×
13.01.2017
217.015.7c41

Результат интеллектуальной деятельности: ОБРАЗЕЦ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОСТАТОЧНЫХ НАПРЯЖЕНИЙ В ПЕРЕ ПОЛНОТЕЛОЙ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002600367
Дата охранного документа
20.10.2016
Аннотация: Изобретение относится к испытательной технике, в частности к образцам для определения остаточных технологических напряжений в деталях типа лопаток турбин авиационных двигателей. Образец 1 состоит из элементов корыта, спинки и скругленной кромки пера. Образец 1 имеет V-образную форму. Средняя часть образца 1 представляет собой стержень 2 с большой кривизной t/R>0,2, где: t - толщина стержня, R - радиус кромки, образованной скругленной кромкой 3. Вогнутая поверхность образца 1 является частью отверстия радиусом r=R-t, соосного со скругленной кромкой 3. Криволинейный стержень 2 сопряжен с длинными концами - удлинителями 4, разведенными на угол α. Метрологическая система включает параметры: толщину t криволинейной части, высоту Н, ширину А в основании, угол α развода удлинителей 4. Толщина t криволинейной части составляет 3…4 толщины снимаемого материала с остаточными напряжениями. Обеспечивается возможность определения тангенциальных остаточных напряжений в скругленной кромке пера полнотелой лопатки. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к образцам для определения остаточных технологических напряжений в деталях типа лопаток турбин авиационных двигателей.

Известен плоский образец для определения остаточных напряжений, вырезанный из пера пустотелой лопатки турбины в направлении, перпендикулярном передней скругленной кромке. По своей форме он представляет замкнутый криволинейный стержень с переменным прямоугольным сечением. Боковая поверхность образца образована двумя параллельными разрезами при вырезке из пера лопатки, внешняя поверхность состоит из фрагментов корыта, спинки и кромок пера, внутренняя поверхность образована стенками охлаждаемой камеры. Зоны спинки и корыта соединены в нескольких местах подкрепляющими элементами. Образец предназначен для определения остаточных напряжений в полотне пера и подкрепляющих элементах охлаждаемой лопатки (Авт. свид. №1693404, МПК G01L 1/00).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является то, что в ней не предусмотрена возможность исследования остаточных напряжений в зоне скругленной передней кромки пера, являющейся концентратором напряжений.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в обеспечении определения тангенциальных остаточных напряжений в скругленной кромке пера полнотелой лопатки.

Указанный технический результат достигается тем, что образец для определения остаточных напряжений, включающий элементы корыта, спинки и скругленной кромки пера, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, выполнен V-образной формы, при этом средняя часть образца представляет собой стержень с большой кривизной (t/R>0,2, где: t - толщина стержня, R - радиус кромки), образованной скругленной кромкой, а его вогнутая поверхность является частью отверстия радиусом r=R-t, соосного со скругленной кромкой, при этом криволинейный стержень сопряжен с длинными концами - удлинителями, разведенными на угол α. Метрологическая система образца включает параметры: толщину t криволинейной части, высоту Н, ширину А в основании, угол α развода удлинителей, а толщина t криволинейной части составляет 3…4 толщины снимаемого материала с остаточными напряжениями.

V - образная форма образца обеспечивает получение развитой метрологической системы, в которой удлинители, сопряженные с криволинейным стержнем, выполняют роль масштабных увеличителей и позволяют малые геометрические параметры скругленной кромки с остаточными напряжениями увеличивать на порядок и более, что в итоге повышает точность определения остаточных напряжений.

На фиг. 1 - изображен общий вид образца и замеряемые параметры, входящие в метрологическую систему.

На фиг. 2 - криволинейная часть образца с размерными параметрами в увеличенном виде.

На фиг. 3 - схема вырезки заготовки из пера лопатки.

На фиг. 4 - форма и размеры заготовки.

На фиг. 5 - фрагмент технологии.

На фиг. 6 - схема крепления образца.

