Навантажувальні характеристики та стан обчислень дисків компресора та турбіни літакових двигунів

Навантажувальні характеристики та стан обчислень дисків компресора та турбіни літакових двигунів

Хоча існують відмінності в функціях та структурі компресорних та турбінових роторів, з точки зору міцності, умови роботи колес обох приладів наближені до однакових. Проте температура турбінового диска вища, що означає більш сувору робочу середовищу для турбінового диска.

Навантаження, які несе диск компресора або турбіни літакового двигуна, наступні:

1. Масова центробіжна сила

Імпелер повинен витримувати центробіжну силу від лопаток та самого імпелера, яка виникає через обертання ротора. У розрахунку міцності слід враховувати такі швидкості обертання:

Станова швидкість роботи у точці розрахунку міцності, вказаній у летному контурі;

Максимальна дозволена станова швидкість роботи, вказанна у специфікації моделі;

115% та 122% від максимальної дозволеної станової швидкості.

Леза, замки, перегородки, болти, гайки та шурупи, встановлені на диску, розташовані всі на краю дискa колеса. Зазвичай, зовнішній край дискa колеса знаходиться внизу шліза. Припускаючи, що ці навантаження рівномірно розподілені по поверхні зовнішнього краю дискa колеса, рівномірне навантаження становить:

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

Коли дно шліза паралельне до осі обертання дискa колеса, радіус зовнішнього краю береться як радіус місця, де знаходиться дно шліза; коли дно шліза має нахилений кут у радіальному напрямку відносно осі обертання дискa колеса, радіус зовнішнього краю приблизно береться як середнє значення радіусів дна шліза переднього та заднього краю.

2. Термічне навантаження

Диску колеса доводиться витримувати теплову вагу, спричинену нерівномірним нагріванням. Для диска компресора теплова вага, як правило, може бути проігнорована. Проте з збільшенням загального тискового відношення двигуна і швидкості літу, температура потоку повітря на виході компресора досягає дуже високих значень. Отже, теплова вага дисків перед і після компресора іноді не є незначною. Для турбінного диска, тепловий стрес є найважливішим чинником після центруючої сили. Під час обчислень слід враховувати наступні типи температурних полів:

Станове температурне поле для кожного обчислення міцності, вказаного у летньому контурі;

Станове температурне поле в типовому летному циклі;

Транзитне температурне поле в типовому летному циклі.

При оцінці, якщо початкові дані не можуть бути повністю надані і немає виміряної температури для посилання, параметри повітряного потоку у стані проектування та стані найвищої теплової нагрузки можна використовувати для оцінки. Емпірична формула для оцінки температурного поля на диску така:

У формулі T є температура у вимогаченому радіусі, T0 є температура у центральній отворі диска, Tb є температура у краю диска, R є довільним радіусом на диску, а індекси 0 і b відповідають центральній отворі та краю відповідно.

m=2 відповідає титановій сполочі та феритній сталі без принудливого охолодження;

m=4 відповідає никелевій сполочі з принудливим охолодженням.

• Для високотискового компресорного диска

Стале температурне поле:

Якщо немає охолоджувального повітряного потоку, можна вважати, що немає різниці у температурі;

Коли є охолоджувальний повітряний потік, Tb можна приблизно вважати температурою виводу повітряного потоку на кожному рівні каналу + 15 ℃ , а T0 можна приблизно вважати температурою виводу повітряного потоку на рівні екстракції охолоджувального повітряного потоку + 15 ℃ .

Тимчасове температурне поле:

Tb можна приблизно вважати температурою виводу повітряного потоку кожного рівня каналу;

T0 можна приблизно вважати 50% температури дисків колеса, коли немає охолоджувального повітряного потоку; коли є охолоджувальний повітряний потік, його можна приблизно вважати температурою виводу етапу екстракції охолоджувального повітряного потоку.

• Для турбінного диска

Стале температурне поле:

Tb0 — це температура перерізу кореня лопатки; △ T — це температурний спад шипа, який можна приблизно вважати наступним чином: △ T=50-100 ℃ коли шип не охолоджують; △ T=250-300 ℃ коли гребін охолоджений.

