La technologie de fabrication des lames de nouvelle génération a été mise en production chez umpo. Des aubes monocristallines non refroidies aux aubes de turbine à refroidissement pénétrant (transpiration), fabriquées à l'aide de technologies additives (revue sur la lithotechnologie

Les aubes des moteurs à turbine à gaz (GTE) sont les pièces les plus massives dans la production de ces centrales électriques.

Le nombre total de pales dans le rotor et le stator GTE, selon sa conception, peut atteindre plusieurs milliers de pièces avec une gamme de deux à trois douzaines d'articles, tandis que leur taille peut aller de plusieurs dizaines de millimètres à un mètre et demi. Les aubes de turbine sont les plus difficiles à fabriquer et les plus responsables en fonctionnement. L'intensité de main-d'œuvre de la fabrication de ces pièces dans les coûts de main-d'œuvre totaux pour la production de moteurs à turbine à gaz est d'au moins 70 à 80 %.

La perfection procédés technologiques la fabrication d'aubes de moteurs à turbine à gaz (GTE) devrait principalement résoudre le problème de l'augmentation indicateurs économiques procédé, à savoir : augmenter le taux d'utilisation du matériel ; réduire la complexité de la fabrication; réduction du cycle technologique de fabrication des pièces et du coût de préparation technologique de la production.

La base pour résoudre ce problème est le développement de technologies de groupe pour la fabrication des pièces principales d'un moteur à turbine à gaz, qui déterminent son coût. Ces pièces comprennent principalement des aubes de turbine et de compresseur, des roues ouvertes et semi-fermées. Le choix d'une technologie ou d'une autre dépend de caractéristiques de conception des détails. Cependant, pour une même conception d'aube, différents procédés technologiques peuvent être utilisés, dont le choix du plus optimal est déterminé faisabilité économique son utilisation dans le cadre d'un programme de libération particulier, c'est-à-dire dans la fabrication d'une même pièce à différents stades de développement de la production - de l'unique à la série - différentes technologies sont utilisées, tandis que la transition d'une technologie à une autre peut être considérablement réduite si certains principes généraux sont respectés.

Ces principes doivent remplir les conditions production automatisée, où l'obtention de la précision géométrique requise et de la qualité de la couche de surface est garantie par le respect de l'une ou l'autre technologie de groupe mise en œuvre sur des machines polyvalentes et l'utilisation de procédés spéciaux.

L'un des éminents scientifiques et designers soviétiques était Mikhail Mil. Cette personne unique a travaillé comme concepteur en chef dans la construction d'hélicoptères. Grâce à ses connaissances exceptionnelles, des hélicoptères Mi-1, Mi-2, Mi-4, Mi-6, Mi-8, Mi-10, Mi-12, Mi-24, etc. ont été créés.

La technologie du groupe est basée sur des conceptions de pièces standard. Classement de ce dernier Divers types est réalisée en tenant compte de la similitude de leurs caractéristiques de conception et de leur objectif fonctionnel. Cela permet au traitement des parties d'un groupe particulier d'appliquer des technologies similaires. La base pour la formation de groupes de pièces similaires est une variété de pièces utilisées dans les moteurs à turbine à gaz (GTE).

Sur la base de signes uniformes de similitude et de différence de pièces, les groupes suivants avec des caractéristiques caractéristiques peuvent être formés : aubes de turbine ; lames de buse; aubes de compresseur; anneaux; disques; arbres; déflecteurs; supports, etc... Ainsi, un groupe de pièces est donné - les aubes de compresseur GTE, qui doivent être fabriquées dans le cadre d'une technologie standard.

L'utilisation de la technologie de groupe comme l'une des étapes de la production nécessite son codage obligatoire basé sur le système de classification des pièces. Ce système est construit sur le principe de la répartition des pièces en groupes par le concepteur du produit. La similitude géométrique des détails y joue un rôle décisif. Cette similitude détermine un autre point commun - la similitude des méthodes de traitement, c'est-à-dire la même séquence d'opérations, les mêmes méthodes de coupe et, par conséquent, les mêmes équipement technologique pour leur fabrication.

La prochaine étape de la classification est l'utilisation des codes (numéros) des opérations technologiques du groupe. Le code d'opération doit impliquer une opération technologique spécifique qui détermine l'une ou l'autre étape de la technologie du groupe.

Par exemple, opération 005 - réalisation de bases technologiques pour l'usinage à partir de bases de fonderie ; opération 095 - traitement des surfaces en accouplement avec une autre pièce de la base technologique, etc. Ainsi, lors de la compilation nouvelle technologie pour la fabrication d'une pièce comprise dans un groupe particulier, le numéro d'opération (code) permet d'intégrer cette pièce dans les capacités technologiques impliquées dans cette opération.

Cependant, les industries existantes comprennent déjà grand nombre technologies créées dans la période précédente, qui devraient également être combinées au sein de la technologie du groupe, tout en conservant leur système de classification existant pour les pièces, les processus technologiques, l'outillage, etc.

De plus, au sein d'un même groupe, il peut y avoir des pièces présentant des différences de conception qui entraînent l'introduction d'opérations supplémentaires dans la technologie. Ces opérations ne changent pas radicalement la technologie du groupe, elles sont réalisées dans son cadre. Cependant, ils modifient considérablement la technologie d'une pièce particulière incluse dans ce groupe. En raison de ces différences de conception, pour effectuer l'une ou l'autre étape de la technologie de groupe pour une pièce spécifique, il peut être utilisé numéro différent opérations technologiques et, en conséquence, les appareils, coupant et outil de mesure etc.

Ainsi, le système technologique des technologies de groupe est conçu, d'une part, pour généraliser l'expérience des étapes précédentes du développement de l'entreprise, d'autre part, pour créer un système ordonné de préparation technologique de la production pour le développement ultérieur de l'entreprise.

Le modèle d'utilité concerne le domaine de la construction de moteurs et peut être utilisé dans les aubes d'un moteur à turbine à gaz (GTE) pour l'aviation, les navires et les applications terrestres (dans le cadre d'une centrale électrique). Le modèle d'utilité résout le problème d'augmentation de la résistance à la fatigue en flexion d'une aube en réduisant les contraintes de traction dans son verrou afin d'éviter une défaillance prématurée de l'aube. Une tâche supplémentaire est la possibilité d'appliquer la solution proposée aux aubes GTE refroidies. Le problème est résolu par le fait que l'aube de turbine GTE contient une serrure d'arbre de Noël, sur laquelle un concentrateur de tension est réalisé sous la forme d'un trou. La nouveauté du modèle d'utilité proposé est que le trou est situé le long de l'axe de la lame GTE. La lame peut contenir un canal qui communique avec le trou, formant un seul concentrateur de contraintes. Cette conception du verrou à chevrons de l'aube de turbine GTE augmente la résistance à la fatigue de l'aube en flexion en réduisant les efforts de traction dans son verrou, ce qui permet d'éviter une rupture prématurée de l'aube.

Le modèle d'utilité concerne la construction de moteurs et peut être utilisé dans les pales d'un moteur à turbine à gaz (GTE) pour l'aviation, les navires et les applications terrestres (dans le cadre d'une centrale électrique).

Connu pour la conception des aubes de turbine du moteur à turbine à gaz, contenant une serrure d'arbre de Noël (Skubachevsky G.S. Aircraft moteurs à turbine à gaz. Conception et calcul des pièces. - M.: Mashinostroenie, 1981, p. 89, Fig. 3.27).

L'inconvénient d'une aube dotée d'un tel verrou est qu'elle ne prévoit pas la mise en place du concentrateur d'efforts. L'absence de concentrateur entraîne la destruction non seulement des aubes, mais également du disque lorsque la charge est soudainement supprimée.

