창작에 대한 아이디어만을 표현한 것이 흥미 롭습니다.

조반니 브랑카의 '불의 바퀴'.

이 모든 "연기 및 불 바퀴"에는 공기 (가스) 압축 단계가 없었고 압축기도 없었습니다. 위치에너지, 즉 연료 연소 시 공급된 열에너지가 가스터빈 회전을 위한 운동에너지(가속도)로 변환되는 것은 따뜻한 질량이 위로 올라갈 때 중력의 작용으로만 발생했다. 즉, 대류현상을 이용하였다.

물론 이러한 "유닛"은 예를 들어 운전용 실제 기계용입니다. 차량사용할 수 없었습니다. 그러나 1791년 영국인 존 바버(John Barber)는 가장 중요한 구성 요소 중 하나가 가스 터빈인 "말 없는 운송 기계"에 대한 특허를 받았습니다. 이는 가스터빈에 대한 최초의 공식 등록 특허였습니다.

가스 터빈이 장착된 John Barber 엔진.

이 기계는 특수 가스 발생기(레토르트)에서 가열된 목재, 석탄 또는 석유에서 얻은 가스를 사용했으며, 냉각 후 피스톤 압축기로 들어가서 공기와 함께 압축되었습니다. 다음으로, 혼합물을 연소실에 공급한 후 연소 생성물을 회전시켰습니다 터빈. 물은 연소실을 냉각하는 데 사용되었으며 생성된 증기도 터빈으로 보내졌습니다.

당시의 기술 개발 수준으로는 아이디어를 실현할 수 없었습니다. 가스 터빈이 장착된 Barber 기계의 현재 모델은 하노버 산업 박람회를 위해 Kraftwerk-Union AG가 1972년에만 제작했습니다.

19세기 전반에 걸쳐 가스 터빈 개념의 개발은 위에서 설명한 이유로 인해 매우 느리게 진행되었습니다. 주목할만한 사례는 거의 없었습니다. 압축기와 높은 온도는 극복할 수 없는 걸림돌로 남아 있었습니다. 공기를 압축하기 위해 팬을 사용하고 구조 요소를 냉각하기 위해 물과 공기를 사용하려는 시도가 있었습니다.

엔진 F. Stolze. 1 - 축 압축기, 2 - 축 터빈, 3 - 열교환기.

1872년에 특허를 받았으며 설계가 현대 가스 터빈 엔진과 매우 유사한 독일 엔지니어 Franz Stolze의 잘 알려진 가스 터빈 엔진의 예가 있습니다. 그 안에는 다단 축류 압축기와 다단 축류 터빈이 동일한 샤프트에 위치했습니다.

재생열교환기를 통과한 공기는 두 부분으로 나누어졌습니다. 하나는 연소실로 들어가고, 두 번째는 터빈으로 들어가기 전에 연소 생성물과 혼합되어 온도를 낮춥니다. 이것이 소위 2차 공기, 그 사용은 현대 가스 터빈 엔진에 널리 사용되는 기술입니다.

Stolze 엔진은 1900~1904년에 테스트되었지만 압축기 품질이 낮고 터빈 전면 온도가 낮아 매우 비효율적인 것으로 나타났습니다.

20세기 전반기 동안 가스 터빈은 증기 터빈과 적극적으로 경쟁하거나 피스톤 내연 기관을 적절하게 대체할 수 있는 가스 터빈 엔진의 일부가 될 수 없었습니다. 엔진에서의 사용은 주로 보조였습니다. 예를 들어, 충전 장치항공 엔진을 포함한 피스톤 엔진에서.

그러나 40년대 초부터 상황은 급변하기 시작했다. 마지막으로 새로운 내열 합금이 생성되어 터빈 앞의 가스 온도를 획기적으로 높일 수 있었고(최대 800˚C 이상) 효율이 높은 매우 경제적인 합금이 등장했습니다.

이를 통해 효율적인 가스 터빈 엔진을 제작할 수 있었을 뿐만 아니라 상대적으로 가볍고 컴팩트한 출력을 결합하여 항공기에서 사용할 수 있게 되었습니다. 제트 항공 및 항공기 가스 터빈 엔진의 시대가 시작되었습니다.

항공 가스터빈 엔진의 터빈…

그래서... 항공 터빈의 주요 적용 분야는 가스 터빈 엔진입니다. 여기서 터빈은 힘든 작업을 수행합니다. 압축기를 회전시키는 것입니다. 더욱이, 다른 열기관과 마찬가지로 가스 터빈 엔진에서도 팽창 일이 압축 일보다 큽니다.

그리고 터빈은 정확하게 팽창 기계이며 가스 흐름의 사용 가능한 에너지 중 일부만 압축기에서 소비합니다. 나머지 부분(때때로 호출됨) 자유 에너지)은 엔진의 종류와 디자인에 따라 유용하게 사용될 수 있습니다.

무료 터빈을 갖춘 TVAD Makila 1a1 계획.

터보샤프트 엔진 AMAKILA 1A1.

헬리콥터 가스 터빈 엔진과 같은 간접 반응 엔진의 경우 프로펠러를 회전시키는 데 소비됩니다. 이 경우 터빈은 가장 자주 두 부분으로 나뉩니다. 첫 번째는 압축기 터빈. 두 번째는 나사를 조이는 것입니다. 무료 터빈. 독립적으로 회전하며 가스 역학적으로만 압축기 터빈에 연결됩니다.

직접 반응 엔진(제트 엔진 또는 제트 엔진)에서 터빈은 압축기를 구동하는 데에만 사용됩니다. TVAD에서 자유 터빈을 회전시키는 나머지 자유 에너지는 노즐에서 활성화되어 운동 에너지로 바뀌어 제트 추력을 생성합니다.

이러한 극단 사이의 중간에 위치합니다. 그 안에서 자유 에너지의 일부는 프로펠러를 구동하는 데 소비되고 일부는 출력 장치(노즐)에서 제트 추력을 형성합니다. 사실, 전체 엔진 추력에서 차지하는 비중은 작습니다.

단일 샤프트 터보프롭 엔진 DART RDa6의 다이어그램. 공통 엔진 샤프트의 터빈.

롤스로이스 DART RDa6 터보프롭 단일 샤프트 엔진.

설계상 터보프롭 엔진은 자유 터빈이 구조적으로 분리되지 않고 하나의 장치로서 압축기와 프로펠러를 동시에 구동하는 단일 샤프트일 수 있습니다. Rolls-Royce DART RDa6 극장과 유명한 AI-20 극장의 예입니다.

프로펠러를 구동하고 나머지 엔진 구성 요소(가스-동적 결합)에 기계적으로 연결되지 않는 별도의 자유 터빈을 갖춘 터보프롭 엔진도 있을 수 있습니다. 예를 들어 다양한 수정(비행기)의 PW127 엔진 또는 Pratt & Whitney Canada PT6A 터보프롭 엔진이 있습니다.

무료 터빈을 갖춘 Pratt & Whitney Canada PT6A 계획.

엔진 프랫 앤 휘트니 캐나다 PT6A.

자유 터빈을 갖춘 PW127 터보프롭 엔진의 계획.

