Навантажувальні характеристики та розрахунковий стан дисків компресора та турбіни авіаційних двигунів

Навантажувальні характеристики та розрахунковий стан дисків компресора та турбіни авіаційних двигунів

Хоча існують відмінності у функціях і структурах роторів компресора і турбіни, з точки зору міцності, робочі умови обох коліс приблизно однакові. Однак диск турбіни має більш високу температуру, що означає, що робоче середовище диска турбіни є більш жорстким.

Навантаження, які витримує диск компресора або турбіни авіаційного двигуна, такі:

1. Маса Відцентрова сила

Крильчатка повинна витримувати відцентрову силу лопатей і самого робочого колеса, викликану обертанням ротора. При розрахунку на міцність слід враховувати наступні умови швидкості:

Стійка робоча швидкість у точці розрахунку міцності, визначеній у межах польотної зони;

Максимально допустима стабільна робоча швидкість, указана в специфікації моделі;

115% і 122% від максимально допустимої сталої робочої швидкості.

Ножі, замки, перегородки, болти, гайки та гвинти, встановлені на диску, розташовані на краю диска колеса. Зазвичай зовнішній край диска колеса знаходиться внизу канавки. Припускаючи, що ці навантаження рівномірно розподілені по поверхні зовнішнього краю диска колеса, рівномірне навантаження дорівнює:

Де F - сума всіх зовнішніх навантажень, R - радіус зовнішнього кола колеса, а H - осьова ширина зовнішнього краю колеса.

Коли дно канавки для врізання та шипа паралельне осі обертання диска колеса, радіус зовнішнього краю приймається як радіус положення, де розташоване дно канавки; коли нижня частина канавок для врізної та шипової канавок має кут нахилу в радіальному напрямку з віссю обертання диска колеса, радіус зовнішньої кромки приблизно приймається за середнє значення радіусів дна канавки передньої та задньої кромок.

2. Теплове навантаження

Колісний диск повинен нести теплове навантаження, викликане нерівномірним нагріванням. Для диска компресора теплове навантаження взагалі можна знехтувати. Однак зі збільшенням загального коефіцієнта тиску двигуна та швидкості польоту потік повітря на виході з компресора досяг дуже високої температури. Таким чином, теплове навантаження на диски до і після компресора іноді не є незначним. Для диска турбіни теплова напруга є найважливішим фактором впливу після відцентрової сили. При розрахунку необхідно враховувати такі види температурних полів:

Стаціонарне температурне поле для кожного розрахунку міцності, зазначеного в зоні польоту;

Стаціонарне температурне поле в типовому циклі польоту;

Перехідне температурне поле в типовому циклі польоту.

Під час оцінювання, якщо вихідні дані не можуть бути повністю надані та немає виміряної температури для порівняння, для оцінки можна використовувати параметри повітряного потоку за проектного стану та найвищого теплового навантаження. Емпірична формула для оцінки температурного поля на диску:

У формулі T — температура на необхідному радіусі, T0 — температура на центральному отворі диска, Tb — температура на ободі диска, R — довільний радіус на диску, індекси 0 і b відповідають центральному отвору та ободу відповідно.

m=2 відповідає титановому сплаву та феритній сталі без примусового охолодження;

m=4 відповідає сплаву на основі нікелю з примусовим охолодженням.

• Для диска компресора високого тиску

Стаціонарне температурне поле:

Коли немає потоку охолоджуючого повітря, можна вважати, що різниці температур немає;

Коли є потік охолоджуючого повітря, Tb можна приблизно прийняти як температуру на виході потоку повітря на кожному рівні каналу + 15℃, а T0 можна приблизно прийняти як температуру повітряного потоку на виході на рівні потоку охолоджуючого повітря відведення + 15℃.

Перехідне температурне поле:

Tb можна приблизно прийняти як температуру на виході кожного рівня потоку повітря в каналі;

T0 можна приблизно прийняти як 50% температури обода колеса, коли немає потоку охолоджуючого повітря; коли є потік охолоджуючого повітря, його можна приблизно прийняти як температуру на виході зі ступеня відведення потоку охолоджуючого повітря.

• Для диска турбіни

Стаціонарне температурне поле:

Tb0 – температура поперечного перерізу кореня лопаті; △T - перепад температури шипа, який можна прийняти приблизно так: △Т=50-100℃ коли шип не охолоджений; △Т=250-300℃ коли шип охолоне.

