Проаналізовано підвищення ефективності турбін авіаційних двигунів шляхом вдосконалення складу ущільнювальних покриттів, що застосовуються в лабіринтних ущільненнях. Встановлено, що до таких покриттів висувається ряд суперечливих вимог, щодо їх властивостей на початковому етапі обкатки двигуна і за подальшої експлуатації. Показано основні види пошкоджень зазначених покриттів застосовуваних у конструкції лабіринтних ущільнень в процесі експлуатації газотурбінних двигунів. В зв'язку з необхідністю підвищення температури газів в турбіні авіаційних двигунів запропоновано додатково легувати серійні покриття на нікелевій основі ітрійвміщувальними лігатурами. Наведено результати дослідження впливу легування ущільнювальних покриттів, що прироблюються, на експлуатаційні властивості за умов впливу високотемпературного газового потоку. Визначено, що найбільш раціональним є легування серійного покриття КНА-82 багатокомпонентною лігатурою Co - Ni - Cr - Al - Y. Встановлено, що застосування розробленого покриття в діапазоні температур 1100 - 1200 <^>oC надає можливість знизити питомі витрати палива авіаційних двигунів за рахунок підвищення коефіцієнта корисної дії турбіни, а також запобігти зношуванню торцевих поверхонь гребінців лабіринтного ущільнення ротора. На підставі моделювання плину потоку в зазорі лабіринтного ущільнення числовим методом показано, що застосування розроблених матеріалів покриттів у конструкції ущільнень турбіни компресора і вільної турбіни надає можливість знизити величину витоку охолоджувального повітря в проточну частину турбіни за рахунок зменшення зносу гребінців лабіринтних ущільнень ротора.

  Повний текст PDF - 1.245 Mb    Зміст випуску     Цитування публікації

  Якщо, ви не знайшли інформацію про автора(ів) публікації, маєте бажання виправити або відобразити більш докладну інформацію про науковців України запрошуємо заповнити "Анкету науковця"