On connaît également la conception de la pale GTE, contenant un sapin de Noël et au moins un concentrateur d'efforts sous la forme d'un trou dans la serrure situé en travers de l'axe de la pale (Brevet GB 1468470 du 30/03/1977).

L'inconvénient de cette conception est que le verrou d'arbre de Noël pendant le fonctionnement est soumis à des contraintes de traction, dont l'augmentation conduit à une résistance à la fatigue en flexion insuffisante. Le résultat est une défaillance prématurée de la lame GTE. De plus, cette conception ne peut pas être utilisée dans les aubes refroidies, car il y a une fuite d'air de refroidissement.

L'objectif technique du modèle d'utilité est d'augmenter la résistance à la fatigue en flexion de la pale en réduisant les efforts de traction dans son verrou afin d'éviter une rupture prématurée de la pale.

Un défi technique supplémentaire est la possibilité d'appliquer la solution proposée aux aubes GTE refroidies.

Le problème est résolu par le fait que l'aube de turbine GTE contient une serrure d'arbre de Noël, sur laquelle un concentrateur de tension est réalisé sous la forme d'un trou.

La nouveauté du modèle d'utilité proposé est que le trou est situé le long de l'axe de la lame GTE.

De plus, la lame peut contenir un canal qui communique avec le trou, formant un seul concentrateur de contraintes.

Le dessin proposé montre une coupe longitudinale des aubes de turbine du moteur à turbine à gaz.

L'aube de moteur à turbine à gaz comporte un sapin de Noël 1. Le sapin de Noël 1 contient un concentrateur d'efforts sous la forme d'un trou 2 réalisé selon l'axe 3 de l'aube.

L'aube de turbine GTE est équipée d'un canal 4 de refroidissement, qui est relié au trou 2.

Lors du fonctionnement de la roue de turbine GTE, en cas de panne due à une suppression brutale de la charge, la vitesse de rotation du disque augmente sous l'effet de forces centrifuges croissantes. A leur tour, les forces centrifuges augmentent les contraintes de compression et de flexion dans la serrure en épicéa 1 et dans le disque (non représenté sur le dessin), tandis que les contraintes de traction sont réduites en raison de la présence d'un concentrateur de contraintes sous la forme d'un trou 2 réalisé sur la mèche en épicéa 1 selon l'axe de la lame. Cela conduit à une augmentation de la résistance à la fatigue en flexion dans le blocage de la lame, ce qui évite une défaillance prématurée de la lame.

L'aube de turbine du moteur à turbine à gaz fonctionne en aube refroidie lorsque l'air traverse le canal 4 de refroidissement, qui est relié au trou 2 de refroidissement du sapin 1 de l'aube.

Cette conception de l'aube de turbine GTE permet d'augmenter la résistance à la fatigue en flexion de l'aube grâce à la réduction des efforts de traction dans son verrou afin d'éviter une destruction prématurée de l'aube ; elle peut être appliquée aux aubes GTE refroidies.

Formule de modèle d'utilité

REVENDICATIONS 1. Aube de turbine d'un moteur à turbine à gaz contenant une serrure de sapin de Noël, sur laquelle au moins un concentrateur d'efforts est réalisé sous la forme d'un trou, caractérisée en ce que le trou est réalisé selon l'axe de l'aube.

2. Aube de turbine d'un moteur à turbine à gaz selon la revendication 1, caractérisée en ce que l'aube comporte au moins un canal de refroidissement, qui est en communication avec le trou.

La production d'aubes GTE occupe une place particulière dans l'industrie des moteurs d'avions, ce qui est dû à un certain nombre de facteurs dont les principaux sont :

forme géométrique complexe du profil aérodynamique et du pied de pale ;

haute précision de fabrication;

l'utilisation de matériaux chers et rares pour la fabrication des lames ;

production de masse de lames;

équipement du processus technologique de production de lames avec des équipements spécialisés coûteux;

complexité globale de la fabrication.

Les aubes de compresseur et de turbine sont les parties les plus massives des moteurs à turbine à gaz. Leur nombre dans un kit moteur atteint 3000 et l'intensité de travail de la fabrication est de 25 à 35% de l'intensité de travail totale du moteur.

La plume de l'omoplate a une forme spatiale complexe étendue

La longueur de la partie active du stylo est de 30 à 500 mm avec un profil variable en sections transversales le long de l'axe. Ces sections sont strictement orientées par rapport au plan de conception de base et au profil de l'écluse. À des sections transversales les valeurs calculées des points qui déterminent le profil du dos et du creux de la lame dans le système de coordonnées sont données. Les valeurs de ces coordonnées sont données sous forme de tableau. Les sections transversales sont tournées les unes par rapport aux autres et créent une torsion de la plume de la lame.

La précision du profil du profil de la pale dans le système de coordonnées est déterminée par l'écart admissible par rapport aux valeurs nominales données de chaque point du profil du profil. Dans l'exemple, il s'agit de 0,5 mm, tandis que l'erreur angulaire dans la torsion du stylet ne doit pas dépasser 20 '.

L'épaisseur du stylo a de petites valeurs; à l'entrée et à la sortie du flux d'air vers le compresseur, elle varie de 1,45 mm à 2,5 mm pour différentes sections. Dans ce cas, la tolérance d'épaisseur est comprise entre 0,2 et 0,1 mm. Des exigences élevées sont également imposées à la formation du rayon de transition à l'entrée et à la sortie du profil aérodynamique de la pale. Le rayon dans ce cas passe de 0,5 mm à 0,8 mm.

La rugosité du profil du profil de l'aube doit être d'au moins 0,32 µm.

Dans la partie médiane du profil aérodynamique de la pale, il y a des étagères de carénage de support d'une conception de profil complexe. Ces étagères jouent le rôle de surfaces de conception auxiliaires des aubes et des revêtements en alliage dur de carbure de tungstène et de carbure de titane sont appliqués sur leurs surfaces d'appui. Les étagères du carénage central, reliées les unes aux autres, créent un anneau de support unique dans la première roue du rotor du compresseur.

Dans la partie inférieure de la lame se trouve une étagère de verrouillage, qui a une forme spatiale complexe avec des paramètres de section variables. Les étagères inférieures des aubes créent un circuit fermé dans la roue du compresseur et assurent une alimentation en air régulière du compresseur. La modification de l'écart entre ces étagères s'effectue dans les 0,1 ... 0,2 mm. La partie supérieure de la voilure de pale présente une surface conformée dont la génératrice est exactement située par rapport au profil du verrou et au bord d'attaque de la voilure. Le jeu entre les sommets des aubes et le carter de la roue du stator du compresseur dépend de la précision de ce profil.

Le profil de travail de la plume de la pale de carénage et du verrou est soumis à des procédés de traitement de durcissement afin de créer des contraintes de compression sur les surfaces génératrices. Des exigences élevées sont également imposées à l'état des surfaces des pales, sur lesquelles les fissures, brûlures et autres défauts de fabrication ne sont pas autorisés.

Le matériau de la lame appartient au deuxième groupe de contrôle, qui prévoit un contrôle de qualité approfondi de chaque lame. Pour un lot de lames, un échantillon spécial est également préparé, qui est soumis à une analyse en laboratoire. Les exigences de qualité des aubes de compresseur sont très élevées.

