Caratteristiche di carico e stato di calcolo dei dischi del compressore e della turbina dei motori aeronautici

Caratteristiche di carico e stato di calcolo dei dischi del compressore e della turbina dei motori aeronautici

Sebbene ci siano differenze nelle funzioni e strutture dei rotor del compressore e della turbina, in termini di resistenza, le condizioni di lavoro delle ruote delle due sono circa le stesse. Tuttavia, il disco della turbina opera a temperature più elevate, il che significa che l'ambiente di lavoro del disco della turbina è più severo.

I carichi sopportati dal disco del compressore o del disco della turbina di un motore aereo sono i seguenti:

1. Forza centrifuga di massa

La ruota deve resistere alla forza centrifuga generata dalle pale e dalla ruota stessa a causa della rotazione del rotore. Le seguenti condizioni di velocità devono essere considerate nei calcoli di resistenza:

Velocità di funzionamento a regime specificata nel punto di calcolo della resistenza all'interno dell'ambiente di volo;

Velocità di funzionamento a regime massima consentita specificata nella specifica del modello;

115% e 122% della velocità di funzionamento a regime massima consentita.

Le pale, i chiavistelli, i paracaduti, i bulloni, le viti e i chiodi installati sul disco sono tutti posizionati sul bordo del disco ruotante. Di solito, il bordo esterno del disco è alla base della scanalatura. Supponendo che questi carichi siano distribuiti uniformemente sulla superficie del bordo esterno del disco, il carico uniforme è:

Dove F è la somma di tutti i carichi esterni, R è il raggio della circonferenza esterna del disco, e H è la larghezza assiale del bordo esterno del disco.

Quando il fondo della scanalatura a mortasa e tenone è parallelo all'asse di rotazione del disco ruota, si prende come raggio la posizione del fondo della scanalatura; quando il fondo della scanalatura a mortasa e tenone ha un angolo di inclinazione nella direzione radiale rispetto all'asse di rotazione del disco ruota, il raggio del bordo esterno viene preso approssimativamente come il valore medio dei raggi delle scanalature anteriori e posteriori.

2. Carico termico

Il disco della ruota deve sopportare il carico termico causato da un riscaldamento non uniforme. Per il disco del compressore, il carico termico può generalmente essere trascurato. Tuttavia, con l'aumento del rapporto di pressione totale del motore e della velocità di volo, il flusso d'aria alla uscita del compressore ha raggiunto una temperatura molto elevata. Pertanto, il carico termico dei dischi prima e dopo il compressore a volte non è trascurabile. Per il disco della turbina, lo stress termico è il fattore di influenza più importante dopo la forza centrifuga. I seguenti tipi di campi termici devono essere considerati durante il calcolo:

Campo termico a regime per ogni calcolo di resistenza specificato nell'ambito del volo;

Campo termico a regime in un ciclo di volo tipico;

Campo termico transitorio in un ciclo di volo tipico.

Quando si effettua una stima, se i dati originali non possono essere forniti integralmente e non c'è una temperatura misurata di riferimento, è possibile utilizzare i parametri di flusso d'aria nello stato di progettazione e nello stato di carico termico massimo per effettuare la stima. La formula empirica per stimare il campo termico sul disco è:

Nella formula, T è la temperatura al raggio richiesto, T0 è la temperatura nel foro centrale del disco, Tb è la temperatura nel bordo del disco, R è un raggio arbitrario sul disco, e gli indici 0 e b corrispondono rispettivamente al foro centrale e al bordo.

m=2 corrisponde a leghe di titanio e acciai ferritici senza raffreddamento forzato;

m=4 corrisponde a leghe a base di nichel con raffreddamento forzato.

• Per il disco del compressore ad alta pressione

Campo termico in regime steadystate:

Quando non c'è flusso d'aria di raffreddamento, può essere considerato che non ci sia differenza di temperatura;

Quando c'è un flusso d'aria di raffreddamento, Tb può essere approssimativamente preso come la temperatura di uscita dell'aria al livello del canale + 15 ℃ , e T0 può essere approssimativamente preso come la temperatura di uscita dell'aria al livello di estrazione del flusso di raffreddamento + 15 ℃ .

Campo termico transitorio:

Tb può essere approssimativamente preso come la temperatura di uscita dell'aria nei vari livelli del canale;

T0 può essere approssimativamente preso come il 50% della temperatura del paraurti quando non c'è flusso d'aria di raffreddamento; quando c'è flusso d'aria di raffreddamento, può essere approssimativamente preso come la temperatura di uscita del flusso di raffreddamento al livello di estrazione.

• Per il disco del turbine

Campo termico in regime steadystate:

Tb0 è la temperatura sezione trasversale della radice del blades; △ T è il calo di temperatura del tenone, che può essere approssimato come segue: △ T=50-100 ℃ quando il tenone non è raffreddato; △ T=250-300 ℃ quando il tenone è raffreddato.

