Características de carga y estado de cálculo de los discos de compresores y turbinas de motores de aeronaves

Características de carga y estado de cálculo de los discos de compresores y turbinas de motores de aeronaves

Aunque existen diferencias en las funciones y estructuras de los rotores del compresor y de la turbina, en términos de resistencia, las condiciones de trabajo de las ruedas de ambos son aproximadamente las mismas. Sin embargo, el disco de la turbina está a una temperatura más alta, lo que significa que el entorno de trabajo del disco de la turbina es más duro.

Las cargas soportadas por el disco compresor o disco de turbina de un motor de aeronave son las siguientes:

1. Fuerza centrífuga de masa

El impulsor debe soportar la fuerza centrífuga de las palas y del propio impulsor provocada por la rotación del rotor. En el cálculo de la resistencia se deben tener en cuenta las siguientes condiciones de velocidad:

Velocidad de operación en estado estable en el punto de cálculo de fuerza especificado dentro de la envolvente de vuelo;

Velocidad máxima de funcionamiento en estado estable permitida especificada en la especificación del modelo;

115% y 122% de la velocidad máxima permitida de funcionamiento en estado estable.

Las cuchillas, los seguros, los deflectores, los pernos, las tuercas y los tornillos instalados en el disco se encuentran todos ubicados en el borde del disco de la rueda. Por lo general, el borde exterior del disco de la rueda se encuentra en la parte inferior de la ranura. Suponiendo que estas cargas se distribuyen uniformemente en la superficie del borde exterior del disco de la rueda, la carga uniforme es:

Donde F es la suma de todas las cargas externas, R es el radio del círculo exterior de la rueda y H es el ancho axial del borde exterior de la rueda.

Cuando la parte inferior de la ranura de mortaja y espiga es paralela al eje de rotación del disco de la rueda, el radio del borde exterior se toma como el radio de la posición en la que se encuentra la parte inferior de la ranura; cuando la parte inferior de la ranura de mortaja y espiga tiene un ángulo de inclinación en la dirección radial con el eje de rotación del disco de la rueda, el radio del borde exterior se toma aproximadamente como el valor promedio de los radios inferiores de las ranuras del borde delantero y trasero.

2. Carga térmica

El disco de la rueda debe soportar la carga térmica causada por un calentamiento desigual. En el caso del disco del compresor, la carga térmica generalmente se puede ignorar. Sin embargo, con el aumento de la relación de presión total del motor y la velocidad de vuelo, el flujo de aire de salida del compresor ha alcanzado una temperatura muy alta. Por lo tanto, la carga térmica de los discos antes y después del compresor a veces no es despreciable. En el caso del disco de la turbina, la tensión térmica es el factor de influencia más importante después de la fuerza centrífuga. Durante el cálculo se deben considerar los siguientes tipos de campos de temperatura:

Campo de temperatura en estado estable para cada cálculo de fuerza especificado en la envolvente de vuelo;

Campo de temperatura en estado estable en un ciclo de vuelo típico;

Campo de temperatura de transición en un ciclo de vuelo típico.

Al realizar la estimación, si no se pueden proporcionar todos los datos originales y no se cuenta con una temperatura medida como referencia, se pueden utilizar para la estimación los parámetros del flujo de aire en el estado de diseño y el estado de carga térmica más alta. La fórmula empírica para estimar el campo de temperatura en el disco es:

En la fórmula, T es la temperatura en el radio requerido, T0 es la temperatura en el orificio central del disco, Tb es la temperatura en el borde del disco, R es un radio arbitrario en el disco y los subíndices 0 y b corresponden al orificio central y al borde, respectivamente.

m=2 corresponde a aleación de titanio y acero ferrítico sin enfriamiento forzado;

m=4 corresponde a aleación a base de níquel con enfriamiento forzado.

• Para disco compresor de alta presión

Campo de temperatura en estado estacionario:

Cuando no hay flujo de aire de enfriamiento, se puede considerar que no hay diferencia de temperatura;

Cuando hay flujo de aire de enfriamiento, Tb puede tomarse aproximadamente como la temperatura de salida del flujo de aire en cada nivel del canal + 15℃, y T0 se puede tomar aproximadamente como la temperatura de salida del flujo de aire en el nivel del flujo de aire de enfriamiento de extracción + 15℃.

Campo de temperatura transitoria:

Tb puede tomarse aproximadamente como la temperatura de salida de cada nivel de flujo de aire del canal;

T0 puede tomarse aproximadamente como el 50% de la temperatura de la llanta de la rueda cuando no hay flujo de aire de enfriamiento; cuando hay flujo de aire de enfriamiento, puede tomarse aproximadamente como la temperatura de salida de la etapa de extracción del flujo de aire de enfriamiento.