물론 모든 유형의 가스 터빈 엔진에서 탑재량에는 엔진 및 항공기 시스템의 작동을 보장하는 장치도 포함됩니다. 이들은 일반적으로 펌프, 연료 및 유압 발전기, 전기 발전기 등입니다. 이러한 모든 장치는 대부분 터보차저 샤프트에서 구동됩니다.

터빈의 종류에 대해.

실제로 종류가 꽤 많습니다. 예를 들어 축, 방사형, 대각선, 방사형 축, 회전 블레이드 등의 이름이 있습니다. 항공에서는 처음 두 개만 사용되며 방사형은 매우 드뭅니다. 이 두 터빈 모두 내부의 가스 흐름 특성에 따라 이름이 지정되었습니다.

방사형.

방사형에서는 반경을 따라 흐릅니다. 게다가 방사형에서는 항공기 터빈더 높은 효율을 제공하는 구심성 흐름 방향이 사용됩니다(비항공 실무에서는 원심 방향도 있음).

방사형 터빈 스테이지는 임펠러와 입구에서 흐름을 형성하는 고정 블레이드로 구성됩니다. 블레이드는 블레이드 간 채널이 테이퍼링 구성, 즉 노즐이 되도록 프로파일링됩니다. 이 모든 블레이드는 장착되는 본체 요소와 함께 호출됩니다. 노즐 장치.

방사형 구심성 터빈의 다이어그램(설명 포함)

임펠러는 특별히 프로파일된 블레이드가 있는 임펠러입니다. 가스가 블레이드 사이의 좁은 채널을 통과하여 블레이드에 작용할 때 임펠러가 회전합니다.

방사형 구심성 터빈의 임펠러.

방사형 터빈그들은 매우 간단하며 임펠러에는 적은 수의 블레이드가 있습니다. 임펠러의 동일한 응력에서 방사형 터빈의 가능한 원주 속도는 축형 터빈의 원주 속도보다 크므로 더 많은 양의 에너지(열 차이)를 생성할 수 있습니다.

그러나 이러한 터빈은 유동 면적이 작고 축형 터빈에 비해 동일한 치수로 충분한 가스 흐름을 제공하지 않습니다. 즉, 상대 직경 치수가 너무 커서 단일 엔진에서의 배열이 복잡해집니다.

또한, 큰 유압 손실로 인해 다단계 방사형 터빈을 만드는 것이 어렵고, 이로 인해 가스 팽창 정도가 제한됩니다. 또한 이러한 터빈을 냉각하는 것도 어렵기 때문에 가능한 최대 가스 온도가 낮아집니다.

따라서 항공 분야에서 방사형 터빈의 사용은 제한적입니다. 주로 가스 소비가 적은 저전력 장치에 사용되며 보조 메커니즘 및 시스템이나 모형 항공기 및 소형 무인 항공기의 엔진에 가장 많이 사용됩니다.

최초의 Heinkel He 178 제트기.

방사형 터빈을 갖춘 Heinkel HeS3 터보제트 엔진.

추진 항공기 제트 엔진의 구성 요소로 방사형 터빈을 사용하는 몇 안되는 예 중 하나는 최초의 실제 제트 항공기인 Heinkel He 178 터보제트 Heinkel HeS 3의 엔진입니다. 사진은 그러한 터빈의 무대 요소를 명확하게 보여줍니다. 이 엔진의 매개변수는 사용 가능성과 완전히 일치했습니다.

축방향 항공기 터빈.

이는 현재 비행 중 항공기 가스 터빈 엔진에 사용되는 유일한 유형의 터빈입니다. 엔진의 터빈에서 얻은 샤프트의 기계적 작업의 주요 소스는 임펠러, 더 정확하게는 이러한 임펠러에 설치되고 에너지로 충전된 가스 흐름(압축 및 가열)과 상호 작용하는 임펠러 블레이드(RL)입니다.

작업자 앞에 설치된 고정 블레이드의 크라운은 흐름의 올바른 방향을 구성하고 가스의 위치 에너지를 운동 에너지로 변환하는 데 참여합니다. 즉, 팽창 과정에서 가스가 감소하면서 가속됩니다. 압력.

장착되는 하우징 요소가 완비된 이러한 블레이드를 블레이드라고 합니다. 노즐 장치(SA). 작업 블레이드를 갖춘 노즐 장치는 다음과 같습니다. 터빈 스테이지.

프로세스의 본질... 말한 내용의 일반화...

위에서 언급한 작업 블레이드와의 상호 작용 과정에서 흐름의 운동 에너지는 기계 에너지로 변환되어 엔진 샤프트를 회전시킵니다. 축 터빈의 이러한 변환은 두 가지 방식으로 발생할 수 있습니다.

단일 스테이지 능동 터빈의 예. 경로에 따른 매개변수의 변화가 표시됩니다.

1. 압력을 변경하지 않고 터빈 단계에서 상대 유속의 크기(방향만 눈에 띄게 변경됨 - 흐름의 회전); 2. 압력이 떨어지면 상대 유속이 증가하고 스테이지에서 방향이 약간 변경됩니다.

첫 번째 방법을 사용하여 작동하는 터빈을 활성이라고 합니다. 가스 흐름은 블레이드 주위를 흐르는 방향의 변화로 인해 블레이드에 적극적으로(펄스) 영향을 미칩니다. 두 번째 방법으로 - 제트 터빈. 여기서, 충격 효과 외에도 흐름은 반력을 사용하여 로터 블레이드에 간접적으로(간단히 말하면) 영향을 미치며, 이는 터빈의 출력을 증가시킵니다. 로터 블레이드의 특수 프로파일링을 통해 추가적인 반응 동작이 달성됩니다.

위에서는 모든 터빈(항공 터빈뿐만 아니라)에 대한 일반적인 활동 및 반응성의 개념이 언급되었습니다. 그러나 현대 항공 가스 터빈 엔진은 축방향 제트 터빈만을 사용합니다.

축형 가스 터빈 단계에서 매개변수 변경.

레이더에 대한 힘 효과가 두 배가 되므로 이러한 축형 터빈이라고도 합니다. 활성-반응성, 아마도 더 정확할 것입니다. 이러한 유형의 터빈은 공기역학적으로 더 유리합니다.

이러한 터빈의 스테이지에 포함된 노즐 장치의 고정 블레이드는 큰 곡률을 가지므로 블레이드 간 채널의 단면이 입구에서 출구로 감소합니다. 즉 단면적 f 1 이 더 작습니다. 단면적 f 0 보다. 결과는 점점 가늘어지는 제트 노즐의 프로파일입니다.

그 뒤에 오는 작업 블레이드도 더 큰 곡률을 갖습니다. 또한 다가오는 흐름(벡터 W 1)과 관련하여 파손을 방지하고 블레이드 주위의 올바른 흐름을 보장하도록 위치합니다. 특정 반경에서 RL은 또한 점점 가늘어지는 견갑골 간 채널을 형성합니다.

무대 작업 항공 터빈.

