Основные нагрузки, действующие на узлы ГТД. Осевые газовые силы, действующие на узлы ГТД.  

Основные нагрузки, действующие на узлы ГТД. Осевые газовые силы, действующие на узлы ГТД.

Газотурбинные двигатели (ГТД) за последние семьдесят лет своего развития стали основным источником энергии, как для летательных аппаратов (ЛА), так и для наземных энергетических установок и газоперекачивающих агрегатов. Газотурбинные двигатели – классический пример сложнейшего устройства, детали которого работают длительное время в условиях предельно высоких температур и нагрузок. Вместе с тем эти двигатели – образец высочайшей надежности, которая обеспечивается эффективными конструкторскими решениями, сложными газодинамическими, тепловыми и прочностными расчетами [1].

Для разработки экспертной системы, предназначенной для принятия решения по выбору материалов, покрытий и других видов подготовки поверхности, необходимознать и учитывать условия их работы и основные нагрузки, действующие на элементы авиационных двигателей, что позволяет правильно оценивать их влияние на прочностные характеристики узлов двигателя.

Спектр нагрузок, действующих на элементы ГТД, чрезвычайно широк, поэтому для последующего анализа ограничимся основными видами нагрузок, такими как:

· газовые нагрузки, которые возникают как результат воздействия газового потока на элементы проточной части двигателя и газостатические нагрузки;

· массовые нагрузки, к которым относятся силы инерции, возникающие в деталях при вращении ротора;

· температурные нагрузки, возникающие из-за неравномерного нагрева деталей, различия коэффициентов линейного расширения их материалов, при стеснении температурных деформаций.

Силы и моменты, действующие на узлы и детали двигателя, по характеру деформации классифицируются следующим образом [2]:

· растягивающие и сжимающие силы – возникают вследствие давления газов на детали двигателя и от действия центробежных сил вращающихся масс;

· изгибающие моменты – возникают от газовых сил, масс узлов и деталей, а также от инерционных сил;

· крутящие моменты – возникают в роторах от действия воздуха и газов на рабочие лопатки компрессора и турбины и в корпусных деталях от действия воздуха и газов на направляющие лопатки компрессора и сопловые лопатки турбины.

Определение осевых газовых сил

Осевое усилие, возникающее на элементах конструкций дви­гателей, определяется как сумма статических давлений воздуха или газа на поверхности проточной части элементов и газодинами­ческой силы, вызванной изменением количества движения воздуха или газа при прохождении его через рассматриваемый элемент конструкции. Рассмотрим определение осевых сил на примерах отдельных частей двигателя. За положительное направление сил принимается направление движения воздуха в проточной части двигателя, т. е. от входа в сторону реактивного сопла.

Входное устройство двигателя. Осевая сила, действующая на входное устройство двигателя с осевым компрессором, согласно общему определению, рассчитывается по формуле



Ро вх = P1f1 – P2f2 + m(V2-V1) (2.1), где P1 и P2 — статические давления в потоке перед и за входным устройством; f1 и f2 – площади на входе и выходе ВУ; m – расход воздуха; V1 и V2 – скорость воздуха во входном и выходном сечениях ВУ.

Осевое усилие, действующее на РК компрессора (рис. 2), определяется как:

, (2)

где p1, p2 – давления перед и за диском компрессора; pпi, pзi – давления перед и за РЛ компрессора; Dпi, dпi, Dзi, dзi – наружный и внутренний диаметры входной и выходной кромки лопатки; m – расход воздуха; dв – внутренний диаметр диска; С1V и С2V – осевые составляющие скорости воздуха на входе и выходе из РК.

На вал компрессора (и на элементы соединения секций ротора) действуют суммарные осевые силы (от лопаток и дисков), крутящие моменты (от рабочих лопаток).

Осевая сила, действующая на проточную часть НА осевой ступени компрессора (рис. 6):

, (9)

где pпi, pзi, С1V, C2V – статические давления и осевые скорости на средних радиусах лопатки перед и за РК; Dпi, dпi, Dзi, dзi – наружный и внутренний диаметры входной и выходной кромки лопатки; m – расход воздуха.

Сила, действующая на корпус компрессора, будет складываться из осевых сил и крутящих моментов, действующих на каждый лопаточный венец НА и силы от опор компрессора.

