Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В. (1014169), страница 10
Текст из файла (страница 10)
2.!2. К расчету осевой силы ра леса пеитробежиого компрессора бочего колеса турбииы 45 рис. 2З2, осевое усилие представляется следующей суммой: = Р ат = Рал + Рт виРт + Рагс Ре сига Рагс РаРа. (2 ) () Кольцевые площади Р определяются расположением уплотнений и размерами рабочего колеса, давления Р„р,, р, — проходами для воздуха, связывающими боковые полости диска с определенными зонами давления компрессора, камеры сгорания или проточной части турбины. Осевая сила диска турбины положительна, т. е. направлена в сторону сопла.
Вал турбины всегда связан с валом компрессора специальным осевым соединением. Благодаря этому осевая сила компрессора в значительной степени уравновешивается осевой силой турбины. Небольшая разность этих сил воспринимается осевым подшипником ротора. Для того чтобы эта разность не превышала допустимую силу для упорного шарикоподшипника, давления на боковые поверхности диска турбины и ротора компрессора, а также расположение уплотнений на дисках подбираются необходимой величины и месторасположения. На практике эта сила уточняется экспериментально.
Если ротор турбины состоит из нескольких дисков, то подсчет осевой силы такого ротора производится тем же методом, который был рассмотрен для компрессора. Крутящие моменты, возникающие на рабочем колесе турбины и ее сопловом аппарате, подсчитываются по формулам (2.5) и (2.6).
Момент, возникающий на рабочем колесе, действует в сторону вращения, а момент на сопловом аппарате — в противоположную. Моменты роторов и корпусов турбины и компрессора соответственно равны и полностью взаимно уравновешены. Момент ротора турбины нагружает вал ротора, соединительные муфты и все элементы крепления роторных частей.
Момент соплового аппарата нагружает корпусные детали — внешние корпуса турбины, камеры сгорания, компрессора, в том числе все соединительные элементы конструкций корпуса. Камера сгорания. Осевая газодинамическая сила, действующая на весь узел камеры сгорания в целом, может быть рассчитана по формуле 1 а н. с = РтРт Раг'в ст' (саа ста) (2.(2) где Р„Р, — площади, подсчитываемые по соответствующим размерам, показанным на рис. 2.13 (сечение 1 — 1, 11 — 1!); ЄЄ с„, с„ — статические давления и осевые скорости газа на входе и выходе камеры.
Осевая сила камеры сгорания действует в сторону компрессора и достигает величин, превышающих величину тяги двигателя. Более подробный расчет сил и элементов камеры сгорания на прочность рассматривается в гл, 8, Реактивное сопло. За турбиной в реактивном сопле в большинстве случаев устанавливается центральное тело, связанное с внеш- 46 Д Рис. 233. К расчету осевой силы камеры сгорания ней оболочкой сопла стойками или стержнями (рис. 2З4).
Диаметр От центрального тела в сечении 1 — 1 равен диаметру окружности корневых сечений лопаток колеса турбины. Если между колесом турбины и центральным телом на диаметре От расположено уплотнение, а внутрь конуса центрального тела подается некотоРое РазгРУзочное давление Рт, то осевое Усилие Реактивного сопла подсчитывается по формуле Рр. с Р!Рт+РтРт РсРв. с РяРа ст (ст — ст)т (2.13) где Рт, Рт — площади проточной части сопла и торцевой поверхности конуса, определяемые диаметрами 1)т и 17„.
Р, — площадь выходного отвеРстии сопла; Рт, Р, — статическое давление в реактивной струе в сечении 1 — 1 и на срезе сопла — в сечении 11 — !1; Ря — атмосферное давление; Р, = 0,25я (1)~т — ьтв,)— внешняя кольцевая площадь сопла. При полном расширении реактивной струи р, =- рн.