가스는 축에 가까운 이동 방향과 속도 C 0(아음속)으로 노즐 장치에 접근합니다. 흐름의 압력 P 0, 온도 T 0. 견갑골간 채널을 통과하면서 흐름은 각도 α 1 = 20°-30°로 회전하면서 속도 C 1로 가속됩니다. 이 경우 압력과 온도는 각각 P 1 및 T 1 값으로 떨어집니다. 흐름의 위치 에너지 중 일부는 운동 에너지로 변환됩니다.

축형 터빈 스테이지의 가스 흐름 이동 그림.

작업 블레이드는 주변 속도 U로 움직이기 때문에 흐름은 C 1과 U의 차이(벡터 방식)에 의해 결정되는 상대 속도 W 1로 RL의 블레이드 간 채널로 들어갑니다. 채널을 통과하는 흐름은 블레이드와 상호 작용하여 블레이드에 공기 역학적 힘 P를 생성하고, 원주 방향 구성 요소인 Pu는 터빈을 회전시킵니다.

블레이드 사이의 채널이 좁아짐에 따라 흐름은 속도 W 2(반응 원리)로 가속되는 동시에 회전합니다(활성 원리). 절대 유속 C 1은 C 2로 감소합니다. 흐름의 운동 에너지는 터빈 샤프트에서 기계적 에너지로 변환됩니다. 압력과 온도는 각각 P 2 및 T 2 값으로 떨어집니다.

스테이지를 통과할 때 절대 유속은 C 0 에서 속도 C 2 의 축 투영까지 약간 증가합니다. 현대식 터빈에서 이 투영은 스테이지당 200~360m/s의 값을 갖습니다.

계단은 각도 α 2 가 90°에 가까워지도록 프로파일링됩니다. 그 차이는 대개 5-10°입니다. 이는 C 2 값이 최소가 되도록 하기 위해 수행됩니다. 이는 터빈의 마지막 단계(첫 번째 또는 중간 단계에서 편차)에 특히 중요합니다. 직각최대 25°). 그 이유는 출력 속도에 따른 손실, 이는 속도 C 2의 크기에 따라 달라집니다.

이는 한때 Laval이 첫 번째 터빈의 효율을 높일 수 있는 기회를 주지 않았던 것과 동일한 손실입니다. 엔진이 제트 엔진이면 남은 에너지를 노즐에서 사용할 수 있습니다. 그러나 예를 들어 제트 추력을 사용하지 않는 헬리콥터 엔진의 경우 터빈 마지막 단계 뒤의 유속을 최대한 낮추는 것이 중요합니다.

따라서 능동-반응형 터빈 단계에서 가스 팽창(압력 및 온도 감소), 에너지 변환 및 활성화(열차)는 SA뿐만 아니라 임펠러에서도 발생합니다. RC와 SA 사이의 이러한 기능 분포는 다음과 같은 엔진 이론의 매개변수로 특징지어집니다. 반응도 ρ.

이는 임펠러의 열강하와 전체 단계의 열강하의 비율과 같습니다. ρ = 0이면 스테이지(또는 전체 터빈)가 활성화됩니다. ρ > 0이면 스테이지는 반응적이거나 더 정확하게는 능동-반응적입니다. 작업 블레이드의 프로파일링은 반경에 따라 달라지므로 이 매개변수(및 기타 매개변수)는 평균 반경(단계의 매개변수 변화 그림에서 섹션 B-B)에 따라 계산됩니다.

능동 반응 터빈의 작동 블레이드 구성.

능동-반응형 터빈의 레이더 블레이드 길이에 따른 압력 변화.

현대식 가스 터빈 엔진의 경우 터빈의 반응도는 0.3-0.4 범위입니다. 이는 스테이지(또는 터빈)의 전체 열 손실 중 30~40%만이 임펠러에서 작동된다는 것을 의미합니다. 노즐 장치에서는 60~70%가 활성화됩니다.

손실에 관한 것.

이미 언급했듯이 모든 터빈(또는 그 단계)은 공급된 흐름 에너지를 기계적 작업으로 변환합니다. 그러나 실제 단위에서는 이 프로세스의 효율성이 다를 수 있습니다. 사용 가능한 에너지의 일부는 반드시 낭비됩니다. 즉, 손실로 바뀌므로 이를 고려해야 하며 터빈의 효율을 높이기 위해, 즉 효율을 높이기 위해 이를 최소화하기 위한 조치를 취해야 합니다.

손실은 유압과 출력 속도에 따른 손실. 유압 손실에는 프로파일 및 끝 손실이 포함됩니다. 프로파일은 실제로 특정 점도를 갖는 가스가 터빈 표면과 상호 작용하기 때문에 마찰 손실입니다.

일반적으로 임펠러에서의 손실은 약 2-3%이고 노즐 장치에서는 3-4%입니다. 손실을 줄이기 위한 조치는 계산 및 실험을 통해 흐름 부분을 "개선"하는 것뿐만 아니라 터빈 단계의 흐름에 대한 속도 삼각형의 정확한 계산, 더 정확하게는 주어진 속도 C 1에서 가장 유리한 주변 속도 U를 선택하는 것으로 구성됩니다. . 이러한 작업은 일반적으로 U/C 1 매개변수로 특징지어집니다. 터보제트 엔진의 중간 반경에서의 주변 속도는 270~370m/s입니다.

터빈 스테이지 유로의 수력학적 완전성은 다음과 같은 매개변수를 고려합니다. 단열 효율. 때로는 스테이지 블레이드(SA 및 RL)의 마찰 손실을 고려하기 때문에 블레이드라고도 합니다. 터빈에는 또 다른 효율 요소가 있는데, 이는 특히 터빈을 전력 생성 장치로 특성화합니다. 즉, 사용 가능한 에너지가 샤프트에 일을 생성하는 데 사용되는 정도입니다.

이것이 소위 전력(또는 유효) 효율성. 이는 사용 가능한 열 손실에 대한 샤프트의 작업 비율과 같습니다. 이 효율성은 출력 속도에 따른 손실을 고려합니다. 일반적으로 터보제트 엔진의 경우 약 10-12%에 달합니다(현대 터보제트 엔진의 경우 C 0 = 100-180 m/s, C 1 = 500-600 m/s, C 2 = 200-360 m/s).

최신 가스 터빈 엔진의 경우 단열 효율 값은 비냉각식 터빈의 경우 약 0.9 - 0.92입니다. 터빈이 냉각되면 이 효율은 3~4% 정도 낮아질 수 있습니다. 전력 효율은 일반적으로 0.78 - 0.83입니다. 출력속도에 따른 손실량만큼 단열성이 낮습니다.

최종 손실에 관해서는 소위 " 흐름 손실" 고정 부품(케이스 + 로터)과 결합된 회전 부품이 있기 때문에 흐름 부분을 엔진의 나머지 부분과 완전히 분리할 수 없습니다. 따라서 압력이 높은 지역의 가스는 압력이 낮은 지역으로 흘러가는 경향이 있습니다. 특히, 예를 들어 블레이드 에어포일과 터빈 하우징 사이의 반경 방향 간격을 통해 작업 블레이드 전면 영역에서 작업 블레이드 후면 영역까지 이동합니다.