Les méthodes d'obtention des ébauches initiales pour ces pièces et l'utilisation de méthodes traditionnelles et spéciales pour un traitement ultérieur déterminent la qualité de la sortie et les indicateurs économiques de la production. Les premières ébauches d'aubes de compresseur sont obtenues par emboutissage. Dans ce cas, des pièces de précision accrue peuvent être obtenues, avec de petites tolérances pour l'usinage. Ci-dessous, nous considérons le processus technologique de fabrication des aubes de compresseur, la pièce d'origine, qui a été obtenue par estampage à chaud d'une précision ordinaire. Lors de la création d'une telle pièce, des moyens ont été identifiés pour réduire la complexité de la fabrication et la mise en œuvre des indicateurs répertoriés, la qualité des aubes du compresseur.

Lors du développement du processus technologique, les tâches suivantes ont été définies :

Création de l'ébauche initiale par marquage à chaud avec une tolérance minimale pour le plume de la lame.

Création de bénéfices technologiques pour l'orientation et la fixation fiable de la pièce dans le système technologique.

Développement d'équipements technologiques et application de la méthode d'orientation de la pièce initiale dans le système technologique par rapport au profil de la pale afin de répartir (optimiser) la surépaisseur aux différentes étapes d'usinage.

Utilisation d'une machine CNC pour traiter des contours complexes lors d'opérations de fraisage.

L'utilisation de méthodes de traitement de finition par meulage et polissage avec la garantie d'indicateurs de qualité des surfaces.

Création d'un système de contrôle qualité pour l'exécution des opérations aux principales étapes de la production.

Technologie de routage pour la fabrication de pales. L'emboutissage et toutes les opérations connexes sont effectués à l'aide de la technologie conventionnelle d'emboutissage à chaud de précision. Le traitement est effectué sur des presses à manivelle conformément aux exigences techniques. Les pentes d'emboutissage sont de 7…10°. Les rayons de transition des surfaces d'emboutissage sont réalisés dans R=4mm. Tolérances pour les dimensions horizontales et verticales selon IT-15. Le déplacement autorisé le long de la ligne de séparation des tampons n'est pas supérieur à 2 mm. La plume de la pièce d'origine est soumise à un fonctionnement profilé. Les traces éclair sur tout le contour de la pièce ne doivent pas dépasser 1 mm.

Les aubes de compresseur sont l'un des produits de moteur les plus critiques et les plus produits en série et, ayant une durée de vie de plusieurs heures à plusieurs dizaines de milliers d'heures, subissent une large gamme d'effets provenant de contraintes dynamiques et statiques, d'un flux de gaz à haute température contenant de l'abrasif particules, ainsi que les produits oxydants de l'environnement et du combustible de combustion. Dans le même temps, il convient de noter que, selon l'emplacement géographique de fonctionnement et le mode de fonctionnement du moteur, la température le long de son trajet varie de -50 ... -40 ° C à

700…800 С° dans le compresseur. Comme Matériaux de construction pour les aubes de compresseur des moteurs à turbine à gaz modernes, des alliages de titane sont utilisés (VT22, VT3-1, VT6, VT8, VT33), des aciers résistants à la chaleur (EN961 Sh, EP517Sh) et des alliages coulés à base de nickel (ZhS6U, ZhS32) sont utilisé pour les aubes de turbine.

L'expérience de l'exploitation et de la réparation de moteurs d'avions militaires montre que la fourniture de la ressource affectée de 500 à 1500 heures dépend en grande partie du niveau d'endommagement du compresseur et des aubes de turbine. En même temps, dans la plupart des cas, il est associé à l'apparition d'entailles, de fissures de fatigue et de fatigue thermique, de corrosion par piqûres et de gaz et d'usure érosive.

La baisse de la limite de fatigue des aubes du 4ème étage sur la base de 20 * 10 6 cycles est de 30 % (de 480 MPa pour les aubes sans défauts, à 340 MPa pour les aubes réparées), bien que les contraintes maximales sur les aubes réparées de la 4ème étape, bien qu'elles diminuent, dépassent encore de manière significative les contraintes sur les bords des lames sans entailles. Les entailles sur les aubes du rotor du compresseur entraînent une perte importante de résistance à la fatigue des nouvelles aubes. Un nombre important de lames sont rejetées et irrémédiablement perdues, car elles présentent des entailles qui dépassent la limite de tolérance de réparation. Les structures en titane d'un poids relativement faible ont une résistance élevée à la corrosion, de bonnes propriétés mécaniques et un bel aspect.

L'invention concerne la fabrication en fonderie. L'aube d'un moteur à turbine à gaz est réalisée par moulage à la cire perdue. L'omoplate contient une plume 4, au bout de laquelle se trouve un talon 5, réalisé d'une seule pièce avec une plume. Le talon contient une plate-forme 5a, dans laquelle le premier bain 12 est réalisé avec des surfaces radiales 13 et un fond 14. Le bain 12 réduit l'épaisseur du talon. Dans le premier bain, au niveau de la zone d'interface 15 entre la plume et le talon, un second bain 16 est réalisé, qui permet de couler le métal dans la carapace en un seul point. En raison de la répartition uniforme du métal, la formation de porosité dans la pelle est empêchée. 3 n. et 3 z.p. f-ly, 4 malades.

Dessins au brevet RF 2477196

La présente invention concerne une lame en métal coulé et un procédé de fabrication de celle-ci.

Un moteur à turbine à gaz, tel qu'un turboréacteur, comprend une soufflante, un ou plusieurs étages de compresseur, une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbine et une tuyère. Les gaz sont entraînés par les rotors de la soufflante, du compresseur et de la turbine, du fait de la présence d'aubes radiales fixées sur la périphérie des rotors.

Les notions de position ou d'emplacement intérieur, extérieur, radial, avant ou arrière doivent être considérées par rapport à l'axe principal du moteur à turbine à gaz et au sens d'écoulement des gaz dans ce moteur.

L'aube de turbine mobile contient une jambe, avec laquelle elle est fixée au disque du rotor, une plate-forme formant un élément de la paroi interne qui limite le trajet gaz-air, et une plume, qui est située principalement le long de l'axe radial et est soufflée par les gaz. Selon l'étage moteur et turbine, à son extrémité éloignée de la tige, l'aube se termine par un élément transversal à l'axe principal (principal) de la voilure, appelé talon, qui forme un élément de la paroi externe limitant les gaz -chemin aérien.

Sur la surface extérieure du talon sont réalisées une ou plusieurs plaques radiales ou festons formant avec la paroi statorique opposée un joint labyrinthe assurant l'étanchéité aux gaz ; pour cela, en règle générale, ladite paroi de stator est réalisée sous la forme d'un anneau en matériau abradable, contre lequel frottent les plaques. Les plaques contiennent une face avant et une face arrière situées transversalement au flux de gaz.

La lame peut être monobloc, c'est-à-dire que la jambe, la plate-forme, la plume et le talon sont réalisés sous la forme d'une seule pièce. L'aube est réalisée par un procédé de coulée dit « coulée à la cire perdue » et bien connu de l'homme du métier. De cette façon:

Auparavant, un modèle de l'omoplate était fabriqué à partir de cire ;

Le modèle est plongé dans une barbotine de céramique réfractaire, qui forme une coquille après cuisson ;

La cire est fondue et retirée, ce qui permet d'obtenir une "forme de coquille" en matériau réfractaire dont le volume interne détermine la forme de l'aube ;

Le métal en fusion est coulé dans le moule carapace, tandis que plusieurs moules carapaces sont combinés en un bloc pour couler simultanément le métal;

Le moule carapace est cassé, ce qui permet d'obtenir une spatule métallique.

Aux endroits où le métal est coulé dans le moule, des excroissances métalliques relativement épaisses se forment sur la lame métallique moulée, qui doivent être usinées après le moulage de la lame. En règle générale, le métal est coulé au niveau du talon de la lame. Le diamètre du canal de coulée et, par conséquent, l'accumulation formée ultérieurement est important, et la coulée s'effectue à proximité des plaques du joint à labyrinthe, qui ont une faible épaisseur ; de ce fait, si un seul point de coulée est prévu, le métal est mal réparti dans la carapace et il y a des problèmes de porosité de l'aube, notamment au niveau de ses aubes.

