Усилия, действующие в газотурбинных двигателях

КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЧНОСТЬ

АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

в двух книгах

КНИГА 1.СИЛОВЫЕ НАГРУЗКИ

И КОНСТРУКЦИЯ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Рекомендуется учебно-методическим объединением вузов

по образованию в области эксплуатации авиационной

и космической техники для межвузовского использования

в качестве учебного пособия для студентов высших учебных

заведений, обучающихся по специальности 160901 «Техническая

эксплуатация летательных аппаратов т двигателей»

Красноярск 2006

УДК 621.452.22.

ББК 39.65.

РЕЦЕНЗЕНТЫ:

Главный научный сотрудник отдела машиностроения Института вычислительного моделирования Сиб. отделения РАН

д.т.н., проф..Крушенко Г.Г.

Главный инженер ОАО « Красноярский завод №67 Гражданской авиации» Васильев А.А

Карасев В.П.

К21 Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей : учеб. пособие: в 2 кн. Кн.1. Силовые нагрузки и конструкция основных элементов авиационных газотурбинных двигателей/ В.П. Карасев, А.В. Кацура ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т.- Красноярск, 2006.-192 с.

ISBN 5-86433-290-9

Учебное пособие состоит из двух частей. В первой части рассмотрены вопросы конструкции основных узлов авиационных двигателей: компрессоров, камер сгорания и газовых турбин и силовые связи этих узлов. Первая часть книги состоит из введения и пяти глав. В каждой главе приведены основные требования к узлу, принципы классификации и основные конструктивные решения по обеспечению требуемых параметров. Каждая глава заканчивается контрольными вопросами. Изложение материала сопровождается большим объемом графического материала, что облегчает его понимание и усвоение. Во второй части пособия приведены расчеты на прочность основных элементов двигателей от нагрузок, действующих в полете и конструкция дополнительных частей двигателей обеспечивающих их нормальную работу. Книга может быть полезна при изучении лекционного материала, проведения лабораторных работ, курсового и дипломного проектирования и самостоятельной работы студентов.

Предназначено для студентов специальности 160901 всех форм обучения и может быть полезно инженерно техническим работникам авиационных предприятий занимающихся ремонтом и обслуживанием авиационных двигателей.

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ…………………………………………………..……………. ... .5

1. УСИЛИЯ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ В ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЯХ…………………………………………..…………………….9

1.1.ОСЕВЫЕ СИЛЫ В ГТД ОТ ГАЗОВОГО ПОТОКА……....… .........10

1.2. МОМЕНТЫ КРУЧЕНИЯ ОТ ГАЗОВЫХ СИЛ В ЭЛЕМЕНТАХ ГТД………………………………………………………………………....20 1.3 ИНЕРЦИОННЫЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ

НА ЭЛЕМЕНТЫ ГТД………………………………………...….. ...…….24

1.4. СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ГТД…………………………………………….27

1.4.1 Силовые схемы роторов…………………...…………………...…27

1.4.2 Силовые схемы корпусов………………………………........……36

1.5 КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ НА САМОЛЕТЕ………….……...……43

1.6. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ…………………………….……..…...45

2. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА……………………..…………………….…45

2.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ………………………………………...………45

2.2. ДОЗВУКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА………………………48

2.3 СВЕРХЗВУКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА………...………....50