이러한 가스는 이와 관련하여 블레이드와 상호 작용하지 않기 때문에 흐름 에너지를 기계적 에너지로 변환하는 과정에 참여하지 않습니다. 즉 최종 손실이 발생합니다 (또는 반경 방향 클리어런스 손실). 이는 약 2-3%에 달하며 단열 및 전력 효율 모두에 부정적인 영향을 미치고 가스 터빈 엔진의 효율을 상당히 눈에 띄게 감소시킵니다.

예를 들어, 직경 1m의 터빈에서 반경 방향 클리어런스가 1mm에서 5mm로 증가하면 증가할 수 있는 것으로 알려져 있습니다. 특정 소비엔진의 연료가 10% 이상 증가합니다.

레이디얼 클리어런스를 완전히 없애는 것은 불가능하다는 것은 분명하지만 이를 최소화하기 위해 노력하고 있습니다. 꽤 어렵기 때문에 항공기 터빈– 장치의 부하가 너무 높습니다. 격차의 크기에 영향을 미치는 모든 요인을 정확하게 설명하는 것은 매우 어렵습니다.

엔진 작동 모드는 종종 변경됩니다. 이는 작동 블레이드의 변형량, 장착된 디스크 및 터빈 하우징이 온도, 압력 및 원심력의 변화로 인해 변경됨을 의미합니다.

미로 봉인.

여기서는 엔진을 장기간 작동하는 동안 잔류 변형량을 고려할 필요가 있습니다. 또한, 항공기가 수행하는 진화는 로터의 변형에 영향을 미치며, 이로 인해 틈의 크기도 변경됩니다.

일반적으로 간격은 따뜻한 엔진을 정지한 후에 평가됩니다. 이 경우 얇은 외부 케이싱은 거대한 디스크와 샤프트보다 빠르게 냉각되고 직경이 감소하여 블레이드에 닿습니다. 때로는 반경 방향 클리어런스 값을 블레이드 블레이드 길이의 1.5-3% 내에서 간단히 선택하는 경우도 있습니다.

벌집 압축의 원리.

블레이드가 터빈 본체에 닿을 경우 블레이드가 손상되는 것을 방지하기 위해 블레이드 재질보다 부드러운 재질로 만들어진 특수 인서트를 삽입하는 경우가 많습니다(예: 금속 도자기). 또한 비접촉 씰이 사용됩니다. 일반적으로 이들은 미로이거나 벌집 미로 물개.

이 경우 작동 블레이드는 깃털 끝 부분에 밴딩되어 있으며 씰 또는 쐐기(벌집형용)가 이미 붕대 선반에 배치되어 있습니다. 허니컴 씰에서는 허니컴의 벽이 얇기 때문에 접촉 면적이 매우 작으므로(기존 미로보다 10배 작음) 유닛이 틈 없이 조립됩니다. 길들이기 후 간격은 약 0.2mm입니다.

벌집형 씰 적용. 허니콤(1)과 매끄러운 링(2)을 사용할 때의 손실 비교.

흐름 부분(예: 디스크 간 공간으로)에서 가스 누출을 줄이기 위해 유사한 밀봉 간격 방법이 사용됩니다.

소르즈…

이들은 소위 수동적 방법방사형 클리어런스 제어. 또한, 80년대 후반부터 개발(개발 중인) 가스터빈 엔진에는 소위 ' 액티브 레이디얼 클리어런스 제어 시스템» (사우르즈 - 활성 방법). 이는 자동 시스템이며 작업의 본질은 항공기 터빈 하우징(고정자)의 열 관성을 제어하는 것입니다.

터빈의 회전자와 고정자(외부 케이싱)는 재질과 "거대함"이 서로 다릅니다. 따라서 일시적인 조건에서는 다르게 확장됩니다. 예를 들어, 엔진이 감소된 작동 모드에서 증가된 작동 모드로 전환되면 고온의 얇은 벽 케이싱은 디스크가 있는 거대한 로터보다 더 빨리 예열되고 팽창하여 자체와 블레이드 사이의 반경 방향 간극을 증가시킵니다. 게다가 덕트의 압력 변화와 항공기의 진화도 있습니다.

이를 방지하기 위해 자동 시스템(일반적으로 FADEC 유형 주 조절기)이 터빈 하우징에 냉각 공기를 공급하도록 구성합니다. 필요한 수량. 따라서 하우징의 가열은 필요한 한도 내에서 안정화됩니다. 이는 하우징의 선형 팽창 크기와 그에 따른 반경 방향 간극의 크기가 변경됨을 의미합니다.

이 모든 것을 통해 현대 민간 항공에 매우 중요한 연료를 절약할 수 있습니다. SAURZ 시스템은 터빈에서 가장 효과적으로 사용됩니다. 저기압 GE90, Trent 900 등과 같은 터보제트 엔진에 사용됩니다.

훨씬 덜 빈번하지만 매우 효과적으로 회전자와 고정자의 가열 속도를 동기화하기 위해 터빈 디스크(하우징이 아닌)의 강제 공기 흐름이 사용됩니다. 이러한 시스템은 CF6-80 및 PW4000 엔진에 사용됩니다.

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터빈의 축방향 간격도 규제됩니다. 예를 들어, SA의 출구 가장자리와 입구 RL 사이에는 일반적으로 블레이드의 평균 반경에서 RL 코드로부터 0.1-0.4 이내에 간격이 있습니다. 이 간격이 작을수록 손실이 적다 SA 뒤의 흐름 에너지(SA 뒤의 속도 장의 마찰 및 정렬용) 그러나 동시에 블레이드 본체 뒤 영역에서 견갑골 간 영역으로 SA가 교대로 영향을 미치기 때문에 레이더의 진동이 증가합니다.

디자인에 대한 일반적인 내용은...

축방향 항공기 터빈최신 가스 터빈 엔진은 디자인이 다를 수 있습니다. 흐름 부분의 모양.

Dav = (Din + Dn) /2

1. 일정한 본체 직경(Dн)을 갖는 형상입니다.여기서 관을 따라 내부 및 평균 직경이 감소합니다.

일정한 외경.

이 디자인은 엔진(및 항공기 동체)의 크기에 잘 맞습니다. 특히 트윈 샤프트 터보제트 엔진의 경우 여러 단계에 걸쳐 작업이 잘 분산되어 있습니다.

그러나 이 방식에서는 소위 벨 각도가 커서 하우징의 내부 벽에서 흐름이 분리되어 결과적으로 유압 손실이 발생합니다.

일정한 내경.

설계 시 소켓 각도가 20°를 초과하지 않도록 하십시오.

2. 일정한 내경(Dв)을 갖는 금형입니다.

평균 직경과 몸체 직경은 관을 따라 증가합니다. 이 구성표는 엔진 크기에 잘 맞지 않습니다. 터보제트 엔진에서는 내부 케이싱으로부터의 흐름의 "발산"으로 인해 이를 SA로 더 전환해야 하며, 이는 유압 손실을 수반합니다.

일정한 평균 직경.

이 방식은 터보팬 엔진에 사용하기에 더 적합합니다.