Ce problème peut être résolu en prévoyant deux entrées de coulée, tandis que le diamètre des canaux de coulée est réduit d'autant. Ainsi, au lieu d'un canal de coulée grand diamètre on obtient deux canaux de coulée de plus petit diamètre, espacés, ce qui permet une meilleure répartition du métal et évite les problèmes de porosité.

Cependant, il est souhaitable de résoudre ces problèmes de porosité en ne conservant qu'un seul point d'écoulement.

A cet égard, l'invention a pour objet une aube de moteur à turbine à gaz, réalisée par fonderie, contenant une plume, à l'extrémité de laquelle se trouve un talon, réalisée sous forme d'une seule pièce avec la plume, avec laquelle elle est reliée au niveau de la zone d'interface, tandis que le talon contient une plate-forme sur laquelle, selon au moins une plaque d'étanchéité, et le premier bain est réalisé dans la plate-forme, caractérisé en ce que le second bain est réalisé dans le premier bain au niveau niveau de l'interface entre la plume et le talon.

La présence d'un bain dans un autre bain au niveau de la zone d'interface entre la pale et le talon évite un épaississement trop important dans cette zone et lors du moulage de l'aube par coulée assure une meilleure répartition du métal liquide dans le moule. La meilleure répartition du métal liquide dans le moule permet d'utiliser le procédé de coulée avec un seul point d'écoulement du métal. L'avantage de fabriquer une aube avec un seul point d'écoulement est la simplicité exceptionnelle du moule carapace et, si nécessaire, du bloc de moules carapaces ; le coût de fabrication des aubes est réduit, tandis que leur qualité est améliorée.

De plus, la quantité de matière au niveau du talon est optimisée, ce qui réduit le poids et le coût de la voilure.

De plus, les contraintes mécaniques sur le talon et/ou la plume sont optimisées et sont mieux absorbées par la voilure grâce à une meilleure répartition des masses.

De préférence, le premier bain est limité par les surfaces radiales et le fond, et le deuxième bain est formé dans le fond du premier bain.

Il est également préférable que le deuxième plateau soit réalisé selon l'axe principal de la lame à l'opposé de la zone d'interface entre le talon et la plume.

Il est conseillé que le profil aérodynamique de l'aube soit formé par une paroi solide et contienne des surfaces courbes dans la zone d'accouplement, que le deuxième bain contienne des surfaces radiales courbes et une surface inférieure, et que les surfaces radiales courbes du deuxième bain soient situées essentiellement parallèlement à la surfaces incurvées du profil aérodynamique dans la zone d'accouplement, ce qui fournit une épaisseur de pale essentiellement constante dans la zone d'interface.

L'invention a également pour objet une turbine comportant au moins une aube conforme à la présente invention.

L'invention a également pour objet un moteur à turbine à gaz comportant au moins une turbine conforme à la présente invention.

L'invention a également pour objet un procédé de fabrication d'une aube de moteur à turbine à gaz, comprenant les étapes suivantes :

On réalise un modèle en cire de la lame, contenant une plume, au bout de laquelle est réalisé un talon, faisant corps avec la plume, avec laquelle il se raccorde au niveau de la zone d'interface, tandis que le talon contient une plate-forme sur lequel au moins une plaque d'étanchéité est réalisée, tandis que le premier bain est réalisé sur la plate-forme, le deuxième bain est réalisé dans le premier bain au niveau de la zone de conjugaison entre la plume et le talon,

Une spatule en cire est plongée dans une barbotine réfractaire,

Le moule carapace est en matériau réfractaire,

Le métal en fusion est versé dans le moule carapace par une seule entrée de coulée,

La forme de coquille est brisée et une spatule est obtenue.

La présente invention ressortira plus clairement de la description suivante d'un mode de réalisation préféré d'une aube selon la présente invention et d'un procédé de fabrication de celle-ci en référence aux dessins annexés.

Figure. 1 est une vue schématique de côté d'une aube de turbine selon la présente invention.

Figure. 2 - vue isométrique de face côté extérieur talons de lame.

Figure. 3 est une vue en coupe de la lame selon le plan III-III de la Fig. une.

Figure. 4 est une vue isométrique de côté de la face externe du talon de l'omoplate.

Comme le montre la Fig. 1, l'aube 1 selon la présente invention est formée essentiellement selon un grand axe A, qui est essentiellement radial par rapport à l'axe B du moteur à turbine à gaz contenant l'aube 1. Dans ce cas nous parlons sur l'aube de turbine d'un turboréacteur. La pale 1 comprend une patte 2 située à l'intérieur, une plate-forme 3, une plume 4 et un talon 5, qui est situé à l'extérieur. Le talon 5 épouse la plume 4 dans la zone d'interface 15 . La jambe 2 est conçue pour être installée dans la douille du rotor pour le montage sur ce rotor. La plate-forme 3 est réalisée entre la patte 2 et la plume 4 et contient une surface située transversalement par rapport à l'axe A de la pale 1, formant un élément de paroi qui limite le trajet gaz-air de son à l'intérieur; ladite paroi est formée par toutes les plates-formes 3 des aubes 1 de l'étage de turbine considéré, qui sont adjacentes les unes aux autres. La plume 4 est généralement située selon l'axe principal A de la pale 1 et présente une forme aérodynamique correspondant à sa destination, comme cela est connu de l'homme du métier. Le talon 5 contient une plate-forme 5a, qui est réalisée à l'extrémité extérieure de la voilure 4 sensiblement transversalement à l'axe principal A de la pale 1.

Comme le montre la Fig. 2 et 4, la plateforme de talon 5 comprend un bord d'attaque 6 et un bord de fuite 7 orientés transversalement par rapport au flux de gaz (le flux est généralement parallèle à l'axe B du turboréacteur). Ces deux bords transversaux, avant 6 et arrière 7, sont reliés par deux bords latéraux 8, 9, qui présentent un profil en Z : chaque bord latéral 8, 9 contient deux tronçons longitudinaux (respectivement 8a, 8b, 9a, 9b) reliés à l'autre section 8", 9", respectivement, qui est essentiellement transversale ou faite au moins à un angle par rapport à la direction de l'écoulement de gaz. C'est le long des bords latéraux 8, 9 que le talon 5 vient en contact avec les talons de deux pales adjacentes du rotor. En particulier, afin d'amortir les vibrations auxquelles elles sont soumises lors de leur fonctionnement, les aubes sont montées sur un disque sensiblement sollicité en torsion autour de leur axe principal A. Les talons 5 sont conçus de manière à ce que les aubes soient soumises à des sollicitations de torsion. contrainte lorsqu'elle est appuyée sur des lames adjacentes le long des sections transversales 8" , 9" des bords latéraux 8, 9.

A partir de la surface extérieure de la plate-forme 5a du talon 5, des plaques radiales 10, 11 ou festons 10, 11 sont réalisées, en l'occurrence au nombre de deux ; il est également possible de ne prévoir qu'un seul plateau ou plus de deux plateaux. Chaque plaque 10, 11 est réalisée transversalement à l'axe B du moteur à turbine à gaz, en partant de la surface externe de la plate-forme du talon 5, entre deux tronçons longitudinaux opposés (8a, 8b, 9a, 9b) des bords latéraux 8 , 9 du talon 5.

