Расчет турбины высокого давления двигателя Д-30

SUMMARY OF THE INVENTION

11. A nanocomposite cermet thermocouple material having a high voltage output and ultra low thermal conductivity, and is stable in hot oxidizing atmospheres, allowing it to be used as both thermoelectric generator and thermal barrier coating in the hot section of a turbine engine.
12. The proposed invention replaces the presently used thermal barrier coating material (Yttria stabilized Zirconia) with nano-composite ceramic material on one side of the blade and indium-tin oxide on the other Convective heat transfer from the hot combustion gas to the blade and conductive heat transfer from the outer blade surface to the blade root creates a temperature gradient from the tip of the blade to the root that can be as large as 450° C. Improved thermoelectric materials exploit this temperature difference to produce useable electric power.
13. The thermal conductivity of these materials is roughly one fifth of the presently used materials, so the thermal protection will be at least as good for a given coating thickness. In addition, preliminary calculations indicate that even for conservative estimates of gas temperature, heat transfer coefficient and root temperature, the open circuit voltage could be over one volt per blade and the power over one milliwatt. The output from the blades can be connected in a series to produce higher voltages. Based on 2D calculations, with a 5 mil layer of nano material (k=0.5 W/m/K) on a 6"1 longxW thick Inconel (k=12 W/m/K) bar, 1200 C. gas temp, 600 C root temp, heat transfer coefficient (h=100 W/m**2/ K), the delta T from root to tip is 543 C. With S=850 micro- volt/C, the open circuit voltage is 0.46 volts! With an electrical resistivity of 5 E-03 ohm cm, a length of 6", thickness of 5 mils, and assuming 1" width, I calculate a resistance of 2.36 ohms. Maximum power delivered to a load occurs when the load and output resistance are equal; the power delivered to a 2.36 ohm load is about 22.5 mW. The high temperature NASA SiC amp takes 40 volts (so 100 blades would have to be strung together in series) to produce microamps of current.
14. An objective of the present invention is to provide a nanocomposite combined with and ITO to generate nearly 1000 |iV/° C. of thermoelectric power such that there is enough energy to harvest.
15. Another objective is to provide a repeatable, reproducible thermocouple.

 What is claimed is:

 

A nano-composite material having high electrical conductivity and high Seebeck coefficient and low thermal conductivity, capable of withstanding high temperatures and harsh conditions, which properties make it suitable for use as both a thermal barrier coating for turbine blades and vanes and a thermoelectric generator to power high temperature electronics, high temperature wireless transmitters, and high temperature sensors, such that the thermal barrier coatings are a temperature sensor and/or a source of power for other sensors or high temperature electronics and wireless transmitters.

 

A device capable of generating approximately 1000 (xV/° C. of thermoelectric power such that said energy can be harvested; said device comprising a nanocomposite combined with an indium tin oxide thermoelement such that said device generates electrical power from an engine.

Thermocouples combined in a series to form a thin film thermopile such that said thermopile is a heat flux sensor and is usable to measure heat flux across a thermal barrier coating applied to turbine blades.

The device of claim 1 wherein the engine is a gas turbine engine.

A thermocouple device, wherein said device is responsive and wherein the device is repeatable and reproducible; said thermocouple comprises a first leg of ITO, IT0₂, or zinc oxide doped with aluminum oxide; a second leg is a composite sputter coated from a mixture of NiCoCrAl Y and A1₂0₃.

A method of forming a thermocouple having repeatable, reproducible results, said method comprises:

providing a plate; thermal spraying said plate at thousands of degrees with a mixture of powders, to form a thermocouple leg; sputtering; and

providing another leg of indium tin oxide.

The method of claim 4, wherein the plate is stainless steel.

The method of claim 4, wherein said powders are aluminum oxide and NiCoCrAlY.

The method of claim 4, wherein the plate is sputtered sprayed in a vacuum chamber of a sputtering machine.

A thin film sensor, said sensor measures surface temperature, strain and heat flux in hot sections of gas turbine engines, said thin film sensor comprising:

nanocomposite thermoelements comprising an oxide matrices having refractory metals dispersed therein.