Образец 1 для определения остаточных напряжений имеет V-образную форму, средняя часть представляет собой стержень 2 с большой кривизной (t/R>0,2, где: t - толщина стержня, R - радиус кромки), образованной скругленной кромкой 3. Вогнутая поверхность образца является частью отверстия радиусом r=R-t, соосного со скругленной кромкой. Криволинейный стержень 2 сопряжен с длинными концами - удлинителями 4, разведенными на угол α. Метрологическая система образца включает параметры: толщину t криволинейной части, высоту Н, ширину А в основании, угол α развода удлинителей 4. Толщина t криволинейной части составляет 3…4 толщины снимаемого материала с остаточными напряжениями.

Для изготовления образца в пере 5 пустотелой лопатки турбины вырезают плоскую заготовку 6 двумя параллельными разрезами пера 5 в направлении, перпендикулярном скругленной кромке 3, проводят чистовую доработку поверхностей, исключая зону с исследуемыми остаточными напряжениями. Вырезанную плоскую заготовку 6 обрабатывают в последовательности:

- подрезают торец 7 на нужную длину L;

- с подрезанного конца делают разрез посередине между поверхностями корыта 8 и спинки 9 в сторону скругленной кромки 3, оставляя перемычку 10 равной 2R+0…3 мм;

- образованные длинные концы 4 разгибают, выпрямляют поверхности разреза, чтобы в результате сгиб был у перемычки, концы были симметричны относительно оси, проходящей через середину скругленной кромки 3, а угол α соответствовал заданному значению;

- соосно скругленной кромке 3 выполняют отверстие диаметром, равным 2(R-t), в два этапа (черновой и чистовой);

- разрезают перемычку 10 между отверстием 11 и прорезью 12 и получают два удлинителя 4 для метрологической системы.

При этом вся обработка выполняется с применением электроэрозионных технологий, а при разгибе длинных концов 4 образец вставлен скругленной кромкой 3 в защитную обойму 13, которая крепится в тисках 14.

Таким образом, использование образца позволяет определять тангенциальные остаточные напряжения в скругленной кромке пера полнотелой лопатки.


ОБРАЗЕЦ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОСТАТОЧНЫХ НАПРЯЖЕНИЙ В ПЕРЕ ПОЛНОТЕЛОЙ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ
ОБРАЗЕЦ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОСТАТОЧНЫХ НАПРЯЖЕНИЙ В ПЕРЕ ПОЛНОТЕЛОЙ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ
ОБРАЗЕЦ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОСТАТОЧНЫХ НАПРЯЖЕНИЙ В ПЕРЕ ПОЛНОТЕЛОЙ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 21-30 из 105.
10.08.2014
№216.012.e778

Высокотемпературный газотурбинный двигатель

Высокотемпературный газотурбинный двигатель включает турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора. Рабочая лопатка второй ступени турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525049
Дата охранного документа: 10.08.2014
10.08.2014
№216.012.e8ba

Высокотемпературная газовая турбина

Высокотемпературная газовая турбина содержит рабочую лопатку первой ступени, первую сопловую лопатку и установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата. Первая сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525371
Дата охранного документа: 10.08.2014
10.08.2014
№216.012.e8c6

Опора турбины

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13). Полость (13) на входе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525383
Дата охранного документа: 10.08.2014
10.11.2014
№216.013.03e0

Ротор турбины высокого давления

Ротор турбины высокого давления включает диск, установленный фланцем, расположенным со стороны выходной кромки рабочей лопатки, на размещенной на валу втулке. На противоположной от диска стороне втулки выступами радиального ребра установлен лабиринт с уплотнительными гребешками. Фланец диска...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532390
Дата охранного документа: 10.11.2014
10.11.2014
№216.013.03e3

Система суфлирования турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям авиационного применения. Система суфлирования турбореактивного двигателя включает в себя трубопровод суфлирования, соединенный с трубой суфлирования, установленной на сопло. Выходной конец патрубка трубы суфлирования выполнен...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532393
Дата охранного документа: 10.11.2014
10.11.2014
№216.013.0423

Статор компрессора газотурбинного двигателя

Статор (1) компрессора газотурбинного двигателя выполнен с поворотными направляющими лопатками (7), (9) и (10) и соединенными с ними через рычаги (19), (20) и (21) поворотными тяговыми кольцами (23), (24) и (25). Тяговые кольца содержат радиальные опорные винты (26), в головках которых со...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532457
Дата охранного документа: 10.11.2014
10.11.2014
№216.013.0424