La plate-forme 5a du talon 5 est généralement formée selon un angle radial par rapport à l'axe B du moteur à turbine à gaz. En effet, dans la turbine, la section du trajet gaz-air augmente de l'entrée à la sortie afin d'assurer la détente des gaz ; ainsi, la plate-forme 5a du talon 5 s'éloigne de l'axe B du turbomoteur de l'entrée vers la sortie, tandis que sa surface intérieure forme la limite extérieure du trajet gaz-air.

Dans la plate-forme 5a du talon 5, un premier bain 12 est formé (du fait de la configuration du moule).Ce premier bain 12 est une cavité formée par des surfaces périphériques 13 formant rebord, qui sont réalisées à partir de la surface extérieure du moule. la plate-forme 5a et se raccordent à la surface 14, formant le fond 14 du bain 12. Les surfaces périphériques 13 sont disposées essentiellement radialement et dans ce cas sont incurvées vers l'intérieur, formant un raccord entre la surface externe de la plate-forme 5a et la surface du fond 14 de la baignoire 12. Ces surfaces radiales courbes 15 sont globalement parallèles aux bords latéraux 8, 9 et aux bords transversaux 6, 7 des plates-formes 5a du talon 5, suivant leur forme en vue de dessus (selon la axe principal A de la lame 1). Certaines zones du talon 5 peuvent ne pas contenir de telles surfaces radiales 13, auquel cas la surface du fond 14 de la baignoire 12 va directement jusqu'au bord latéral (voir bord 9a sur la Fig. 2) (on notera que sur la Fig. .4 ces zones ne sont pas au même endroit).

Un bain 12 de ce type a déjà été utilisé dans des spatules connues. Sa fonction est d'alléger le talon 5 tout en le gardant propriétés mécaniques: l'épaisseur de la plate-forme 5a du talon 5 est importante à proximité des bords latéraux 8, 9 dont les surfaces latérales, en contact avec les pales adjacentes, sont soumises à de fortes contraintes lors de la rotation de la pale 1, tandis que la partie centrale une partie de la plate-forme 5a du talon 5, moins sollicitée, est réalisée avec un évidement formant la première baignoire 12.

De plus, le talon contient un bain 16 dans le premier bain 12, ci-après dénommé deuxième bain 16. Le deuxième bain 16 est réalisé au niveau de la zone d'interface 15 entre le talon 5 et la plume 4. En particulier, le second bain est réalisé selon l'axe principal A de la pale 1 en regard de la zone 15 d'appariement entre le talon 5 et la plume 4.

Le deuxième bain 16 est une cavité formée par des surfaces périphériques 17, formant un côté, qui relient la surface inférieure 14 du premier bain 12 avec la surface 18, qui forme le fond du deuxième bain 16 (et située du côté intérieur avec par rapport à la surface inférieure 14 du premier bain 12). Les surfaces périphériques 17 sont agencées sensiblement radialement, en l'occurrence étant incurvées sur les côtés extérieur et intérieur, formant un raccord entre la surface inférieure 14 du premier bac 14 et la surface inférieure 18 du deuxième bac 16. Ces surfaces radiales incurvées 17 sont essentiellement parallèles aux surfaces de la plume 4, suivant leur forme en vue de dessus (selon l'axe principal A de la lame 1) (voir Fig. 4).

Le second bac 16 est réalisé lors du moulage (autrement dit, la configuration de la carapace pour mouler l'aube 1 est adaptée au moulage d'un tel bac 16). La lame est réalisée par moulage sur des modèles à cire perdue, comme décrit plus haut dans la description.

La présence du deuxième bain 16 évite une surépaisseur dans la zone 15 de l'interface entre le talon 5 et la plume 4. De ce fait, lors du coulage du métal dans la carapace, le métal est réparti plus uniformément, ce qui rend permet d'éviter la formation de porosité, même si le métal n'est coulé qu'en un seul point de coulée.

Ainsi, l'aube 1 peut être réalisée par un procédé de fonderie de précision avec une seule entrée de coulée de métal liquide pour chaque carapace, et un tel procédé est plus simple et moins cher. Si les formulaires sont combinés en blocs, la méthode est encore plus simple. De plus, en versant dans le moule carapace par une seule bouche de coulée, l'aube fabriquée ne contient qu'un seul dépôt résiduel, qui est éliminé par usinage. L'usinage d'une telle pièce est plus simple.

De plus, le poids et, par conséquent, le coût de la voilure 1 est réduit du fait de la présence du deuxième plateau 16, tandis que les contraintes sur le talon 5, ainsi que les contraintes sur la plume 4, sont mieux réparties et, donc mieux perçu par la lame 1.

Dans ce cas, le stylo 4 est réalisé sous la forme d'une paroi pleine, c'est-à-dire sans refroidissement à l'aide d'une chemise ou d'une cavité réalisée dans l'épaisseur de sa paroi. De préférence, les surfaces périphériques 17 et la surface inférieure 18 de la deuxième cuve 16 sont conçues de manière à ce que l'épaisseur de la palette 1 soit sensiblement constante à l'interface 15 entre le talon 5 et la plume 4. Cela poinçonner bien visible sur la Fig. 3. En particulier, si l'on désigne par 15a, 15b les surfaces courbes de la plume 4 au niveau de la zone d'interface 15 entre la plume 4 et le talon 5, alors sur la Fig. 3, on voit que les surfaces radiales incurvées 17 du deuxième bain 16 sont essentiellement parallèles aux surfaces incurvées 15a, 15b du stylo 4, contre lesquelles elles sont situées. Dans le mode de réalisation illustré, le rayon des surfaces radiales incurvées 17 du deuxième bain 16 n'est pas identique au rayon des surfaces incurvées opposées 15a, 15b de la plume 4, mais néanmoins ces surfaces sont sensiblement parallèles.

Une partie du second bain 16, située sur la Fig. 3 à gauche, se caractérise par une forme incurvée continue sans aucun méplat entre la surface radiale incurvée 13 du premier plateau 12, le fond 14 du premier plateau 12 et la surface radiale incurvée 17 du deuxième plateau 16. Cependant, de la part du deuxième plateau 16, situé sur la fig. 3 à droite, chacune de ces zones est bien visible. L'exécution entre elles de sections différentes dans la zone considérée (en section) dépend de la position des surfaces du talon 5 par rapport aux surfaces de la plume 4.

L'invention est décrite pour une aube mobile de turbine. Cependant, en fait, elle peut s'appliquer à toute lame, réalisée par coulée et contenant une plume, au bout de laquelle est réalisé un talon sous forme d'une seule pièce avec une plume.

RÉCLAMATION

1. L'aube de moteur à turbine à gaz, réalisée par fonderie, contenant une plume, à l'extrémité de laquelle se trouve un talon, réalisée sous la forme d'une seule pièce avec une plume, avec laquelle elle est reliée au niveau de la zone d'interface, tandis que le talon contient une plate-forme sur laquelle au moins une plaque d'étanchéité, et le premier bain est réalisé dans la plate-forme, caractérisé en ce que le second bain est réalisé dans le premier bain au niveau de la zone d'interface entre la plume et le talon.

2. Spatule selon la revendication 1, dans laquelle le premier bain est délimité par des surfaces radiales et un fond, et le deuxième bain est formé dans le fond du premier bain.

3. La pale selon la revendication 1, dans laquelle le deuxième plateau est réalisé selon l'axe principal (A) de la pale à l'opposé de la zone d'interface entre le talon et la plume.

4. Lame selon la revendication 3, dans laquelle le stylo est formé par une paroi pleine et contient des surfaces courbes dans la zone d'interface, et le second plateau contient des surfaces radiales courbes et une surface inférieure, tandis que les surfaces radiales courbes du second plateau sont situés essentiellement parallèlement aux surfaces courbes du stylet dans la zone d'interface, ce qui permet d'obtenir une épaisseur de lame sensiblement constante dans la zone d'interface.