3. 일정한 평균 직경(Davg)을 갖는 형상입니다.몸체의 직경이 증가하고 내부 직경이 감소합니다.

이 계획에는 이전 두 가지의 단점이 있습니다. 그러나 동시에 그러한 터빈의 계산은 매우 간단합니다.

현대 항공기 터빈은 대부분 다단계로 되어 있습니다. 이에 대한 주된 이유는(위에서 언급한 바와 같이) 전체적으로 터빈의 사용 가능한 에너지가 크기 때문입니다. 주변 속도 U와 속도 C 1(U/C 1 - 최적)의 최적 조합을 보장하여 전반적인 효율성을 높이고 경제성을 높이려면 사용 가능한 모든 에너지를 여러 단계에 분배해야 합니다.

3단 터보제트 터빈의 예.

그러나 동시에 그녀 자신도 터빈구조적으로 더 복잡해지고 무거워집니다. 각 단계의 온도 차이가 작기 때문에(모든 단계에 분산됨) 더 많은 수의 첫 번째 단계가 고온에 노출되며 종종 추가 냉각.

4단 축류 터빈 터빈.

엔진 유형에 따라 단계 수가 다를 수 있습니다. 터보제트 엔진의 경우 일반적으로 최대 3개, 이중 회로 엔진의 경우 최대 5-8단계입니다. 일반적으로 엔진이 다중 샤프트인 경우 터빈에는 샤프트 수에 따라 여러 개의 캐스케이드가 있으며, 각 캐스케이드는 자체 장치를 구동하고 바이패스 비율에 따라 자체적으로 다단계가 될 수 있습니다.

트윈 샤프트 축 항공기 터빈.

예를 들어, 3축 Rolls-Royce Trent 900 엔진의 터빈에는 3단계가 있습니다. 즉, 고압 압축기를 구동하는 단일 단계, 중간 압축기를 구동하는 단일 단계, 팬을 구동하는 5단계입니다. 캐스케이드의 공동 작동과 캐스케이드에 필요한 단계 수 결정은 "엔진 이론"에서 별도로 설명됩니다.

그녀 자신 항공기 터빈, 간단히 말하면 회전자(Rotor), 고정자(Stator) 및 각종 보조구조요소로 구성된 구조이다. 고정자는 외부 케이싱, 하우징으로 구성됩니다. 노즐 장치로터 베어링 하우징. 로터는 일반적으로 다양한 부가요소와 체결방법을 이용하여 디스크가 로터와 서로 연결되는 디스크 구조이다.

단일 스테이지 터보제트 터빈의 예. 1 - 샤프트, 2 - SA 블레이드, 3 - 임펠러 디스크, 4 - 작업 블레이드.

각 디스크에는 임펠러의 기초로 작동하는 블레이드가 있습니다. 블레이드를 설계할 때 블레이드가 설치된 디스크 림의 너비가 더 작기 때문에 더 작은 코드로 만들어 질량을 줄이려고 합니다. 그러나 동시에 터빈 매개변수를 유지하려면 에어포일의 길이를 늘려야 하며, 이로 인해 강도를 높이기 위해 블레이드에 붕대를 감아야 할 수도 있습니다.

터빈 디스크에 작업 블레이드를 고정하기 위해 가능한 잠금 유형.

블레이드는 다음을 사용하여 디스크에 부착됩니다. 잠금 연결. 이러한 연결은 가스 터빈 엔진에서 가장 부하가 큰 구조 요소 중 하나입니다.블레이드가 인지한 모든 하중은 잠금 장치를 통해 디스크로 전달되어 매우 큰 값에 도달합니다. 특히 재질의 차이로 인해 디스크와 블레이드의 선팽창 계수가 다르고 온도의 불균일로 인해 매우 큰 값에 도달합니다. 현장에서는 다르게 가열됩니다.

잠금 연결부에서의 부하를 감소시켜 터빈의 신뢰성과 수명을 증가시킬 수 있는 가능성을 평가하기 위해, 연구 논문, 그 중 실험 바이메탈 블레이드또는 터빈에 블리스크 임펠러를 사용하는 것입니다.

바이메탈 블레이드를 사용하는 경우 블레이드의 잠금 부분을 재료로 제조하므로 디스크 고정 잠금 장치의 하중이 감소합니다. 재질과 비슷함디스크(또는 유사한 매개변수). 블레이드 블레이드는 다른 금속으로 만들어진 후 특수 기술을 사용하여 결합됩니다(바이메탈이 얻어짐).

블리스크, 즉 블레이드가 디스크와 일체형으로 만들어진 임펠러는 일반적으로 잠금 연결의 존재를 제거하므로 임펠러 재료에 불필요한 응력이 발생합니다. 이러한 유형의 부품은 이미 최신 터보팬 엔진의 압축기에 사용되고 있습니다. 그러나 수리 문제는 상당히 복잡하며 고온 사용 및 냉각 가능성이 있습니다. 항공기 터빈.

헤링본 잠금 장치를 사용하여 로터 블레이드를 디스크에 고정하는 예입니다.

부하가 높은 터빈 디스크에 블레이드를 부착하는 가장 일반적인 방법은 소위 헤링본(herringbone)입니다. 하중이 보통이면 원통형 또는 T자형과 같이 설계가 더 간단한 다른 유형의 잠금 장치를 사용할 수 있습니다.

제어…

근무조건부터 항공 터빈매우 무겁고, 항공기의 가장 중요한 구성요소인 신뢰성 문제가 무엇보다 중요하다면, 지상 작업에서는 구조 요소의 상태를 모니터링하는 문제가 우선적으로 고려됩니다. 이는 가장 많은 부하가 걸리는 요소가 위치한 터빈의 내부 공동을 모니터링할 때 특히 그렇습니다.

물론 이러한 공동을 검사하는 것은 최신 장비를 사용하지 않고는 불가능합니다. 원격 육안 검사. 항공기 가스 터빈 엔진의 경우 다양한 유형의 내시경(내시경)이 이 기능을 수행합니다. 최신 장치이 유형은 상당히 발전되었으며 뛰어난 기능을 갖추고 있습니다.

Vucam XO 내시경을 사용하여 터보제트 엔진의 가스 공기관 검사.

눈에 띄는 예는 독일 회사 ViZaar AG의 휴대용 비디오 측정 내시경 Vucam XO입니다. 소유 작은 크기무게(1.5kg 미만)에도 불구하고 이 장치는 매우 기능적이며 수신된 정보를 검사하고 처리하는 데 있어 인상적인 기능을 갖추고 있습니다.

Vucam XO는 완전히 모바일입니다. 전체 세트는 작은 플라스틱 케이스에 들어 있습니다. 비디오 프로브 큰 금액쉽게 교체할 수 있는 광학 어댑터는 직경 6.0mm의 완전한 360° 관절을 갖추고 있으며 다양한 길이(2.2m, 3.3m, 6.6m)를 가질 수 있습니다.

Vucam XO 내시경을 사용한 헬리콥터 엔진의 내시경 검사.

이러한 내시경을 사용한 내시경 검사는 모든 최신 항공기 엔진에 대한 규정에 규정되어 있습니다. 터빈에서는 일반적으로 유동 부분을 검사합니다. 내시경 프로브가 내부 공동을 관통합니다. 항공 터빈특별을 통해 제어 포트.