• Para disco de turbina

Campo de temperatura en estado estacionario:

Tb0 es la temperatura de la sección transversal de la raíz de la pala; △T es la caída de temperatura de la espiga, que puede tomarse aproximadamente de la siguiente manera: △T=50-100℃ cuando la espiga no se enfría; △T=250-300℃ cuando la espiga se enfría.

Campo de temperatura transitoria:

El disco con aspas de enfriamiento se puede aproximar de la siguiente manera: gradiente de temperatura transitoria = 1.75 × gradiente de temperatura en estado estable;

El disco sin aspas de refrigeración se puede aproximar de la siguiente manera: gradiente de temperatura transitoria = 1.3 × gradiente de temperatura en estado estacionario.

3. Fuerza del gas (fuerza axial y circunferencial) transmitida por las aspas y presión del gas en los extremos delantero y trasero del impulsor

• Fuerza del gas transmitida desde las palas

Para los álabes del compresor, el componente de fuerza del gas que actúa sobre la altura del álabes de la unidad es:

Axial:

Donde Zm y Q son el radio promedio y el número de palas; ρ1m y ρ2m son la densidad del flujo de aire en las secciones de entrada y salida; C1am y C2am son la velocidad axial del flujo de aire en el radio promedio de las secciones de entrada y salida; p1m y p2m son la presión estática del flujo de aire en el radio promedio de las secciones de entrada y salida.

Dirección circunferencial:

• Para álabes de turbina

La dirección de la fuerza del gas sobre el gas es diferente de las dos fórmulas anteriores por un signo negativo. Generalmente hay una cierta presión en la cavidad entre el impulsor de dos etapas (especialmente el impulsor del compresor). Si la presión en los espacios adyacentes es diferente, se producirá una diferencia de presión en el impulsor entre las dos cavidades. △p=p1-p2. En general, △p tiene poco efecto sobre la resistencia estática del impulsor, especialmente cuando hay un orificio en el radio del impulsor, △p puede ignorarse.

4.Par giroscópico generado durante el vuelo de maniobra

En el caso de discos de ventilador de gran diámetro con aspas, se debe considerar el efecto de los momentos giroscópicos sobre la tensión de flexión y la deformación del disco.

5.Cargas dinámicas generadas por la vibración de las cuchillas y los discos

La tensión de vibración generada en el disco cuando vibran las palas y los discos debe superponerse a la tensión estática. Las cargas dinámicas generales son:

Fuerza de gas no uniforme y periódica sobre las palas. Debido a la presencia del soporte y de la cámara de combustión separada en el canal de flujo, el flujo de aire es desigual a lo largo de la circunferencia, lo que produce una fuerza de excitación periódica no equilibrada del gas sobre las palas. La frecuencia de esta fuerza de excitación es: Hf = ωm. Entre ellos, ω es la velocidad del rotor del motor, y m es el número de soportes o cámaras de combustión.

La presión periódica no uniforme del gas en la superficie del disco.

La fuerza de excitación transmitida al disco a través del eje conectado, el anillo de conexión u otras piezas. Esto se debe al desequilibrio del sistema de ejes, que provoca la vibración de toda la máquina o del sistema de rotor, lo que hace que el disco conectado vibre en conjunto.

Existen fuerzas de interferencia complejas entre las palas de la turbina multirotor, que afectarán la vibración del sistema de disco y placa.

Vibración de acoplamiento del disco. La vibración de acoplamiento del borde del disco está relacionada con las características de vibración inherentes del sistema de discos. Cuando la fuerza de excitación en el sistema de discos está cerca de un cierto orden de frecuencia dinámica del sistema, el sistema resonará y generará tensión de vibración.

6.Tensión de montaje en la conexión entre el disco y el eje

El ajuste por interferencia entre el disco y el eje generará tensión de montaje en el disco. La magnitud de la tensión de montaje depende del ajuste por interferencia, del tamaño y del material del disco y del eje, y está relacionada con otras cargas sobre el disco. Por ejemplo, la existencia de carga centrífuga y tensión de temperatura agrandará el orificio central del disco, reducirá la interferencia y, por lo tanto, reducirá la tensión de montaje.

Entre las cargas mencionadas anteriormente, la fuerza centrífuga de masa y la carga térmica son los componentes principales. Al calcular la resistencia, se deben considerar las siguientes combinaciones de velocidad de rotación y temperatura:

La velocidad de cada punto de cálculo de fuerza especificado en la envolvente de vuelo y el campo de temperatura en el punto correspondiente;

El campo de temperatura en estado estable en el punto de carga térmica máxima o la diferencia máxima de temperatura en vuelo y la velocidad de operación en estado estable máxima permitida, o el campo de temperatura en estado estable correspondiente cuando se alcanza la velocidad de operación en estado estable máxima permitida en vuelo.

Para la mayoría de los motores, el despegue suele ser el peor estado de estrés, por lo que se debe considerar la combinación del campo de temperatura transitorio durante el despegue (cuando se alcanza la diferencia máxima de temperatura) y la velocidad operativa máxima durante el despegue.