5. Turbine contenant au moins une aube selon la revendication 1.

6. Moteur à turbine à gaz contenant au moins une turbine selon la revendication 5.

La pertinence du travail

La ressource et la fiabilité des moteurs d'avion sont principalement déterminées par la capacité portante des aubes de compresseur (Fig. 1), qui sont les pièces les plus critiques et les plus chargées qui subissent des charges alternées et cycliques importantes pendant le fonctionnement, qui agissent sur elles à des fréquences élevées. . Les aubes de compresseur sont la partie la plus massive, la plus chargée et la plus critique d'un moteur d'avion.
Une particularité des aubes de compresseur, à bords fins d'entrée et de sortie et constituées d'alliages de titane très sensibles à la concentration des contraintes, est qu'elles sont les premières à rencontrer un corps étranger (oiseau, grêle...) est entré dans le circuit moteur.
Les aléas, les entailles, les dommages dus à l'érosion et autres défauts augmentent considérablement le niveau des contraintes vibratoires locales, ce qui réduit fortement caractéristiques de résistance omoplates. Par conséquent, la création d'une combinaison favorable de propriétés de la couche de surface lors des opérations de finition et de durcissement a une grande influence sur l'augmentation capacité portante aubes du moteur à turbine à gaz. Une tâche urgente consiste à évaluer l'effet de l'écrouissage superficiel sur la résistance aux chocs des aubes lors d'un impact avec des corps étrangers.

Figure 1 - Modèle d'aube de compresseur GTE (10 cadres, 20 cycles)

À l'heure actuelle, dans la fabrication des aubes de compresseur, les méthodes de déformation plastique et de traitement mécanique, ainsi que les technologies complexes lors des opérations de finition du processus technologique, sont largement utilisées.
L'usinage vibroabrasif (VO) sur des installations spéciales a trouvé une large application dans la production d'aubes de compresseur à partir d'alliages de titane. Un effet positif sur l'efficacité du traitement vibroabrasif est l'utilisation de liquides chimiquement actifs avec un abrasif.
Le traitement par ultrasons avec des billes (UZO) permet de former une combinaison favorable des caractéristiques de la couche superficielle des aubes de compresseur, qui ont une faible rigidité, une grande précision de fabrication, une configuration complexe et des bords fins.
Le grenaillage pneumatique (PDO) se caractérise par une collision par glissement des billes avec la surface du profil de la pale, empêchant leur surdurcissement. Il a été établi que le PDA s'accompagne d'une diminution de l'inhomogénéité structurale et rend la structure, la répartition des phases et les contraintes de compression résiduelles plus uniformes dans la couche superficielle du profil de pale. La méthode de grenaillage pneumatique proposée pour le traitement de finition et de durcissement neutralise efficacement les microdéfauts technologiques de la couche de surface formée aux étapes précédentes du processus technologique, s'accompagne d'une augmentation significative de la limite d'endurance, d'une diminution de la dispersion de la durabilité et ne nécessite pas de finition ultérieure des bords fins par polissage manuel.
L'une des méthodes prometteuses de traitement de finition et de durcissement est la méthode de polissage abrasif magnétique (MAP). Particularité MAP est la capacité de traiter des pièces avec différentes configurations et de combiner les opérations de finition et de trempe en un seul processus.
Le problème de l'érosion des aubes des moteurs à turbine à gaz est généralement reconnu. L'intensité et le type d'érosion des aubes de compresseur dépendent non seulement des conditions de collision des particules avec la surface de la voilure, mais aussi de la combinaison des caractéristiques de la couche superficielle.
Pour augmenter la résistance à l'usure des lames, une utilisation de plus en plus répandue a été différentes sortes technologies complexes - application de revêtements au plasma en combinaison avec diverses méthodes de finition et de durcissement.
Le développement et l'introduction de moteurs dans la production en série s'accompagnent actuellement d'une conception progressive et de solutions technologiques, exprimées dans l'apparition de nouvelles pièces, l'utilisation de matériaux structurels fondamentalement nouveaux, ainsi que l'amélioration des technologies de production, d'assemblage et de test. Les procédés technologiques avancés d'usinage basés sur le concept de coupe à grande vitesse sont largement utilisés, les méthodes de finition-durcissement et de traitement thermique sont en cours d'amélioration.
La relation étroite entre la conception et la technologie de production des moteurs a déterminé un certain nombre de problèmes actuels liés à l'augmentation de la capacité portante des pièces à profil complexe à l'aide de méthodes technologiques.

But et tâches du travail

Objectif- augmenter la durabilité et la qualité des aubes de compresseur GTE en améliorant le support structurel et technologique des processus de fabrication des aubes de compresseur GTE.

Les tâches principales du travail:
1.) Procéder à une analyse de l'état actuel du support structurel et technologique des procédés de fabrication des aubes de compresseur GTE ;
2.) Explorer les possibilités d'augmenter la durabilité des aubes de compresseur en appliquant des revêtements ion-plasma ;
3.) Effectuer des expériences pour étudier les propriétés du revêtement ion-plasma résistant à l'usure ;
4.) Élaboration de recommandations pour l'amélioration du support structurel et technologique des procédés de fabrication des aubes de compresseur GTE.

Nouveauté scientifique de l'ouvrage

La nouveauté scientifique du travail réside dans l'élaboration de recommandations pour améliorer le support structurel et technologique des processus de fabrication des aubes de compresseur GTE et créer une structure optimale pour le processus technologique de traitement des aubes de compresseur GTE. Aussi, ce travail apporte une solution au problème de durabilité et de résistance à l'usure des aubes de compresseur GTE.

Partie principale

Aubes de compresseur d'un moteur à turbine à gaz

Les aubes GTE fonctionnent à des températures élevées, atteignant plus de 1200°C pour la turbine et plus de 600°C pour le compresseur. De multiples changements dans les modes de fonctionnement thermiques du moteur - échauffement rapide au démarrage et refroidissement rapide à l'arrêt du moteur - provoquent un changement cyclique des contraintes thermiques, caractérisé par une fatigue thermique (Fig. 2). De plus, la partie profilée de la voilure et le pied de pale, en plus de la tension et de la flexion des forces centrifuges, de la flexion et du couple de l'écoulement de gaz à grande vitesse, subissent des contraintes alternées dues aux charges vibratoires, dont l'amplitude et la fréquence varient sur une large éventail.

Figure 2 - Schéma des flux de gaz dans le moteur à turbine à gaz (3 cadres)

La fiabilité de fonctionnement des aubes de rotor de compresseur et de turbine dépend non seulement de leur résistance structurelle, de leur résistance aux charges statiques cycliques et à long terme, mais également de leur technologie de fabrication, qui affecte directement la qualité de la couche superficielle de la tige et de la plume de la pale. . Des concentrateurs de contraintes structurels et technologiques se forment dans la couche de surface, elle est affectée par l'écrouissage et les contraintes résiduelles internes du traitement mécanique. De plus, la couche de surface est exposée aux charges externes dans les principaux types d'état de contrainte (flexion, traction, torsion) environnement externe. Ces facteurs négatifs peuvent conduire à la destruction de l'aube, et, par conséquent, à la panne du moteur à turbine à gaz.
La production d'aubes GTE occupe une place particulière dans l'industrie des moteurs d'avions, ce qui est dû à un certain nombre de facteurs dont les principaux sont :
complexe Forme géométrique plume et tige des lames;
haute précision de fabrication;
l'utilisation de matériaux coûteux tels que les aciers alliés et les alliages de titane ;
production de masse de lames;
équipement du processus technologique avec un équipement spécialisé coûteux;
grande complexité de fabrication.
Aujourd'hui, les types d'usinage suivants sont typiques pour la production d'aubes GTE :
élongation;
fraisage;
roulant;
polissage;
polissage par vibration ou meulage par vibration;
traitement thermique .