CFM56 터보제트 터빈 하우징의 내시경 검사 포트.

이는 터빈 하우징에 있는 구멍이며 밀봉된 플러그(일반적으로 나사산이 있고 때로는 스프링이 장착됨)로 닫혀 있습니다. 내시경의 성능(프로브 길이)에 따라 모터 샤프트를 회전해야 할 수도 있습니다. 터빈 첫 번째 단계의 블레이드(SA 및 RL)는 연소실 하우징의 창을 통해 검사할 수 있으며, 마지막 단계의 블레이드는 엔진 노즐을 통해 검사할 수 있습니다.

그러면 온도가 올라가겠죠...

모든 방식의 가스 터빈 엔진 개발의 일반적인 방향 중 하나는 터빈 앞의 가스 온도를 높이는 것입니다. 이를 통해 공기 소비량을 늘리지 않고도 추력을 크게 높일 수 있어 엔진의 정면 면적이 감소하고 특정 정면 추력이 증가할 수 있습니다.

최신 엔진에서는 연소실 출구의 가스 온도(화염 이후)가 1650°C에 도달할 수 있으며(증가하는 경향이 있음) 정상 작동이렇게 높은 열 부하를 갖는 터빈에는 특별한 안전 조치가 필요한 경우가 많습니다.

첫 번째(그리고 이 상황의 대부분의 가동 중지 시간)- 용법 내열성 및 내열성 재료, 터빈의 가장 부하가 많은 부품(노즐, 작업 블레이드, 디스크)을 제조하는 데 사용되는 금속 합금과 (향후) 특수 복합 및 세라믹 재료. 그 중 가장 많이 로드되는 것은 아마도 작동하는 블레이드일 것입니다.

금속 합금은 주로 다양한 합금 첨가제가 포함된 니켈 기반 합금(융점 - 1455°C)입니다. 최대 16가지의 서로 다른 합금 원소가 최신 내열 및 내열 합금에 추가되어 최대의 고온 특성을 얻습니다.

화학적 이국적인 ...

여기에는 예를 들어 크롬, 망간, 코발트, 텅스텐, 알루미늄, 티타늄, 탄탈륨, 비스무트, 심지어 레늄 또는 루테늄 등이 포함됩니다. 이와 관련하여 특히 유망한 것은 레늄(Re – 레늄, 러시아에서 사용됨)으로 현재 탄화물 대신 사용되지만 매우 비싸고 매장량도 적습니다. 니오븀 규화물의 사용도 유망한 것으로 간주됩니다.

또한 블레이드의 표면에는 특수 기술을 사용하여 특수 코팅을 적용한 경우가 많습니다. 열 보호층(방열코팅 - 열 차단 코팅 또는 연료 집합체) , 블레이드 본체로 유입되는 열량을 대폭 감소시키고(열 차단 기능), 가스 부식으로부터 블레이드를 보호합니다(내열 기능).

열 보호 코팅의 예. 블레이드 단면에 걸친 온도 변화의 특성이 표시됩니다.

그림(현미경 사진)은 최신 터보팬 엔진의 고압 터빈 블레이드에 있는 열 보호 층을 보여줍니다. 여기서 TGO(Thermal Grown Oxide)는 열적으로 성장하는 산화물입니다. 기판 - 블레이드의 주요 재료입니다. 본드 코팅은 전환 레이어입니다. 연료 집합체의 구성에는 이제 니켈, 크롬, 알루미늄, 이트륨 등이 포함됩니다. 사용에 대한 실험 작업도 진행 중입니다. 세라믹 코팅산화지르코늄으로 안정화된 산화지르코늄(VIAM에서 개발)을 기반으로 합니다.

예를 들어…

미국 Special Metals Corporation의 내열성 니켈 합금은 니켈 50% 이상, 크롬 20% 이상, 티타늄, 알루미늄 및 기타 소량 첨가된 성분을 함유하고 있으며, 엔진 업계에서 널리 알려져 있습니다. 전후와 현재..

프로파일 목적(RL, SA, 터빈 디스크, 흐름 부품, 노즐, 압축기 등 및 비항공 응용 분야), 구성 및 특성에 따라 그룹으로 결합되며 각 그룹에는 다양한 합금 옵션이 포함됩니다. .

Nimonic 80A 합금으로 제작된 Rolls-Royce Nene 엔진 터빈 블레이드.

이러한 그룹에는 Nimonic, Inconel, Incoloy, Udimet/Udimar, Monel 등이 있습니다. 예를 들어 Nimonic 90 합금은 1945년에 개발되어 요소 제조에 사용되었습니다. 항공기 터빈(주로 블레이드), 노즐 및 항공기 부품의 조성은 니켈 - 최소 54%, 크롬 - 18-21%, 코발트 - 15-21%, 티타늄 - 2-3%, 알루미늄 - 1-2%, 망간입니다. – 1%, 지르코늄 -0.15% 및 기타 합금 원소(소량). 이 합금은 오늘날에도 여전히 생산됩니다.

러시아(소련)에서는 VIAM(전러시아 항공 재료 연구소)이 이러한 유형의 합금 및 가스 터빈 엔진용 기타 중요한 재료의 개발을 성공적으로 수행하고 있습니다. 전후 기간에 연구소는 변형 가능한 합금(EI437B 유형)을 개발했으며 60년대 초반부터 고품질 주조 합금 전체 시리즈를 만들었습니다(자세한 내용은 아래 참조).

그러나 거의 모든 것이 내열성이 있습니다. 금속 재료냉각 없이 최대 약 1050°C의 온도를 견딜 수 있습니다.

그 이유는 다음과 같습니다.

두 번째로 널리 사용되는 측정 방법은이것은 응용 프로그램입니다 다양한 냉각 시스템블레이드 및 기타 구조적 요소 항공기 터빈. 새로운 고온 내열 합금과 부품 제조를 위한 특수 방법을 사용함에도 불구하고 현대 가스 터빈 엔진에서는 냉각 없이는 여전히 불가능합니다.

냉각 시스템에는 두 가지 영역이 있습니다. 열려 있는그리고 닫은. 폐쇄 루프 시스템은 다음을 사용할 수 있습니다. 강제 순환블레이드 시스템의 액체 냉각수 - 라디에이터 또는 "열사이펀 효과" 원리를 사용합니다.

후자의 방법에서는 따뜻한 층이 차가운 층을 대체할 때 중력의 영향으로 냉각수의 이동이 발생합니다. 여기서 냉각수는 예를 들어 나트륨 또는 나트륨과 칼륨의 합금일 수 있습니다.

그러나 폐쇄형 시스템은 해결하기 어려운 문제가 많아 항공 실무에 활용되지 않고 실험적 연구 단계에 있다.

다단계 터보제트 터빈의 대략적인 냉각 다이어그램. CA와 로터 사이의 씰이 표시됩니다. A - 사전 냉각을 목적으로 하는 소용돌이치는 공기에 대한 프로파일 그리드입니다.

