Studying and designing improved coatings for labyrinth seals of gas­turbine engine turbines

An analysis of improving efficiency of aircraft engine turbines by means of improvement of composition of sealing coatings used in labyrinth seals was made. It was established that a number of contradictory requirements to properties of such coatings are imposed at the initial stage of engine running-in and during further operation. Main types of damage of above coatings used in the design of labyrinth seals during operation of gas turbine engines were shown. In connection with the necessity of raising temperature of gases in turbines of aircraft engines, it was proposed to additionally dope the serial nickel-based coatings with yttrium-containing master alloys. The results of study of influence of doping of the wearing-in sealing coatings on operating properties in conditions of action of a high-temperature gas flow were presented. It was found that doping of the KNA-82 serial coating with a multicomponent Co-Ni-Cr-Al-Y master alloy is the most rational solution.It was established that the use of the developed coating in a temperature range of 1,100...1,200 °C makes it possible to reduce specific consumption of fuel by aircraft engines by improving turbine efficiency and prevent wear of the end faces of ridges of the rotor labyrinth seal. Based on simulation of flow in the labyrinth seal clearance by numerical method, it was shown that the use of the developed coating materials in seals of the compressor turbine and the free turbine makes it possible to reduce amount of cooling air leakage into the turbine air-gas channel by reducing wear of tops of the labyrinth rotor seal ridge
Виконано аналіз 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 при подальшій 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 ітрійвміщуючими лігатурами.Наведено результати дослідження впливу легування ущільнювальних покриттів, що прироблюються, на експлуатаційні властивості в умовах 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 °С дозволяє 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 чисельним методом показано, що застосування розроблених матеріалів покриттів в конструкції ущільнень турбіни компресора і вільної турбіни дозволяє знизити величину витоку охолоджуючого повітря в проточну частину турбіни за рахунок зменшення зносу гребінців лабіринтних ущільнень ротора
Выполнен анализ повышения эффективности турбин авиационных двигателей путем совершенствования состава уплотнительных покрытий, применяемых в лабиринтных уплотнениях. Установлено, что к таким покрытиям выдвигается ряд противоречивых требований к свойствам на начальном этапе обкатки двигателя и при дальнейшей эксплуатации. Показаны основные виды повреждений указанных покрытий, применяемых в конструкции лабиринтных уплотнений в процессе эксплуатации газотурбинных двигателей. В связи с необходимостью повышения температуры газов в турбине авиационных двигателей предложено дополнительно легировать серийные покрытия на никелевой основе иттрийсодержащими лигатурами. Приведены результаты исследования влияния легирования прирабатываемых уплотнительных покрытий на эксплуатационные свойства в условиях воздействия высокотемпературного газового потока. Определено, что наиболее рациональным является легирование серийного покрытия КНА-82 многокомпонентной лигатурой Co-Ni-Cr-Al-Y.Установлено, что применение разработанного покрытия в диапазоне температур 1100 ... 1200 °С позволяет снизить удельный расход топлива авиационных двигателей за счет повышения коэффициента полезного действия турбины, а также предотвратить износ торцевых поверхностей гребешков лабиринтного уплотнения ротора. На основании моделирования течения потока в зазоре лабиринтного уплотнения численным методом показано, что применение разработанных материалов покрытий в конструкции уплотнений турбины компрессора и свободной турбины позволяет снизить величину утечки охлаждающего воздуха в проточную часть турбины за счет уменьшения износа гребней лабиринтных уплотнений ротора