The thin film sensor of claim 1 wherein the oxide matrices are selected from A1₂0₃—MgO and A1₂0₃ and the refractory metals are selected from NiCoCrAlY, NiCrAlY, Pt andW.

A method to prepare nanocomposite strain gages having near zero TCR said method comprising vapor depositing nanometer sized refractory metal phases on a ceramic matrix.

Using combinatorial chemistry to determine the optimum ration of metallic and semi-conductive oxide phases to form low TCR thin film strain gages. 

     4.2 Анализ патентов 

     Патент  №2426819 Теплозащитное покрытие и способ его получения

     Данный  способ получения теплозащитного покрытия включает в себя формирование на защищаемой поверхности лопатки металлического подслоя из жаростойкого сплава, переходного  металлокерамического слоя и внешнего керамического слоя из ZrO2,стабилизированного Y2O3.

     Данный  метод отличается тем, что после  нанесения керамического слоя  выполняют диффузионный отжиг при  температуре, обеспечивающей получение  жидкой фазы металла подслоя. Также  отличием является то, что переходный металлокерамический слой получен смачиванием керамического слоя металлом высокотемпературного припоя на глубину, равную толщине переходного слоя.

     В результате повышается эксплуатационная прочность сцепления на границе  «переходный слой – внешний керамический слой» при одновременном повышении выносливости и циклической прочности деталей с защитными покрытиями. 

     Патент  №2426817 Способ формирования теплозащитного покрытия на лопатке турбины из жаропрочных никелевых сплавов

     Способ  включает в себя подготовку поверхности  пера лопатки, ионно-имплантационную  обработку поверхности лопатки, а также последовательное формирование на ней двух жаростойких слоёв, нанесение внешнего теплозащитного слоя ZrO2-Y2O3 и последующий отжиг лопатки.

     Данный  способ отличается объединением различных  методов нанесения покрытия (вакуумного и газотермического).

     В результате изобретение позволяет повысить жаростойкость подслоя, при одновременном повышении выносливости и циклической прочности деталей. 

     Патент  №2404286 Способ защиты лопаток газовых турбин

     Способ  включает осаждение в вакууме  внутреннего слоя покрытия сплава на основе никеля, содержащего кобальт, хром, алюминий и иттрий, осаждение внешнего слоя покрытия из сплава на основе алюминия, содержащего никель, кремний и бор, и вакуумный отжиг лопатки с покрытием.

     Особенность метода заключается в проведении дополнительной обработки поверхности пера лопатки с покрытием потоком стеклянных сферических частиц, что повышает коррозионную стойкость комбинированного покрытия за счет устранения дефектов структуры.

     В результате повышается коррозионная стойкость  комбинированного покрытия, увеличивается ресурс работы лопаток ГТУ. 

     Патент  №2423550 Теплозащитное покрытие для лопаток турбин и способ его получения

     Способ  включает формирование на защищаемой поверхности лопатки металлического подслоя, переходного металлокерамического слоя и внешнего

керамического слоя.

     Данный  способ отличается тем, что при формировании переходного металлокерамического слоя по его толщине проводят пошаговое изменение соотношения содержания металла к керамике.

     В результате изобретение позволяет  повысить эксплуатационную прочность сцепления на границе «переходный слой - внешний керамический слой» при одновременном повышении выносливости и циклической прочности деталей с защитными покрытиями. 

     Патент  №US 2009/0290614A1 Нанокомпозиты для теплозащитных покрытий термоэлектрических генераторов энергии

     Способ  заключается в применении нанокомпозитных  материалов с высокой электрической  проводимостью, высоким коэффициентом  Зеебека и низкой теплопроводностью, способных выдерживать высокие  температуры и суровые условия, для теплового барьерного покрытия для лопаток турбин и лопаток термоэлектрических генераторов. Основой такого покрытия служит оксид индия-олова (ITO).

     Данный  способ отличается в использовании  принципиально нового материала  в качестве теплового барьерного покрытия. Уникальность заключается в том, что теплозащитные покрытия могут выступать в качестве датчиков температур, напряжения или измерения потока тепла в горячей разделы,  при этом удовлетворяя таким требованиям, как быстрое время отклика и достаточная прочность даже для нестабильных процессов горения, и / или источника энергии для других источника энергии для других датчиков.