그러나 그들은 널리 실용적으로 사용됩니다 개방형 냉각 시스템. 여기서 냉매는 공기이며, 일반적으로 압축기 단계가 다르기 때문에 서로 다른 압력으로 터빈 블레이드에 공급됩니다. 이러한 시스템을 사용하는 것이 권장되는 최대 가스 온도에 따라 대류형, 대류형, 대류 필름(또는 장벽) 및 다공성.

대류 냉각 중에는 특수 채널을 통해 블레이드 내부에 공기가 공급되고 내부에서 가장 가열된 부분을 세척하여 압력이 낮은 부분의 흐름으로 나갑니다. 이 경우 채널의 모양에 따라 세로, 가로 또는 루프 모양(혼합 또는 복잡) 등 블레이드의 공기 흐름을 구성하는 다양한 방식을 사용할 수 있습니다.

냉각 유형: 1 - 디플렉터가 있는 대류, 2 - 대류 필름, 3 - 다공성. 블레이드 4 - 열 보호 코팅.

가장 간단한 계획은 깃털을 따라 세로 채널을 사용하는 것입니다. 여기서 공기 배출구는 보통 반창고 선반을 거쳐 블레이드 상부에 구성된다. 이러한 방식에서는 블레이드 깃털을 따라 온도가 최대 150-250˚까지 불균일하여 블레이드의 강도 특성에 부정적인 영향을 미칩니다. 이 회로는 가스 온도가 최대 1130ºС인 엔진에 사용됩니다.

또 다른 방법 대류 냉각(1)은 깃털 내부에 특수 디플렉터가 있음을 의미합니다(얇은 벽의 껍질이 깃털 내부에 삽입됨). 이는 가장 가열된 부분에 먼저 냉각 공기를 공급하는 것을 용이하게 합니다. 디플렉터는 블레이드 앞쪽으로 공기를 불어넣는 일종의 노즐을 형성합니다. 이로 인해 가장 뜨거운 부품이 제트 냉각됩니다. 다음으로, 나머지 표면을 세척하는 공기는 깃털의 좁은 세로 구멍을 통해 빠져나갑니다.

CFM56 엔진의 터빈 블레이드.

이러한 방식에서는 온도 불균일이 훨씬 낮으며, 탄성 덕분에 여러 센터링 가로 벨트를 따라 장력을 받아 블레이드에 삽입되는 디플렉터 자체가 댐퍼 역할을 하고 블레이드의 진동을 완화합니다. 이 방식은 최대 가스 온도 1230°C에서 사용됩니다.

소위 반 루프 설계를 통해 블레이드에서 상대적으로 균일한 온도 필드를 달성할 수 있습니다. 이는 블레이드 본체 내부의 공기 흐름을 유도하는 다양한 리브와 핀의 위치를 실험적으로 선택함으로써 달성됩니다. 이 방식은 최대 1330°C의 가스 온도를 허용합니다.

노즐 블레이드는 작업 블레이드와 동일한 방식으로 대류 냉각됩니다. 일반적으로 냉각 과정을 강화하기 위해 추가 리브와 핀이 있는 이중 캐비티로 만들어집니다. 더 높은 압력의 공기는 뒤쪽보다 앞쪽 가장자리에 있는 앞쪽 캐비티에 공급되며(압축기의 다른 단계로 인해) 필요한 공기를 보장하기 위해 필요한 최소 압력 차이를 유지하기 위해 관의 다른 구역으로 방출됩니다. 냉각 채널의 속도.

로터 블레이드를 냉각시키는 가능한 방법의 예. 1 - 대류막, 2 - 대류막, 3개의 대류막으로 블레이드에 복잡한 루프 채널이 있습니다.

대류 필름 냉각(2)은 훨씬 더 높은 가스 온도(최대 1380°C)에서도 사용됩니다. 이 방법을 사용하면 냉각 공기의 일부가 블레이드의 특수 구멍을 통해 외부 표면으로 방출되어 일종의 배리어 필름이는 블레이드가 뜨거운 가스 흐름과 접촉하는 것을 방지합니다. 이 방법은 작업 블레이드와 노즐 블레이드 모두에 사용됩니다.

세 번째 방법은 다공성 냉각(3)이다. 이 경우 세로 채널이 있는 블레이드의 파워 로드는 특수 다공성 재료로 덮여 있어 가스 흐름에 의해 세척된 블레이드의 전체 표면에 냉각수가 균일하고 일정량 방출될 수 있습니다.

이것은 다공성 물질 선택의 어려움과 기공이 상당히 빨리 막힐 가능성이 높기 때문에 가스 터빈 엔진을 사용하는 대량 실행에는 사용되지 않는 여전히 유망한 방법입니다. 그러나 이러한 문제가 해결되면 이러한 유형의 냉각으로 가능한 가스 온도는 1650°C에 도달할 수 있습니다.

압축기의 다양한 단계로 인해 터빈 디스크와 CA 케이싱도 공기에 의해 냉각됩니다. 압축기는 엔진 내부 공간을 통과하여 냉각된 부품을 세척한 다음 흐름 부분으로 방출합니다.

현대 엔진 압축기의 압력 증가 정도가 상당히 높기 때문에 냉각 공기 자체의 온도가 상당히 높을 수 있습니다. 따라서 냉각 효율을 높이기 위해 먼저 이 온도를 낮추는 조치가 취해집니다.

이를 위해 터빈을 블레이드와 디스크에 공급하기 전에 SA 터빈과 유사한 특수 프로파일 그리드를 통해 공기를 통과시킬 수 있습니다. SA 터빈에서는 공기가 임펠러의 회전 방향으로 뒤틀리면서 동시에 팽창하고 냉각됩니다. . 냉각량은 90-160°가 될 수 있습니다.

동일한 냉각을 위해 2차 순환 공기로 냉각되는 공랭식 라디에이터를 사용할 수 있습니다. AL-31F 엔진에서 이러한 라디에이터는 비행 중에는 온도를 220°, 지상에서는 150°까지 낮춰줍니다.

냉각이 필요한 경우 항공 터빈압축기에서 상당히 많은 양의 공기가 흡입됩니다. 다양한 엔진에서 - 최대 15-20%. 이는 엔진의 열가스 역학 계산에서 고려되는 손실을 크게 증가시킵니다. 일부 엔진에는 감소된 엔진 작동 조건에서 냉각용 공기 공급을 줄이는(또는 차단하는) 시스템이 장착되어 있어 효율성에 긍정적인 영향을 미칩니다.

NK-56 터보팬 터빈의 1단계 냉각 다이어그램. 감소된 엔진 작동 조건에서 허니컴 씰과 냉각 차단 테이프도 표시됩니다.

냉각 시스템의 효율성을 평가할 때 일반적으로 냉각 공기가 방출될 때 블레이드 모양의 변화로 인한 블레이드의 추가 유압 손실이 고려됩니다. 실제 냉각식 터빈의 효율은 비냉각식 터빈의 효율보다 약 3~4% 낮습니다.

블레이드 제작에 관한 것입니다 ...