Campo termico transitorio:

Il disco con pale di raffreddamento può essere approssimato come segue: gradiente di temperatura transitorio = 1,75 × gradiente di temperatura a regime;

Il disco senza pale di raffreddamento può essere approssimato come segue: gradiente di temperatura transitorio = 1,3 × gradiente di temperatura a regime.

3. Forza del gas (forza assiale e circonferenziale) trasmessa dalle pale e pressione del gas sulle estremità anteriori e posteriori dell'elica

• Forza del gas trasmessa dalle pale

Per le pale del compressore, il componente della forza del gas che agisce sull'altezza unitaria della pala è:

Assiale:

Dove Zm e Q sono il raggio medio e il numero di pale; ρ 1m e ρ 2m sono la densità del flusso d'aria alle sezioni di ingresso ed uscita; C1am e C2am sono la velocità assiale del flusso d'aria al raggio medio delle sezioni di ingresso ed uscita; p1m e p2m sono la pressione statica del flusso d'aria al raggio medio delle sezioni di ingresso ed uscita.

Direzione circonferenziale:

• Per le pale della turbina

La direzione della forza del gas sul gas è diversa dalle due formule sopra per un segno negativo. Generalmente, c'è una certa pressione nella cavità tra le pale a due stadi (soprattutto nell'elica compressore). Se la pressione nello spazio adiacente è diversa, si genererà una differenza di pressione sull'elica tra le due cavità, △ p=p1-p2. Generalmente, △ p ha poco effetto sulla resistenza statica dell'elica, soprattutto quando ci sono buchi nel raggio dell'elica, △ p può essere trascurato.

4.Coppia giroscopica generata durante il volo manovrato

Per dischi del ventilatore di grandi diametri con pale, l'effetto dei momenti giroscopici sull' stress flessionale e sulla deformazione del disco deve essere preso in considerazione.

5.Carichi dinamici generati dalle vibrazioni delle pale e del disco

Lo stress di vibrazione generato nel disco quando le pale e i dischi vibrano deve essere sovrapposto allo stress statico. I carichi dinamici generali sono:

La forza gas non uniforme periodica sulle pale. A causa della presenza dell'asta e della camera di combustione separata nel canale di flusso, il flusso d'aria è irregolare lungo la circonferenza, il che genera una forza gas eccitante periodica e sbilanciata sulle pale. La frequenza di questa forza eccitante è: Hf = ω m. Tra cui, ω è la velocità del rotore del motore, e m è il numero di aste o camere di combustione.

La pressione gas non uniforme periodica sulla superficie del disco.

La forza eccitante trasmessa al disco attraverso l'asse connesso, l'anello di connessione o altre parti. Questo è dovuto all'imbilanciamento del sistema dell'asse, che provoca la vibrazione di tutta la macchina o del sistema rotore, portando così il disco connesso a vibrare insieme.

Esistono forze di interferenza complesse tra i lamiera dei turbine multi-rotore, che influenzeranno la vibrazione del sistema disco e piastra.

Vibrazione accoppiata del disco. La vibrazione accoppiata del bordo del disco è legata alle caratteristiche di vibrazione intrinseche del sistema disco. Quando la forza eccitante sul sistema disco si avvicina a una certa frequenza dinamica del sistema, il sistema risonerà generando uno stress di vibrazione.

6.Stress di assemblaggio al punto di connessione tra il disco e l'asse

L'accoppiamento interferenziale tra il disco e l'asse genererà uno stress di assemblaggio sul disco. L'entità dello stress di assemblaggio dipende dall'accoppiamento interferenziale, dalle dimensioni e dal materiale del disco e dell'asse, ed è correlata ad altri carichi sul disco. Ad esempio, l'esistenza di un carico centrifugo e di uno stress termico allargherà il foro centrale del disco, ridurrà l'interferenza e quindi diminuirà lo stress di assemblaggio.

Tra i suddetti carichi, la forza centrifuga di massa e il carico termico sono i componenti principali. Durante il calcolo della resistenza, si dovrebbero considerare le seguenti combinazioni di velocità di rotazione e temperatura:

La velocità di ogni punto di calcolo della resistenza specificata nell'ambito del profilo di volo e il campo termico nel punto corrispondente;

Il campo di temperatura di regime al punto di carico termico massimo o alla differenza di temperatura massima in volo e la velocità operativa di regime massima consentita, o il corrispondente campo di temperatura di regime quando si raggiunge la velocità operativa di regime massima consentita in volo.

Per la maggior parte dei motori, il decollo è spesso lo stato di stress peggiore, quindi si dovrebbe considerare la combinazione del campo di temperatura transitorio durante il decollo (quando si raggiunge la differenza di temperatura massima) e la velocità operativa massima durante il decollo.