Formation de la couche superficielle lors des opérations de finition pour la fabrication des aubes

Lors de la fabrication des aubes GTE, des microrugosités et des risques se forment sur leurs surfaces, et des transformations structurelles et de phase se produisent dans la couche superficielle. De plus, on observe une augmentation de la dureté du métal et la formation de contraintes résiduelles dans la couche superficielle.
Dans les conditions de fonctionnement, la couche de surface perçoit les charges les plus importantes et est soumise à des effets physiques et chimiques : mécaniques, thermiques, corrosion, etc.
Dans la plupart des cas, les propriétés de service de la surface des aubes GTE commencent à se détériorer en raison de l'usure, de l'érosion, de la corrosion, de la fissuration par fatigue, ce qui peut entraîner une défaillance.
Après finition les défauts de surface sont distingués : risques, rayures, éraflures, bosses, pores, fissures, bavures, etc.
Les propriétés physiques et mécaniques de la couche de surface, créées lors de la fabrication des aubes, changent considérablement pendant le fonctionnement sous l'influence de la force, de la température et d'autres facteurs.
La surface de la pièce présente un certain nombre de caractéristiques par rapport au noyau. Les atomes qui se trouvent à la surface ont des liaisons à sens unique avec le métal, ils sont donc dans un état instable et ont un excès d'énergie par rapport aux atomes à l'intérieur.
En raison de la diffusion, en particulier lorsqu'il est exposé à des températures élevées, composants chimiques métal de base avec des substances pénétrant de l'extérieur. Aux températures élevées, la mobilité de diffusion des atomes augmente, entraînant une redistribution de la concentration des éléments d'alliage. La diffusion dans la couche superficielle a un effet significatif sur les propriétés des métaux. Ceci est particulièrement vrai pour une opération telle que le broyage, lorsqu'il y a une température élevée dans la zone de traitement.
Les principales raisons de l'apparition de macrocontraintes lors de l'usinage sont l'inhomogénéité de la déformation plastique et l'échauffement local du métal de la couche superficielle, ainsi que les transformations de phase.
Le degré et la profondeur de durcissement de la couche superficielle des pièces sont déterminés par les modes d'usinage et sont directement liés à une augmentation du nombre de dislocations, de lacunes et d'autres défauts dans le réseau cristallin du métal.
La couche superficielle des pièces GTE est formée à la suite de phénomènes interdépendants se produisant dans la zone de déformation et les zones adjacentes : multiples déformations élastoplastiques, modifications des propriétés plastiques du métal, frottements, modifications de la micro et macrostructure, etc.
Lors du durcissement, du fait de la déformation du métal de surface et du travail de frottement, de la chaleur est dégagée, ce qui chauffe la pièce. Avec des modes de traitement intensifs, les zones locales des couches de surface sont chauffées, tout en lissant - jusqu'à 600-700 ° C, avec des méthodes d'impact - jusqu'à 800-1000 ° C.
Un tel échauffement conduit à une diminution du niveau des contraintes résiduelles de compression à proximité de la surface, ce qui peut conduire à une diminution de l'effet de durcissement. Dans certains cas, il y a transformation des contraintes de compression en contraintes de traction.
La raison principale du durcissement est une augmentation de la densité des dislocations qui s'accumulent près des lignes de cisaillement et leur arrêt ultérieur devant divers types d'obstacles qui se sont formés pendant le processus de déformation ou qui existaient avant. La fragmentation en blocs de volumes métalliques enserrés entre les plans de glissement, la rotation de ces blocs, la courbure des plans de glissement et l'accumulation de produits de destruction du réseau cristallin sur ceux-ci contribuent à une augmentation des irrégularités le long des plans de glissement, et , par conséquent, au durcissement.
Lors de l'usinage de pièces, la formation de contraintes résiduelles est associée à une déformation plastique inégale des couches superficielles, qui se produit lors de l'interaction des forces et des facteurs thermiques.
La déformation s'accompagne de processus inégaux de profondeur et interconnectés de cisaillement, de réorientation, d'écrasement, d'allongement ou de raccourcissement des composants de la structure. Selon la nature des déformations, on observe une augmentation de la densité du matériau de la pièce.
Dans des conditions de durcissement sévères, un durcissement excessif peut se produire, à la suite de quoi des microfissures dangereuses apparaissent dans la couche de surface et la formation de particules de métal exfoliant est mise en évidence. Le re-durcissement est un processus irréversible dans lequel le chauffage ne restaure pas la structure d'origine du métal et ses propriétés mécaniques.