Перехідне температурне поле:

Диск із охолоджуючими лопатями може бути наближено таким чином: градієнт перехідної температури = 1.75 × стаціонарний градієнт температури;

Диск без охолоджувальних лопатей може бути наближено таким чином: градієнт перехідної температури = 1.3 × стаціонарний градієнт температури.

3. Газова сила (осьова та окружна сила), що передається лопатями, і тиск газу на передній і задній кінцях робочого колеса

• Зусилля газу, що передається від лопатей

Для лопатей компресора складова газової сили, що діє на висоту лопаті агрегату, становить:

Осьовий:

Де Zm і Q - середній радіус і кількість лопатей; ρ1 м і ρ2m – щільність повітряного потоку на вхідному та вихідному перерізах; C1am і C2am – осьова швидкість повітряного потоку при середньому радіусі вхідного та вихідного перерізів; p1m і p2m – статичний тиск повітряного потоку на середньому радіусі вхідного та вихідного перерізів.

Напрямок по колу:

• Для турбінних лопаток

Напрямок сили газу на газ відрізняється від двох формул вище на мінус. Як правило, у порожнині між двоступеневим робочим колесом (особливо робочим колесом компресора) існує певний тиск. Якщо тиск у суміжних просторах різний, різниця тиску буде викликана на робочому колесі між двома порожнинами, △p=p1-p2. загалом, △p мало впливає на статичну міцність крильчатки, особливо якщо в спиці крильчатки є отвір, △p можна ігнорувати.

4.Гіроскопічний крутний момент, що створюється під час маневрування польоту

Для дисків вентилятора великого діаметру з лопатями вентилятора слід враховувати вплив гіроскопічних моментів на напругу вигину та деформацію диска.

5.Динамічні навантаження, викликані вібрацією леза та диска

Вібраційне напруження, яке виникає в диску, коли лопаті та диски вібрують, має накладатися на статичне напруження. Загальні динамічні навантаження:

Періодична нерівномірна сила газу на лопаті. Завдяки наявності кронштейна і окремої камери згоряння в проточному каналі потік повітря відбувається нерівномірно по колу, що створює періодичну незбалансовану силу збудження газу на лопаті. Частота цієї збуджуючої сили: Hf = ωм. Серед них ω – частота обертання ротора двигуна, m – кількість кронштейнів або камер згоряння.

Періодичний нерівномірний тиск газу на поверхню диска.

Збудлива сила передається на диск через з'єднаний вал, сполучне кільце або інші деталі. Це пов’язано з дисбалансом системи валів, який викликає вібрацію всієї машини або роторної системи, тим самим спонукаючи вібрувати підключений диск разом.

Між лопатями турбіни з кількома роторами діють складні сили взаємодії, які впливатимуть на вібрацію системи дисків і пластин.

Вібрація дискової муфти. Вібрація з’єднання краю диска пов’язана з власними вібраційними характеристиками дискової системи. Коли збуджуюча сила на дисковій системі близька до певного порядку динамічної частоти системи, система резонує та генерує вібраційний стрес.

6.Монтажне напруження в місці з'єднання між диском і валом

Посадка з натягом між диском і валом створюватиме монтажне напруження на диску. Величина напруги при складанні залежить від посадки з натягом, розміру та матеріалу диска та вала та пов’язана з іншими навантаженнями на диск. Наприклад, наявність відцентрового навантаження та температурної напруги збільшить центральний отвір диска, зменшить перешкоди та, таким чином, зменшить напругу при складанні.

Серед вищезазначених навантажень основними компонентами є масова відцентрова сила та теплове навантаження. При розрахунку міцності слід враховувати такі комбінації швидкості обертання і температури:

Швидкість кожної точки розрахунку міцності, задана в огинаючій польоту, і температурне поле у ​​відповідній точці;

Стаціонарне температурне поле в точці максимального теплового навантаження або максимальної різниці температур у польоті та максимально допустимої сталої робочої швидкості, або відповідне стаціонарне температурне поле при досягненні максимально допустимої сталої робочої швидкості в польоті.

Для більшості двигунів зліт часто є найгіршим напруженим станом, тому слід враховувати комбінацію перехідного температурного поля під час зльоту (коли досягається максимальна різниця температур) і максимальної робочої швидкості під час зльоту.