Тимчасове температурне поле:

Диск з охолодjuвальними лопатками можна наближено описати наступним чином: часовий температурний градієнт = 1.75 × сталий температурний градієнт;

Диск без охолодjuвальних лопаток можна наближено описати наступним чином: часовий температурний градієнт = 1.3 × сталий температурний градієнт.

3. Газова сила (осьова та обертаюча сила), передана лопатками та газовим тиском на передній та задній сторонах імпелера

• Газова сила, передана від лопаток

Для компресорних лопаток, газова сила, що діє на одиницю висоти лопатки, дорівнює:

Осьова:

Де Zm і Q є середнім радіусом і кількістю лопаток; ρ 1м і ρ 2м є густиною повітряного потоку у входному та вихідному перерізах; C1am і C2am є осьовою швидкістю повітряного потоку у середньому радіусі входу та виходу; p1m і p2m є статичним тиском повітряного потоку у середньому радіусі входу та виходу.

Обводинний напрямок:

• Для турбінних лопаток

Напрямок сили газу на газ відрізняється від двох вище наведених формул знаком мінус. Зазвичай існує певний тиск у полості між двоступеневими імпелерами (особливо компресорними імпелерами). Якщо тиск у сусідніх просторах відрізняється, це призведе до тискової розниці між двома полостями імпелера, △ p=p1-p2. Зазвичай, △ p має мало впливу на статичну міцність імпелера, особливо коли у спону імпелера є отвори, △ p можна проігнорувати.

4.Момент інерції, що виникає під час маневрування у політі

Для дисків великого діаметру з лопатками необхідно враховувати вплив гіроскопічних моментів на згинну напругу та деформацію диска.

5.Динамічні навантаження, що виникають через вibrацію лопаток та диска

Напруження, що виникає у диску при вibrації лопаток та диска, повинні бути наложеними на статичні напруження. Загальні динамічні навантаження такі:

Періодична неоднакова газова сила на лопатках. Через наявність дужки та окремих камер згоряння у потоці, потік повітря нерівномірний вздовж кола, що створює періодичну незбалансовану газову ексцитаційну силу на лопатках. Частота цієї ексцитаційної сили: Hf = ω m. Серед них, ω це швидкість ротора двигуна, а m - кількість дужок або камер згоряння.

Періодична неоднакова газова тисня на поверхні диска.

Ексцитаційна сила, передана до диска через з'єднаний вал, з'єднуючий кілце або інші деталі. Це відбувається через несбалансованість системи валу, що призводить до вibrації всього агрегату або роторної системи, таким чином, приводячи з'єднаний диск до спільних коливань.

Між лопатками багатороторного турбіна існують складні взаємодії, які впливатимуть на вibrацію системи диска та пластини.

Коливання зв'язки диска. Коливання зв'язки краю диска пов'язане з власними коливальними характеристиками системи диска. Коли ексцитаційна сила у системі диска наближається до певного порядку динамічної частоти системи, система буде резонувати та генерувати коливальний стрес.

6.Стрес з'єднання між диском та валом

З'ємна посадка між диском і валом створюватиме збірний стрес на диску. Магнітуда збірного стресу залежить від з'ємної посадки, розміру та матеріалу диска і вала, і пов'язана з іншими навантаженнями на диск. Наприклад, існування центробіжного навантаження та температурного стресу збільшить центральне отворище диска, зменшить з'єм, а отже, зменшить збірний стрес.

Серед зазначених вище навантажень, масовий центробіжний зусилок та теплове навантаження є головними компонентами. При обчисленні міцності необхідно врахувати такі комбінації обертань та температури:

Швидкість кожного пункту обчислення міцності, вказаного у летному о контурі, та температурне поле у відповідній точці;

Поле температури в стані стабільності у точці максимальної теплової навантаженості або максимальна різниця температур під час політу та максимальна дозволена швидкість стабільної роботи, або відповідне поле температури в стані стабільності, коли досягається максимальна дозволена швидкість стабільної роботи під час політу.

Для багатьох двигунів взлет є часто найгіршим станом напруженості, тому необхідно враховувати комбінацію перехідного поля температури під час взлету (коли досягається максимальна різниця температур) та максимальну швидкість роботи під час взлету.