     В результате применения таких покрытий в секции турбины ГТД, выполняющих  функции датчиков,  повысится  надежность и расширится производительность двигателя при одновременном повышении безопасности самолетов.

     Из  всех вышеуказанных патентов лучшим является патент №US 2009/0290614A1 «Нанокомпозиты для теплозащитных покрытий термоэлектрических генераторов», т.к. представленное в этом патенте изобретение выгодно отличается такими параметрами, как:

1. многофункциональностью применения - покрытия  одновременно могут использоваться как в качестве теплового барьерного покрытия для лопаток турбин, так и в роли датчиков температуры и/или источников энергии для других датчиков;
2. способностью надежно работать при высоких температурах, не претерпевая фазовых превращений и термических деформаций и не вступая в реакцию с кислородом;
3. долгосрочностью работы, что является важным требованием к измерительным приборам;
4. сочетанием свойств матрицы и наполнителя нанокомпозита. Покрытия обладают свойствами керамики, такими как термическая стабильность и стойкость к окислению, а тугоплавкие металлы обеспечивают электропроводность.

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

    В данной курсовой работе был спроектирован узел ТВД, за прототип был взят двигатель Д-30.  Исходные данные для проектирования узла были взяты из курсовых проектов по дисциплинам «Теория и расчёт авиационных двигателей» и «Теория лопаточных машин».

    Выполнены расчёты, подтверждающие надёжность и работоспособность разработанной турбины высокого давления:

• расчет пера лопатки на прочность, где минимальный запас прочности составил K=1,78 в корневом сечении лопатки, выполняется условие ;
• расчет пера лопатки на колебания, где при форме колебаний 71≤k≤234 лопатки входят в автоколебательный процесс на режимах работы двигателя малый газ – максимал, но т.к. форма колебаний высокая (k≥9), то эти колебания считаем неопасными, виброустойчивость обеспечивается;
• расчет диска на прочность, где минимальный запас прочности  K = 1,554,  соединение лопатки с диском в сечении 6 удовлетворяет условиям прочности ;
• резонанс вала наступает при частоте вращения вала ω = 1953,90104 рад/сек, что выше частоты вращения на режиме работы двигателя максимал ω = 844,5669 рад/сек;

     Кроме этого, проведен патентный анализ термобарьерных (теплозащитных) покрытий для лопаток турбин.

     По  всем видам расчета результаты удовлетворяют  условиям, необходимым для нормальной и устойчивой работы узла на всех режимах работы двигателя. 

СПИСОК  ЛИТЕРАТУРЫ

1. Крюков А.И. Некоторые вопросы проектирования ГТД: Учебное пособие. – М.: Изд-во МАИ, 1993. – 336 с.: ил.
2. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчёт деталей. – 5-е изд., перераб. и доп. – М.: Машиностроение, 1981. – 550 с., ил.
3. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей: Учебник для студентов вузов по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки»/С. А. Вьюнов, Ю. И. Гусев, А.В. Карпов и др.; Под общ.ред. Д. В. Хронина. – М.: Машиностроение, 1989. – 368 с.: ил.
4. Локай В.И. и др. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчёт: Учебник для студентов вузов по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки» / В.И. Локай, М.К. Максутова, В.А. Стрункин. – 4-е изд., перераб. и доп. – М.: Машиностроение, 1991. – 512 с.: ил.
5. Методические указания к курсовому проекту по конструированию узлов энергетических установок двигателей летательных аппаратов / Сост. И.М. Горюнов, А.И. Крюков / Уфимск. гос. авиац. техн. ун-т, Уфа, 2006. – 35 с.
6. Методические указания к курсовому и дипломному проектированию «Материалы деталей авиационных газотурбинных двигателей» / Сост. В.Ф. Харитонов / Уфимск. гос. авиац. техн. ун-т, Уфа, 2004. – 38 с.
7. Стандарт предприятия СТО УГАТУ 016-2007. Графические и текстовые конструкторские документы. Общие требования к построению, изложению, оформлению. – Уфа: изд. УГАТУ , 2008. – 92 с.