Traitement vibroabrasif des lames

Les aubes sont des pièces de masse caractéristiques des moteurs à turbine à gaz d'avion, elles fonctionnent dans des conditions de charges statiques, dynamiques et thermiques élevées et déterminent en grande partie la durée de vie et la fiabilité du moteur dans son ensemble.
Pour leur fabrication, des alliages de titane à haute résistance, des aciers inoxydables, des alliages résistants à la chaleur à base de nickel, ainsi que des matériaux composites sont utilisés.
La complexité de fabrication des aubes dans la plupart des conceptions de moteurs à turbine à gaz représente 30 à 40 % de la complexité totale du moteur. Cette caractéristique, ainsi que les conditions de fonctionnement des aubes dans le moteur, nécessite l'utilisation de méthodes progressives pour obtenir des ébauches dans la production, technologies modernes transformation, en particulier lors des opérations de finition, mécanisation et automatisation des processus technologiques.
Dans le fonctionnement des moteurs à turbine à gaz d'avion, parmi toutes les défaillances dues aux raisons de la défaillance de la résistance des pièces, les aubes représentent environ 60 %. La grande majorité des défaillances d'aubes sont de nature fatigue. Ceci est souvent facilité par des dommages aux aubes causés par des particules solides pénétrant dans le circuit moteur (pierres lors du roulage au sol, oiseaux en vol, etc.). Cela entraîne la nécessité d'avoir une marge suffisamment élevée de résistance cyclique des pales, ainsi que de prendre des mesures technologiques et de conception spéciales pour augmenter leur capacité de survie en cas de dommages (bosses).
Selon les conditions de fonctionnement dans le moteur, le niveau de contraintes alternées dans les aubes est généralement compris entre 40 et 160 MPa, et compte tenu de la marge de sécurité nécessaire, leur limite d'endurance est généralement requise entre 300 et 500 MPa. La résistance à la fatigue d'une aube dépend du matériau, de la conception de l'aube et de la technologie de sa fabrication, mais dans tous les cas, l'état de la couche superficielle affecte fortement la valeur de la limite d'endurance. Les principaux facteurs affectant la qualité de la couche de surface sont :
- les contraintes résiduelles - leur signe, leur amplitude, leur profondeur, leur nature de répartition sur la section de la pièce, etc. ;
- microrelief de surface - taille et nature des microrugosités, présence de rayures;
- structure de la couche superficielle.
L'urgence de la tâche consistant à augmenter la résistance à la fatigue des aubes a conduit au développement et à la mise en œuvre de méthodes de traitement spéciales et à l'introduction dans l'industrie d'un certain nombre de méthodes spéciales pour le traitement de leur surface.
La place du traitement vibroabrasif dans le processus technologique de traitement mécanique des lames est généralement le processus de finition effectué au stade final du traitement. En fonction du matériau de la lame, du type de traitement précédent et de la valeur initiale de la microrugosité de surface et de certains autres facteurs, des modes de traitement sont attribués - la fréquence et l'amplitude de l'amplitude d'oscillation, les caractéristiques des corps de travail (rupture abrasive, corps vibrants moulés, billes de céramique, de verre ou de métal, cubes de bois, etc.), rapports de masse, etc. Cela permet d'atteindre le résultat souhaité dans une gamme assez large d'états de surface initiaux. Ainsi, pour les aubes de compresseur de petites et moyennes dimensions en alliages d'acier et de titane, l'opération finale de mise en forme est un laminage à froid suivi d'un arrondissage des bords avec une meule abrasive. Dans ce cas, la rugosité de surface est Ra = 1,6 et plus, par conséquent, des modes de traitement par vibration "douce" sont utilisés pour niveler les microrugosités sur la surface et créer des contraintes de compression dans la couche de surface. Dans ce cas, le traitement en vrac est utilisé (sans pièces de fixation) dans les vibrateurs toroïdaux. Dans certains cas, la technologie de traitement prévoit un meulage abrasif dans les opérations finales, suivi d'un polissage de la surface du profil de l'aube. De telles lames sont soumises à un traitement vibro-abrasif plus intense pour éliminer la microrugosité et fournir des contraintes de compression résiduelles dans la couche de surface.
Il est beaucoup plus difficile de mettre en oeuvre un traitement vibratoire efficace des grandes aubes de turbomachines. Une grande masse de ces pièces, compte tenu du poids du conteneur et environnement de travail rendent problématique la création d'une machine vibrante avec une fréquence et une amplitude d'oscillations acceptables dans deux ou trois coordonnées en raison d'une forte augmentation de la puissance d'entraînement requise et des surcharges dynamiques des éléments de la machine. De plus, ces détails sont pire qualité la surface d'origine, ce qui réduit la productivité du traitement.
Dans l'entreprise Motor Sich, la méthode de traitement par vibration longitudinale à une seule coordonnée dans un conteneur fermé (POVO) est utilisée.
Dans les machines vibroabrasives nationales et étrangères traditionnelles, la charge en vrac est entraînée à partir de mouvements oscillatoires le fond du récipient, qui est toujours au fond. Dans ce cas, la charge est renvoyée chute libre. L'efficacité de cette méthode n'est pas assez élevée.
Le processus d'usinage vibroabrasif des pièces est considérablement activé et intensifié à l'intérieur d'un récipient fermé à deux fonds situés face à face, si le remplisseur en vrac oscille activement entre eux, recevant de l'énergie cinétique de chaque fond. L'intensité des impacts de la charge avec la pièce augmente considérablement. Les parois latérales du récipient sont inclinées (coniques), ce qui crée une compression supplémentaire de la charge lors de son mouvement, ce qui augmente les forces d'action dynamique entre la charge abrasive et les parois du récipient, à l'intérieur desquelles les parties usinées du gaz turbomachine se trouvent dans un état fixe ou libre.
Lors de la vibration par cette méthode avec des granulés abrasifs et des billes d'acier trempé, l'enlèvement de métal de la surface et la microdéformation de surface des pièces sont plus intenses que dans les vibrateurs traditionnels, ce qui augmente l'amplitude et la profondeur des contraintes de compression de surface et augmente la résistance à la fatigue des pièces.
La figure 3 montre les courbes d'évolution de la rugosité de surface d'aubes en acier 14Kh17N2Sh sur la durée de traitement sur une unité vibrante avec un conteneur en forme de U.

Figure 3 - Dépendance de la rugosité au traitement vibro-abrasif dans un conteneur en forme de U (1) et la méthode POVO (2)

L'obtention de la rugosité Ra = 1,5 um par le procédé POOH, comme il ressort de la figure 3, se produit en environ 30 minutes, et par un traitement vibroabrasif classique - 1,5 heures.
L'étude du traitement vibro-abrasif des aubes de turbine et de compresseur montre les avantages de ce procédé par rapport au polissage et au polissage manuels. Les résultats de l'étude ont montré que la limite d'endurance des aubes soumises au vibro-meulage et au vibro-polissage est de 410 MPa et répond aux exigences de la TS. L'amplitude et la nature des contraintes résiduelles des lames étudiées sont plus favorables que sur les lames avec polissage et lustrage manuels.

Conclusion

Grande importance pour résoudre le problème de la garantie de la ressource et de la fiabilité des moteurs à turbine à gaz d'avion, ainsi que de la création de moteurs de nouvelles générations, a le développement, l'amélioration et la création de nouveaux procédés technologiques, de méthodes de traitement de pièces et d'équipements qui augmentent non seulement la productivité, mais aussi la qualité de fabrication.
L'émergence de types modernes et de modifications de moteurs d'avions s'accompagne en permanence de nouvelles solutions de conception qui entraînent des difficultés technologiques. Afin de les surmonter en temps opportun et de réduire l'écart entre «l'idéal», en termes de conception, et le «réel», en termes de technologie de fabrication, il est nécessaire d'introduire activement des méthodes progressives de traitement mécanique et de finition-durcissement en fabrication.

Littérature

1. Boguslaev V.A., Yatsenko V.K., Pritchenko V.F. Support technologique et prévoir la capacité portante des pièces GTE. -K. : Manuscript Publishing Company, 1993. - 332 p.
2. Driggs I. G., Pancaster O. E. Turbines à gaz d'aviation. Par. de l'anglais. G. G. Mironov. - M., Oborongiz, 1957 - 265 p.
3. Turbines à gaz Zhiritsky G.S. Aviation. -M., Oborongiz, 1950 - 511 p. 4. Doronin Yu.V., Makarov V.F. Raisons de la formation de défauts sur le profil de la plume des lames en titane lors du polissage.// Ibid. - 1991. - N° 12. – pp. 17-19
5. Koloshchuk E.M., Shabotenko A.G., Khazanovich S.V. Usinage vibro-abrasif volumétrique de pièces GTE. // Aviation. prost. - 1973. - N° 6. С7 13 -16
6. Boguslaev V.A., Yatsenko V.K., Zhemanyuk P.D., Pukhalskaya G.V., Pavlenko D.V., Ben V.P. Traitement de finition et de durcissement des pièces GTE - Zaporozhye, éd. OJSC "MotorSich", 2005 - 559 p.
7. Demin F. I., Pronichev N. D., Shitarev I. L. Technologie de fabrication des principales parties des moteurs à turbine à gaz : Proc. allocation. - M. : Mashinostroenie. 2002. - 328 p.; malade.
8. Sulima A.M., Shulov V.A., Yagodkin Yu.D. Couche de surface et propriétés opérationnelles des pièces de machine. M. : Mashinostroyeniyu, 1988.240s.
9. Moteurs à turbine à gaz Skubachevskiy G.S. Aircraft: Un manuel pour les étudiants des universités d'aviation. M. : Mashinostroenie, 1969-544 p.
10. Matalin A. A. Technologie de l'ingénierie: manuel pour les étudiants universitaires. M. : Mashinostroenie, 1985-512 p.
11. http://www.nfmz.ru/lopatki.htm
Aubes de compresseur JSC "Naro-Fominsk Machine-Building Plant" GTE
12. http://www.nfmz.ru/lopatki.htm
Docteur en sciences techniques Yury Eliseev, directeur général de FSPC MMPP "Salyut", Technologies avancées pour la production de lames GTE

Note importante!
Au moment de rédiger ce résumé, le travail du maître n'est pas encore terminé. Achèvement définitif : décembre 2009 Texte intégral les travaux et documents sur le sujet peuvent être obtenus auprès de l'auteur ou de son superviseur après la date indiquée.