Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей под ред. Хронина Д. В. (1014169), страница 8
Текст из файла (страница 8)
В случае расположения турбинного подшипника перед рабочим колесом первой ступени усилия, действующие на турбинную опору со стороны ротора, изгибают внутреннюю оболочку как консольную балку. В случае расположения турбинной опоры за рабочим колесом первой ступени все нагрузки передаются на наружную оболочку, Силовая схема с несущим только внешним корпусом камеры сгорания (рис. 2.2, б), Эта схема применяется в газогенераторах при коротком и жестком двухопорном роторе, при высокой температуре перед турбиной и коротких лопатках соплового аппарата турбины и последней ступени компрессора. Отмеченные особенности не позволяют осуществить силовые радиальные связи между корпусами камеры. Внутренний корпус имеет связи с внешним только в передней части.
Эти связи передают на внешний корпус инерционные и газодинамические силы лишь внутреннего корпуса. Опоры ротора перед первой ступенью турбины и за компрессором в этой схеме отсутствуют. Таким образом, все нагрузки от турбин воспринимает наружный корпус камеры сгорания, имеющий большую жесткость благодаря большому диаметру. Эта схема, благодаря ее простоте, применяется в короткороторных подъемных двигателях, а также в тех случаях, когда стремятся увеличить объем камеры сгорания. Силовая схема без наружного корпуса камеры сгорания (рис.
2.2, в). Эта схема применялась на двигателях с трубчатыми Рис. 2.2. Силовые схемы корпусов камер сгорания; а — с консольным внутреннин корпусом, не сввванвым с внещиим в зове соплового аппарата турбины; б — с несущим только внешним корпусом; а — для двигателя с нидявкиуальиымн камерамн сгорания, прн отсутствии внешнего корпуса индивидуальными камерами сгорания, в конструкциях с центробежным компрессором. Силовую связь корпуса турбины с корпусом компрессора в этом случае осуществляют с помощью внутреннего корпуса камеры сгорания и корпуса вала турбины.
Эту связь называют внутренней по отношению к проточной части двигателя. Все нагрузки, действующие на корпуса турбины и выходного устройства, воспринимаются внутренней силовой связью и передаются на задний корпус компрессора. Недостаток схемы состоит в том, что необходимую изгибную жесткость корпуса вала турбины, имеющего относительно небольшой диаметр, получают за счет утолщения стенок корпуса и, следовательно, за счет увеличения массы. 2.3. КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ НА САМОЛЕТЕ Крепление двигателя на самолете, а также подвеска его при транспортировке производится посредством специальных узлов, устанавливаемых на силовом корпусе двигателя. В общем случае узлы крепления ГТД передают самолету следующие нагрузки: — тягу; — силы инерции масс двигателя, возникающие при эволюции самолета; — гироскопический момент от ротора двигателя, определяемый угловыми скоростями ротора цт и эволюцией самолета Й; — силы инерции и момент, возникающий от неуравновешенности ротора двигателя, отбалансированного с определенной степенью точности.
На узлы крепления ТВД к летательному аппарату действует также реактивный момент от винта, направленный в сторону, противоположную его вращению. При наличии на двигателе двух винтов, вращающихся в противоположные стороны, реактивный момент равен разности моментов винтов. При определении сил инерции и моментов от них, гироскопического момента от ротора двигателя в данном случае необходимо учитывать наличие редуктора и винтов. На рис.
2.3 представлена схема одного из вариантов крепления двигателя. К конструкции и расположению на двигателе узлов крепления, кроме удобства замены ГТД и технического его обслуживания на самолете, предъявляются следующие основные требования: — точки подвески должны быть расположены на двигателе так, чтобы обеспечивалось крепление двигателя в направлении всех шести степеней свободы: в осевом, вертикальном и боковом направлениях и вокруг продольной вертикальной и горизонтальной осей. При этом система подвески должна быть статически определима, т.
е. не допускается двойного крепления в направле- 36 Пнс. 2.3. Схема крепления двигателя к самолету: ! — стержень продольного н поперечного «репленн»; т — кронштейны главной передней подвески; 5 — качалка аадней подвесив; ч — ладана такелажнан подвеска; 5 — переднее транспортировочные н такелажные кронштейны; б — ладане транспортнровачные нронштейны нии и вокруг названных осей.
Благодаря этому изолируется корпусная система двигателя от деформации самолетной конструкции и предупреждается возникновение в узлах подвески больших не- расчетных нагрузок; — точки крепления двигателя при всех условиях полета и режимах работы не должны препятствовать термическим деформациям корпуса двигателя; — основные точки подвески должны быть расположены на силовых корпусах компрессоров в плоскости, близкой к центру массы двигателя.
Как правило, такими плоскостямн являются плоскости внутренних силовых связей опор роторов компрессоров; — дополнительные точки подвесок должны быть расположены на корпусе турбин, также в плоскости внутренних связей опор турбин; — форсажная камера имеет свою дополнительную точку подвески в плоскости корпуса управляемого реактивного сопла. Для того чтобы обеспечивалась статическая определимость подвески, форсажная камера должна быть присоединена к корпусу турбины с помощью шарнирного соединения (гл. 9 и 10); — в случае легких тонкостенных конструкций корпусов, для избежания их больших местных радиальных деформаций и задевания лопаток за корпус, не допускаются в точках подвески большие радиальные усилия; — для проведения такелажных, монтажных и транспортировочных работ на двигателе должны быть дополнительные точки подвески и поддержки, удовлетворяющие требованиям для основных точек подвески.