Ротор высокотемпературной турбомашины

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В роторе (1) высокотемпературной турбомашины между первым (7) и вторым (8) и предпоследним (9) и последним (10) по потоку газа (11) уплотнительными гребешками в ободе (6)...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532458
Дата охранного документа: 10.11.2014
27.12.2014
№216.013.146c

Ротор турбины низкого давления

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002536652
Дата охранного документа: 27.12.2014
27.12.2014
№216.013.146f

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя корпус приводов (2) с расположенным за ним ниже по потоку воздуха (3) компрессором (4) с передними по потоку спрямляющими (8) и рабочими (9) титановыми лопатками. На переднем хвостовике (12) вала (13) компрессора установлено зубчатое колесо (14)...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002536655
Дата охранного документа: 27.12.2014
10.01.2015
№216.013.1d85

Статор высокотемпературной турбины

Изобретение относится к статорам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор высокотемпературной турбины включает размещенную в промежуточном корпусе сопловую лопатку и установленные ниже по потоку газа сектора разрезного кольца, выполненные с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002538985
Дата охранного документа: 10.01.2015
Показаны записи 21-30 из 59.
20.06.2014
№216.012.d27d

Турбина низкого давления

Турбина низкого давления, в которой с внутренней стороны корпуса установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой, расположенной со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины. Разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины. Передний и задний по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002519656
Дата охранного документа: 20.06.2014
20.06.2014
№216.012.d292

Статор турбомашины

Статор турбомашины включает фланцевое соединение корпусов, состоящих из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. В стыке фланцевого соединения со стороны проточной части установлено дополнительное, состоящее из секторов, разрезное кольцо. Разрезное кольцо зафиксировано...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002519677
Дата охранного документа: 20.06.2014
10.08.2014
№216.012.e778

Высокотемпературный газотурбинный двигатель

Высокотемпературный газотурбинный двигатель включает турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора. Рабочая лопатка второй ступени турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525049
Дата охранного документа: 10.08.2014
10.08.2014
№216.012.e8ba

Высокотемпературная газовая турбина

Высокотемпературная газовая турбина содержит рабочую лопатку первой ступени, первую сопловую лопатку и установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата. Первая сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525371
Дата охранного документа: 10.08.2014
10.08.2014
№216.012.e8c6

Опора турбины

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13). Полость (13) на входе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525383
Дата охранного документа: 10.08.2014
10.11.2014
№216.013.03e0

Ротор турбины высокого давления

Ротор турбины высокого давления включает диск, установленный фланцем, расположенным со стороны выходной кромки рабочей лопатки, на размещенной на валу втулке. На противоположной от диска стороне втулки выступами радиального ребра установлен лабиринт с уплотнительными гребешками. Фланец диска...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532390
Дата охранного документа: 10.11.2014
10.11.2014
№216.013.03e3

Система суфлирования турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям авиационного применения. Система суфлирования турбореактивного двигателя включает в себя трубопровод суфлирования, соединенный с трубой суфлирования, установленной на сопло. Выходной конец патрубка трубы суфлирования выполнен...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532393
Дата охранного документа: 10.11.2014
10.11.2014
№216.013.0423

Статор компрессора газотурбинного двигателя

Статор (1) компрессора газотурбинного двигателя выполнен с поворотными направляющими лопатками (7), (9) и (10) и соединенными с ними через рычаги (19), (20) и (21) поворотными тяговыми кольцами (23), (24) и (25). Тяговые кольца содержат радиальные опорные винты (26), в головках которых со...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532457
Дата охранного документа: 10.11.2014
10.11.2014
№216.013.0424

Ротор высокотемпературной турбомашины

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В роторе (1) высокотемпературной турбомашины между первым (7) и вторым (8) и предпоследним (9) и последним (10) по потоку газа (11) уплотнительными гребешками в ободе (6)...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532458
Дата охранного документа: 10.11.2014
27.12.2014
№216.013.146c

Ротор турбины низкого давления

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002536652
Дата охранного документа: 27.12.2014
+ добавить свой РИД