Если кольцевое уплотнение на окружности 1)т отсутствует, то Рт = = — Рт Осевая сила реактивного сопла обычно направлена в сторону движения газа за счет более высоких статических давлений в сечении 1 — 1. Алгебраическая сумма осевых газодинамических и газостатических сил, приложенных к узлам и деталям двигателя, численно равна тяге, развиваемой двигателем.
На рис. 2З5 показано примерное соотношение величин осевых сил, т Ы деиствующих на отдельные узлы двигателя!3(). За 100% принята тяга двигателя. Следует отметить, что осевая сила, действующая на с Рис, 2!4. К расчету осевой силы реактивного сопла 47 мцаЪ лхт ',4,9= о, 'ГЗХ 'с (2.15) М, = тншй з)п О, (2.16) (2. 14) л' Г) тчхв "нах 7) (2,17) 48 Рис.
2.)8. Соотношение величин осевых сил, действующих на отдельные узлы двигатели ротор компрессора, почти в три раза превышает тягу двигателя, Усилие на диске турбины направлено в сторону сопла н более чем в два с половиной раза превышает тягу. Осевые силы, действующие на элементы камеры сгорания и сопловые аппараты турбины, превышают тягу в полтора раза. Рассмотренный пример распределения осевых сил показывает, что детали ГТД находятся под воздействием больших внутренних газодинамических сил.
В процессе проектирования двигателя необходимо весьма тщательно определять эти силы для опенки прочности и надежности конструкции его деталей и достижения минимальной массы двигателя. 2.6.2. Инерционные силы и моменты, действующие на элементы ГТД Инерционные силы. При выполнении самолетом эволюций в полете, а также при взлете и посадке возникают инерционные перегрузки, действующие на все элементы двигателя.
В каждом конкретном случае максимальные силы инерции, нь)зываю)цие перегрузку узла, детали или двигателя в целом, определяются ра- венством где М вЂ” масса узла, детали яли двигателя в целом, в кг-: и")„— коэффипиент максимальной эксплуатационной перегрузки.
Приведем некоторые значения эксплуатационных перегрузок для самолетов различного назначения, задаваемых нормами прочности. Максимальные перегрузки в вертикальной плоскости: для маневренных самолетов н„"),ч„ = 8 .. О, для ограниченно маневренных самолетов п„"',„ =- 4 .„ 6, для неманевренных самолетов иа',„ = 2 ., 3. При выполнении самолетом различных фигур перегрузки имеют следующие значения: вираж, спираль, разворот: и ' = 3 ...
5, (в) штопор: пм',„= 2 „. 3, м) )з) бочка: н .,„= 4 ... 5, Сила инерции направлена по радиусу кривизны траектории, описываемой самолетом при эволюции. Гироскопические моменты. При выполнении самолетом эво- люцией па вращающийся ротор двигателя кроме сил инерции, вы. :ываюших перегрузку, действует гироскопический момент. Ве- личина этого момента находится из формулы ) де 7 — массовыи полярный момент инерции ротора относи тельно оси его вращения; ю — угловая скорость ротора; Й— угловая скорость самолета при эволюции; Π— угол между векточт)х)и угловых скоростей ш и Й.
Обычно рассматривается максимальное значение гироскопического момента, поэтому угол 0 принимается равным и/2, т. е. !и О =- !. Угловая скорость Й == 1)/г, где )) — скорость полета самолета, а г — радиус кривизны траектории полета, например радиус виража илн траектории при выходе из пикирования. 'тем больше скорость нли меньше радиус траектории, тем больше Й. Максимально возможная величина Й связана с величиной праде)ьно допустимои перегрузки полета, которая определяется формулой (2.14). С другой стороны, при полете по криволинейной траектории радиуса г со скоростью )/ на самолет действует сила инерции, определяемая формулой )тв Р! — '= Меам — = Меам !'Й> Г Где М„м — масса самолета.
