Características de carga y estado de cálculo de rotores de compresor y turbina de motores aeronáuticos

Características de carga y estado de cálculo de rotores de compresor y turbina de motores aeronáuticos

Aunque existen diferencias en las funciones y estructuras de los rotores del compresor y 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 severo.

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

1. Fuerza centrífuga de masa

La turbinilla debe resistir la fuerza centrífuga de las palas y la propia turbinilla causada por la rotación del rotor. Se deben considerar las siguientes condiciones de velocidad en el cálculo de resistencia:

Velocidad de funcionamiento en estado estable en el punto de cálculo de resistencia especificado dentro del envolvente de vuelo;

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

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

Las cuchillas, cerraduras, difusores, pernos, tuercas y tornillos instalados en el disco están todos ubicados en el borde de la rueda. Por lo general, el borde exterior del disco de la rueda está en la parte inferior del surco. Suponiendo que estas cargas estén distribuidas uniformemente sobre 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 el fondo del mortise y tenon está paralelo al eje de rotación del disco de la rueda, el radio del borde exterior se toma como el radio de la posición donde se encuentra el fondo del surco; cuando el fondo del mortise y tenon tiene un ángulo de inclinación en la dirección radial con respecto al eje de rotación del disco de la rueda, el radio del borde exterior se toma aproximadamente como el valor promedio de los radios de los fondos de los surcos de los bordes frontal y posterior.

2. Carga Térmica

El disco de la rueda debe soportar la carga térmica causada por un calentamiento desigual. Para el 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 en la 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. Para el disco de la turbina, el estrés térmico es el factor de influencia más importante después de la fuerza centrífuga. Los siguientes tipos de campos de temperatura deben considerarse durante el cálculo:

Campo de temperatura en estado estable para cada cálculo de resistencia especificado en el perfil de vuelo;

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

Campo de temperatura transitorio en un ciclo de vuelo típico.

Al estimar, si los datos originales no pueden proporcionarse completamente y no hay una temperatura medida de referencia, se pueden utilizar los parámetros de flujo de aire bajo el estado de diseño y el estado de carga térmica máxima para la estimación. 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 agujero 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 respectivamente al agujero central y al borde.

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

m=4 corresponde a aleaciones basadas en níquel con enfriamiento forzado.

• Para el disco del 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 se puede tomar 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 de extracción de enfriamiento + 15 ℃ .

Campo de temperatura transitorio:

Tb se puede tomar aproximadamente como la temperatura de salida del flujo de aire en cada nivel del canal;

T0 se puede tomar aproximadamente como el 50% de la temperatura del borde de la rueda cuando no hay flujo de aire de enfriamiento; cuando hay flujo de aire de enfriamiento, se puede tomar aproximadamente como la temperatura de salida del nivel de extracción del flujo de aire de enfriamiento.

• Para el disco de la turbina

Campo de temperatura en estado estacionario:

Tb0 es la temperatura de la sección transversal de la raíz de la hoja; △ T es la caída de temperatura del machón, que se puede tomar aproximadamente de la siguiente manera: △ T=50-100 ℃ cuando el machón no está enfriado; △ T=250-300 ℃ cuando el tajo está enfriado.

Campo de temperatura transitorio:

El disco con paletas de enfriamiento se puede aproximar de la siguiente manera: gradiente de temperatura transitorio = 1.75 × gradiente de temperatura en estado estacionario;

El disco sin paletas de enfriamiento se puede aproximar de la siguiente manera: gradiente de temperatura transitorio = 1.3 × gradiente de temperatura en estado estacionario.

3. Fuerza del gas (fuerza axial y circunferencial) transmitida por las paletas y la presión del gas en los extremos frontal y posterior de la turbina

• Fuerza del gas transmitida por las paletas

Para las paletas del compresor, el componente de la fuerza del gas que actúa sobre la unidad de altura de la pala es:

Axial:

Donde Zm y Q son el radio promedio y el número de palas; ρ 1m y ρ 2m 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 las palas de la turbina

La dirección de la fuerza del gas sobre el gas es diferente de las dos fórmulas anteriores por un signo negativo. Generalmente, existe una cierta presión en la cavidad entre los dos etapas de la rueda impulsora (especialmente en la rueda impulsora del compresor). Si la presión en los espacios adyacentes es diferente, se generará una diferencia de presión en la rueda impulsora entre las dos cavidades, △ p=p1-p2. Generalmente, △ p tiene poco efecto sobre la resistencia estática de la rueda impulsora, especialmente cuando hay un agujero en el radios de la rueda impulsora, △ p puede ser ignorado.

4.Par giratorio generado durante el vuelo de maniobra

Para discos de ventilador de gran diámetro con palas, se debe considerar el efecto de los momentos giratorios en el esfuerzo de flexión y la deformación del disco.

5.Cargas dinámicas generadas por la vibración de las palas y el disco

El esfuerzo de vibración generado en el disco cuando las palas y los discos vibran debe superponerse con el esfuerzo estático. Las cargas dinámicas generales son:

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

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

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

Existen fuerzas de interferencia complejas entre las palas del turbina multi-rotor, lo cual afectará la vibración del sistema de disco y placa.

Vibración acoplada del disco. La vibración acoplada del borde del disco está relacionada con las características de vibración inherentes del sistema de discos. Cuando la fuerza excitadora en el sistema de discos está cerca de una cierta frecuencia dinámica del sistema, este resonará y generará estrés de vibración.

6.Esfuerzo de ensamblaje en la conexión entre el disco y el eje

La ajuste por interferencia entre el disco y el eje generará un esfuerzo de montaje en el disco. La magnitud del esfuerzo de montaje depende del ajuste por interferencia, el tamaño y el material del disco y el eje, y está relacionada con otras cargas sobre el disco. Por ejemplo, la existencia de carga centrífuga y esfuerzo térmico aumentará el agujero central del disco, reducirá la interferencia y, por lo tanto, reducirá el esfuerzo 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 resistencia especificado en el diagrama de vuelo y el campo de temperaturas en el punto correspondiente;

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

Para la mayoría de los motores, el despegue a menudo es 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 máxima diferencia de temperatura) y la máxima velocidad de operación durante el despegue.