Abstract
Technological and experimental research in support of creation of a high-temperature turbine nozzle unit made of diamond dust dispersion-hardened silicon carbide and the flame tube of a high-temperature combustion chamber made of carbon-fiber-reinforced-ray of ceramic composite material based on a ceramic polymer has been conducted. The studies demonstrated: • technological capability of creating a composite structure of the nozzle made of super-hard diamond dust dispersion-hardened silicon carbide compatible with the mating metal turbine units; • the results of testing the non-cooled flame tube made of carbon-fiber reinforced ceramic composite material based on a ceramic polymer. The results will be used in the design, manufacture and tests of non-metallic components of combustion chambers and turbines of auxiliary power units, small-sized gas turbine engines and helicopter engines.
Highlights
Проведены технологические и экспериментальные исследования в обеспечение создания соплового аппарата высокотемпературной турбины из дисперсно-упрочнённого алмазным порошком карбида кремния, а также жаровой трубы высокотемпературной камеры сгорания из армированного углеродными волокнами керамического композиционного материала на основе керамообразующего полимера
Конструкция должна компенсировать различные температурные коэффициенты линейного расширения (ТКЛР) в местах крепления узлов с ответными металлическими деталями
Technological capability of creating a composite structure of the nozzle made of super-hard diamond dust dispersion-hardened silicon carbide compatible with the mating metal turbine units;
Summary
Проведены технологические и экспериментальные исследования в обеспечение создания соплового аппарата высокотемпературной турбины из дисперсно-упрочнённого алмазным порошком карбида кремния, а также жаровой трубы высокотемпературной камеры сгорания из армированного углеродными волокнами керамического композиционного материала на основе керамообразующего полимера. При проведении испытания сегмента СА на втором этапе можно видеть постепенное снижение температуры, что явилось следствием повышенного расхода газа и падения давления в баллоне. В результате испытаний высокотемпературным нагревом сегмента СА из трёх лопаток с полками из материала алмаз/SiC при температуре газа до 1250oС и выдержке 30 мин. После контроля испытания продолжили с увеличенными параметрами расхода кислорода и метана, при которых была достигнута максимально возможная температура газа на стенде Ц16ВК. В результате испытаний жаровой трубы из материала C/SiC и высокотемпературного покрытия можно сделать следующие выводы: 1) градиенты температур по толщине стенке жаровой трубы в испытаниях достигали 180oС; 2) на первом этапе циклических испытаний с максимальной температурой газа 1300°С повреждений, сколов и видимых трещин нет; 3) при циклических испытаниях на втором этапе при максимальной температуре газа материал прогрелся до 1550oС, повреждений нет, за исключением хаотичных отслоений покрытия, что свидетельствует о целесообразности продолжения исследований. Полученные результаты работы будут использованы в дальнейших работах по созданию неметаллических деталей камеры сгорания и турбины перспективных вспомогательных силовых установок, МГТД и вертолётных двигателей
Sign-in/Register to view highlights & summary Sign-in/Register to access full text options 
Talk to us
Join us for a 30 min session where you can share your feedback and ask us any queries you have
Schedule a callMore From: VESTNIK of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering
Disclaimer: All third-party content on this website/platform is and will remain the property of their respective owners and is provided on "as is" basis without any warranties, express or implied. Use of third-party content does not indicate any affiliation, sponsorship with or endorsement by them. Any references to third-party content is to identify the corresponding services and shall be considered fair use under The CopyrightLaw.