1세대 제트엔진에서는 터빈 블레이드가 주로 만들어졌다. 스탬핑 방법그 다음에는 장기간 처리가 이루어집니다. 그러나 1950년대에 VIAM 전문가들은 블레이드의 내열성 수준을 높일 수 있는 가능성을 제공하는 것이 단조 합금이 아닌 주조라는 사실을 설득력 있게 입증했습니다. 점차적으로 이 새로운 방향으로의 전환이 이루어졌습니다(서구 포함).

현재 생산에서는 정밀 비폐기물 주조 기술을 사용하여 냉각 시스템을 작동하는 데 사용되는 특별히 프로파일된 내부 공동이 있는 블레이드를 생산할 수 있습니다(소위 기술) 잃어버린 왁스 주조).

사실 이것은 현재 냉각된 블레이드를 얻을 수 있는 유일한 방법입니다. 또한 시간이 지남에 따라 개선되었습니다. 주조 기술의 첫 번째 단계에서 다양한 크기의 블레이드가 생산되었습니다. 결정립, 서로 단단히 접착되지 않아 제품의 강도와 수명이 크게 단축되었습니다.

그 후, 특수 수정자를 사용하여 균질하고 등축이며 미세한 구조 입자를 가진 주조 냉각 블레이드를 생산하기 시작했습니다. 이를 위해 60년대 VIAM은 ZhS6, ZhS6K, ZhS6U, VZHL12U 주조용 국내 최초의 연속 내열 합금을 개발했습니다.

작동 온도는 당시 일반적인 변형(스탬핑) 합금 EI437A/B(KhN77TYu/YUR)보다 200° 더 높았습니다. 이러한 재료로 만든 블레이드는 시각적으로 눈에 띄는 파손 흔적 없이 최소 500시간 동안 작동했습니다. 이러한 유형의 제조 기술은 오늘날에도 여전히 사용되고 있습니다. 그럼에도 불구하고 결정립 경계는 블레이드 구조의 약점으로 남아 있으며 이를 따라 파괴가 시작됩니다.

따라서 현대의 부하 특성이 증가함에 따라 항공기 터빈(압력, 온도, 원심력) 블레이드 제조를 위한 새로운 기술 개발의 필요성이 있었습니다. 왜냐하면 다립 구조는 여러 측면에서 더 이상 가혹한 작동 조건을 충족시키지 못하기 때문입니다.

작업 블레이드의 내열 재료 구조의 예. 1 - 등축 결정립 크기, 2 - 방향성 결정화, 3 - 단결정.

이렇게 “ 방향성 결정화 방법" 이 방법을 사용하면 블레이드의 응고 주조에서 개별 등축 금속 입자가 형성되지 않고 블레이드 축을 따라 엄격하게 늘어난 긴 원주형 결정이 형성됩니다. 이러한 종류의 구조는 블레이드의 파손 저항을 크게 증가시킵니다. 그것은 부러지기 매우 어려운 빗자루와 비슷하지만, 그것을 구성하는 나뭇가지 각각은 문제 없이 부러집니다.

이 기술은 이후 더욱 발전된 기술로 개선되었습니다." 단결정 주조법", 하나의 칼날이 사실상 하나의 전체 결정일 때. 이 유형의 블레이드는 이제 현대에도 설치됩니다. 항공기 터빈. 제조에는 소위 레늄 함유 합금을 포함한 특수 합금이 사용됩니다.

70년대와 80년대에 VIAM은 ZhS26, ZhS30, ZhS32, ZhS36, ZhS40, VKLS-20, VKLS-20R과 같은 방향성 응고를 갖춘 터빈 블레이드 주조용 합금을 개발했습니다. 90년대 - 수명이 긴 내식성 합금: ZhSKS1 및 ZhSKS2.

또한, 이러한 방향으로 작업하면서 2000년 초부터 현재까지 VIAM은 3세대 고레늄 내열 합금인 VZhM1(9.3% Re), VZhM2(12% Re), ZhS55(9% Re)를 개발했습니다. ) 및 VZhM5 (4% Re ). 특성을 더욱 개선하기 위해 지난 10년 동안 실험 연구가 수행되었으며 그 결과 4세대 VZhM4 및 5세대 VZhM6의 레늄-루테늄 함유 합금이 탄생했습니다.

보조자로...

앞서 언급했듯이 가스 터빈 엔진에는 반응성(또는 능동-반응성) 터빈만 사용됩니다. 그러나 결론적으로 사용된 것 중에서 기억할 가치가 있는 것은 항공기 터빈활동적인 것도 있습니다. 이들은 주로 보조 작업을 수행하며 추진 엔진 작동에는 참여하지 않습니다.

그러나 그들의 역할은 종종 매우 중요합니다. 이 경우에 대해 이야기하고 있습니다. 에어 스타터발사하는 데 사용됩니다. 가스 터빈 엔진의 로터를 회전시키는 데 사용되는 시동 장치에는 다양한 유형이 있습니다. 에어 스타터는 아마도 그 중에서 가장 눈에 띄는 위치를 차지할 것입니다.

터보팬 엔진의 에어 스타터.

실제로 이 장치는 기능의 중요성에도 불구하고 기본적으로 매우 간단합니다. 여기서 주요 장치는 기어박스와 드라이브 박스를 통해 엔진 로터(터보팬 엔진의 경우 일반적으로 저압 로터)를 회전시키는 1단 또는 2단 능동 터빈입니다.

터보팬 엔진의 에어 스타터 및 작동 라인의 위치,

터빈 자체는 지상 공급원(온보드 APU 또는 이미 작동 중인 다른 항공기 엔진)에서 나오는 공기 흐름에 의해 회전됩니다. 시동 사이클의 특정 지점에서 시동기는 자동으로 꺼집니다.

이러한 종류의 장치에서는 필요한 출력 매개변수에 따라 사용할 수도 있습니다. 방사형 터빈. 또한 터빈의 공기 온도 확장 및 감소 효과를 사용하여 객실로 들어오는 공기를 냉각시키는 터보 냉장고의 요소로 항공기 객실의 에어컨 시스템에 사용할 수도 있습니다.

또한 능동형 축형 터빈과 방사형 터빈 모두 피스톤 항공기 엔진의 터보차징 시스템에 사용됩니다. 이 관행은 터빈이 터빈으로 전환되기 전부터 시작되었습니다. 가장 중요한 노드 GTD는 오늘날까지 계속됩니다.

보조 장치에 방사형 및 축 터빈을 사용하는 예입니다.

터보차저를 사용하는 유사한 시스템은 자동차 및 일반에 사용됩니다. 다양한 시스템압축 공기 공급.

따라서 항공기 터빈은 보조적인 의미에서도 사람들에게 도움이 됩니다.

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글쎄, 오늘은 그게 다일 것 같습니다. 사실, 추가 정보와 더 많은 측면에서 여기에 쓸 수 있는 내용이 아직 많이 있습니다. 전체 설명이미 말한 것. 주제는 매우 광범위합니다. 그러나 그 광대함을 받아들일 수는 없습니다 :-). 일반적인 정보로는 충분할 것입니다. 끝까지 읽어주셔서 감사합니다.

다음 시간까지...

마지막으로, 본문에 "맞지 않는" 그림이 있습니다.