Осевые усилия, действующие на КС ГТД, определяются как сумма приложенных к ней статических и динамических усилий под действием статических давлений [2]:

, (11)

где P1, V1, P2, V2 – статические давления и скорости воздуха и газа на входе и выходе из КС; mв – массовый расход воздуха на входе; mг – расход газа на выходе из КС; Dп, dп, Dз, dз – геометрические размеры КС на входе и выходе.

Осевое усилие от газовых сил, величины крутящих моментов, действующее на ротор и статор турбины, определяются аналогично соответствующим силам для компрессора, формулы (2) – (10), но процессы, происходящие в турбине, носят противоположный характер. Так как осевая нагрузка на рабочие лопатки, компрессора направлена против направления потока воздуха, для турбины – по потоку, кроме того направление окружной нагрузки для рабочих лопаток турбин совпадает с направлением вращения, а для компрессора – наоборот.

Вопрос №29.

Основные нагрузки, действующие на узлы ГТД. Силы инерции, действующие на узлы ГТД.

Газотурбинные двигатели (ГТД) за последние семьдесят лет своего развития стали основным источником энергии, как для летательных аппаратов (ЛА), так и для наземных энергетических установок и газоперекачивающих агрегатов. Газотурбинные двигатели – классический пример сложнейшего устройства, детали которого работают длительное время в условиях предельно высоких температур и нагрузок. Вместе с тем эти двигатели – образец высочайшей надежности, которая обеспечивается эффективными конструкторскими решениями, сложными газодинамическими, тепловыми и прочностными расчетами [1].

Для разработки экспертной системы, предназначенной для принятия решения по выбору материалов, покрытий и других видов подготовки поверхности, необходимознать и учитывать условия их работы и основные нагрузки, действующие на элементы авиационных двигателей, что позволяет правильно оценивать их влияние на прочностные характеристики узлов двигателя.

Спектр нагрузок, действующих на элементы ГТД, чрезвычайно широк, поэтому для последующего анализа ограничимся основными видами нагрузок, такими как:

· газовые нагрузки, которые возникают как результат воздействия газового потока на элементы проточной части двигателя и газостатические нагрузки;

· массовые нагрузки, к которым относятся силы инерции, возникающие в деталях при вращении ротора;

· температурные нагрузки, возникающие из-за неравномерного нагрева деталей, различия коэффициентов линейного расширения их материалов, при стеснении температурных деформаций.

Силы и моменты, действующие на узлы и детали двигателя, по характеру деформации классифицируются следующим образом [2]:

· растягивающие и сжимающие силы – возникают вследствие давления газов на детали двигателя и от действия центробежных сил вращающихся масс;

· изгибающие моменты – возникают от газовых сил, масс узлов и деталей, а также от инерционных сил;

· крутящие моменты – возникают в роторах от действия воздуха и газов на рабочие лопатки компрессора и турбины и в корпусных деталях от действия воздуха и газов на направляющие лопатки компрессора и сопловые лопатки турбины.

Силы инерции возникают при изменении величины вектора осевой скорости (при разгоне и торможении самолета) и направления вектора скорости (при изменении траектории полета). При разгоне или торможении (то есть при изменении величины вектора осевой скорости) появляется осевая сила инерции , которая передается с ротора на корпус двигателя через радиально-упорный подшипник.

При изменении траектории полета возникает центробежная сила инерции

,

где – радиус кривизны траектории самолета; – угловая скорость эволюции самолета;

– коэффициент перегрузки.

Коэффициент эксплуатационной перегрузки устанавливается нормами прочности для разных типов самолетов и для различных случаев полета, например, при посадке пассажирского самолета =3 ед. пер., при эволюции в вертикальной плоскости самолета-истребителя =8…9 ед. пер.

4. Гироскопический момент возникает при отклонении траектории полета самолета от прямолинейной и вызывает изгиб ротора:

,

где – массовый момент инерции ротора относительно оси вращения; – угловая скорость вращения ротора.

В худшем случае , тогда и .

Гироскопический момент дополнительно нагружает подшипники опор ротора и через них передается на корпус, вызывая в роторе и в корпусе напряжения изгиба. Для его уменьшения целесообразно увеличить расстояние между опорами ротора.

5. Крутящий момент передается ротору компрессора от турбины и вызывает в валу или барабане напряжения кручения.

Вопрос № 30.




0873759458157407.html
0873806356939331.html
    PR.RU™