При выполнении монтажных работ на самолете подвеска и поддержка двигателя в произвольных точках не допускается. 2.4. ОБЕСПЕЧЕНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ ПО ТЕХНИЧЕСКОМУ СОСТОЯНИЮ Условием полного использования ресурса двигателя, т. е, продолжительности наработки, в пределах которой обеспечивается надежность и безаварийность его эксплуатации, является эксплуатапия по техннческому 37 состоянию. Основой этой системы эксплуатации является периодический конт. роль эа состоянием деталей и узлов, учет наработки на тяжелых режимах работы и числа переходных режимоз (приемистосгей и сбросов газа), т.
е. систематическая диагностика пригодности двигателя к дальнейшей его эксплуатации. Обязательным условием реализации этой системы является наличие в конструкции двигателя элементов, обеспечивающих воэможность контроля и учета наработни. К контролируемым параметрам относятся: — частота вращения роторов; — температура газа в зоне турбины; — отношение давления газа за турбиной к давлению на входе в двигатель как фактор, характеризующий стабильность тяговых характеристик; — расход топлива; — уровень виброперегрузок; — по маслосистеме двигателя — контроль за уровнем давления масла, сигнализация наличия стружки в масле, периодический отбор проб масла для проведения спектрального анализа.
Кроме того, через специальные лючки обеспечивается возможность проведения визуального осмотра лопаток компрессора и турбины, а также элементов «горячей части» двигателя. Обеспечивается возможность применения специальных приборов для инструментального контроля за появлением и развитием трещин и др. Контролируемые параметры, а также динамика их изменения позволяют прогнозировать надежность дальнейшей эксплуатации.
Эксплуатации двигателя по техническому состоянию предшествуют испытания, имеющие целью определение и подтверждение долговечности его основных, наиболее нагруженных деталей, непосредственно определяющих безопасность полета. Результаты проведенных испытаний позволяют установить предельные значения наработки в эксплуатации в часах или количестве циклов нагружений для основных узлов двигателя, а также установить целесообразную периодичность контроля технического состояния.
2.5. МОДУЛЪНОСТЪ КОНСТРУКЦИЙ Модульная конструкция позволяет наиболее полно использовать возможности эксплуатации по техническому состоянию. Двигатель такой конструкции состоит из отдельных модулей (блоков), которые при необходимости можно заменить. Разьемы, которыми пользуются при замене модулей, обеспечивают соосность статора, а сами модули обеспечивают посадки и уровень балансировки в пределах норм технических условий. Модульная конструкция должна удовлетворять ряду условий и требований, в частности: — деление двигателя на модули должно производиться с учетом прогнозируемой повреждаемости, безотказности и долговечности элементов конструкции; — модулями могут быть как отдельные функциональные узлы двигателя (вентилятор, компрессор, камера сгорания, турбины и др.), так и основные сборочные единицы этих узлов (ротор компрессора или турбины, статоры этих узлов и т.
д.); — модулям должны устанавливаться ресурсы; — замена модулей на двигателе должна производиться, как правило, беэ разборки самих модулей; — постановка на двигатель нового или отремонтированного модуля не должна снижать эксплуатационных характеристик двигателя; — подшипники опор роторов двигателя при замене модулей должны сохранять свою комплектность, т. е.
элементы подшипников следует включать в состав одного модуля. На рис. 2.4 в качестве примера показано деление на модули газотурбинного двигателя, разработанного совместно английской фирмой «Роллс. Ройс» и французской $)ЧЕКМА. Двигатель состоит из двенадцати модулей. Разборка двигателя может производиться с любого конца в зависимости от необходимости, опре- 38 Ф и 77 Рпс. 2.4. Пример деления двигателя на модули: à — входной корпус; у — компрессор ни»ного давления; 8 — выходной направляющий аппарат; а — промежуточный корпус и компрессор высокого давления в сборе; 5 — общий «орпус камеры сгорания и гааовых турбин; б — жаровая труба, У, 3 — сопловай аппарат к рабочее колесо турбины высокого давления: у, го — сопловой аппарат и рабочее колесо чурбаны ииекого давлении; ы — диффуаор фарсажиой камеры; тх — фронтовое устрой. схво; уз — агрегаты деляемой бороскопическим осмотром наиболее напряженных деталей и узлов конструкции, Замена почти всех узлов обвязки двигателя не требует его съема с самолета.
Для замены двигателя на самолете требуется около двух часов, для замены отдельных модулей — несколько часов. 2.6. УСИЛИЯ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ В ГАЗОТУРБИННЪ|Х ДВИГАТЕЛЯХ На силовые элементы конструкций газотурбиииого днигателя действуют разнообразные нагрузки в виде сил и моментов. По своей природе основные нагрузки можно разделить иа следующие группы: — газовые нагрузки, возникающие как результат воздействия газового потока иа элементы проточной части двигателя и газо- статические нагрузки; — массаэые нагрузки, к котарым отцепятся силы инерций и инерционные моменты, возникающие в деталях при эращеиии Ротора, при эволюциях самолета, при взлете и посадке; — температурные нагрузки, возникающие из-за иерэвномерного нагрева деталей, различия коэффициентов линейного расширеиия их материалов, при стеснении температуриых дефармаций.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