Приравнивая правые части формул (2.16) и (2,14), подуя "м предельно допустимое значение угловой скорости эволюции при 'аданной скорости полета: Затем по формуле (2.15) определяется наибольший гироскопический момент. Гироскопический момент всегда направлен так, что стремится совместить направление вектора угловой скорости ротора ю с направлением вектора угловой скорости эволюции 'зт)олетн Й. Действие ГироснопическОГО момента для различных нинон эволюций иллюстрируется рис. 2.!6. Гнроскошшеские момеьпы возникают на каждом диске ротора, сочдиют )! Гиб ротор'„пТГружают элементы еГО конструкций 49 3.1.
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Вопросы для самоконтроля Рис. 2.16. Схемы направлений действия гироскопических моментов при раалич. иык аволюциях самолета и соединений. Суммарный гироскопический момент всего ротора создает большие нагрузки на опоры ротора. Плоскость действия гироскопического момента, как это видно на рис. 2.16, перпендикулярна плоскости виража или плоскости вертикальной петли.
Следовательно, силы, возникающие от действия гироскопического момента ротора, перпендикулярны силам инерций Ру и складываются с ними геометрически. Особенность действия инерционных сил и гироскопического момента на детали ротора состоит еще и в том, что вызываемые ими напряжения являются знакопеременными. !.
Какие силы действуют на конструкцию двигатели в условинх полета: внутренние силы, внешние силы? 2. Рассмотреть способы расчета осевых сил, действующих иа отдельные части конструкции двигателя. 3. Рассмотреть разновидности силовых схем роторов и корпусов двягателей и виды крепления двигателей на самолете. 4. Способы уменьшения осевых сил, действующих на осевую опору ротора. ГЛАВА 3 КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОМПРЕССОРОВ 3.1.1.
Требования, предъявляемые к компрессорам Компрессор, обеспечивающий повышение давления перед камерой сгорания, является одним из основных узлов газотурбинного двигателя. Техническое совершенство компрессора в значительной степени определяет качество и эффективность двигателя и силовой установки в целом, а следовательно, и безопасность полета летательного аппарата.
В связи с этим к компрессорам авиационных ГТД предъявляются высокие требования. При необходимых степени повышения давления и,' и расходе воздуха 6 основными требованиями являются: — минимальные габаритные размеры и масса; — высокий КПД; — достаточные запасы газодинамической устойчивости на всех режимах эксплуатации; — высокая надежность и живучесть в эксплуатационных условиях в течение ресурса; — технологичность и возможность модернизации; — противопожарная безопасность; — минимальное влияние на окружающую среду; — удобство контроля технического состояния.
Из всех перечисленных требование обеспечения минимальных габаритных размеров и массы является характерным для любых систем летательного аппарата и в том числе для его силовой установки и двигателя непосредственно. И поскольку относительная масса компрессора (отношение массы компрессора к массе двигателя) составляет 0,35 ... 0,50, разработка легкого компрессора — одна из важнейших проблем, стоящих перед создателями авиационных двигателей. Прн этом необходимо исходить из того, что выбор конструктивной компоновки компрессора, его газодинамических и конструктивных параметров, допустимых значений запасов прочности деталей и наиболее приемлемых материалов определяется назначением ГТД (использованием на летательном аппарате определенного типа).
3.1.2. Типы компрессоров, применяемых в ГТД Для общей классификации компрессоров, применяемых в ГТД, может быть использован один из наиболее существенных 51 Рис. З.З. Схемы комбинированных компрессоров: л — диагонально. осевой; б — осецеитробежный; ! — входной направляющий аппарат: у — диагональное рабочее колесо: а — осевой компрессор; 4 — центробежное рабочее колесо; те — угловая скорость Рнс. 3.(. Схема осевого компрессора: ! — ротор; ! — вхо н й р; — д ой направляющий аппарат; а — направляющий аппарат; 4, 5— статор; П вЂ” направление движения воздуха основополагающих признаков — направление потока воз оздуха в проточной части. По направлению потока различают: — осевые компрессоры, у которых направление скорости потока воздуха в мериднональной плоскости примерно параллельно оси (рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