2.4. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА………………..53

3. КОМПРЕССОРЫ ГТД………………...……………………..….….……56

3.1.Требования, предъявляемые к компрессорам……………...…...……56

3.2 КЛАССИФИКАЦИЯ КОМПРЕССОРОВ…………...…….…………64

3.3. РОТОРЫ ОСЕВЫХ КОМПРЕССОРОВ……………...…….……….68

3.3.1 Роторы барабанного типа ..………………….. . ……………..…..69

3.3.2 Роторы дискового типа………………………………..….….……71

3.3.3 Роторы барабанно-дискового типа ………….………...…………75

3.3.4. Расчет усилия затяжки стяжного болта ………………………...81

3.4. РАБОЧИЕ ЛОПАТКИ КОМПРЕССОРОВ……………....………….84

3.4.1 Соединение лопаток с дисками ………….………………..….….88

3.5. НАПРАВЛЯЮЩИЕ И СПРЯМЛЯЮЩИЕ АППАРАТЫ…...……94

3.5.1 Консольное крепление лопаток……………………………….…95

3.5.2 Двухстороннее крепление лопаток…….………..……….……....97

3.6. КОРПУСЫ ОСЕВЫХ КОМПРЕССОРОВ…………...………….…104

3.6.1. Передний корпус осевого компрессора……...………………...105

3.6.2 Средний корпус компрессора………………...…………............107

3.6.3 Задний корпус компрессора……………………………………..112

3.7. РАДИАЛЬНЫЕ И ОСЕВЫЕ ЗАЗОРЫ……………………………..115

3.8. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ………………………...….…………116

4. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ…………………………………….……...…117

4.1. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К КАМЕРАМ СГОРАНИЯ…...…..117

4.2. ТИПЫ КАМЕР СГОРАНИЯ И ИХ ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ…119

4.3.КОНСТРУКТИВНОЕ ВЫПОЛНЕНИЕ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КАМЕР СГОРАНИЯ…………………............................................………...123

4.3.1. Диффузоры…………..……………………...………...…………123

4.3.2. Жаровые трубы………………...……………………………..…124

4.3.3. Топливные форсунки…………………………………………....132

4.4. ВОСПЛАМЕНЕНИЕ ТОПЛИВОВОЗДУШНОЙ СМЕСИ В ПРОЦЕССЕ ЗАПУСКА………………………………....................……..…137

4.5. ОСНОВНЫЕ ДЕФЕКТЫ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ…….……..139

4.6. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ТЕХНОЛОГИИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ

КАМЕР СГОРАНИЯ……………...…………………………………….141

4.7. МАТЕРИАЛЫ ДЕТАЛЕЙ КАМЕР СГОРАНИЯ………….….….143

4.8. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ ……………………….…………….144

5. ГАЗОВЫЕ ТУРБИНЫ…………………………………….……….......144

5.1. ТРЕБОВАНИЯ К ТУРБИНАМ ………………….…………..…145

5.2. КОНСТРУКЦИЯ ГАЗОВЫХ ТУРБИН………….……………..148

5.2.1. Роторы турбин……………………………………...……….....149

5.2.2. Диски…………………………………………………………...156

5.2.3. Рабочие лопатки…………………………..………………....157

5.3. ОХЛАЖДЕНИЕ ЛОПАТОК ТУРБИН……………………...…..160

5.4 КРЕПЛЕНИЕ ЛОПАТОК………….…………………………....166

5.5 СОПЛОВЫЕ АППАРАТЫ И КОРПУСА ТУРБИН…………..168

5.5.1. Крепление сопловых лопаток………………………..…170

5.6. КОРПУСА ТУРБИН…………………………………………...…174

5.7 РАДИАЛЬНЫЕ И ОСЕВЫЕ ЗАЗОРЫ…………………….……..176

5.8. УЗЛЫ СОЕДИНЕНИЯ ВАЛОВ КОМПРЕССОРОВ И ТУРБИН………………………..…………………………...……………….180

5.9. ОХЛАЖДЕНИЕ ТУРБИН………………………………………..186

5.10 КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ………………………….………..190

Библиографический список……………………………..……….…191

ВВЕДЕНИЕ

Курс «Конструкция и прочность авиационных двигателей» (КиПАД), является одним из основных курсов в системе подготовки специалистов для гражданской авиации специальности 160901. Изложение курса ориентировано на студентов получивших достаточную подготовку по общеинженерным дисциплинам и специальным техническим дисциплинам. Данный курс является логическим продолжением курса «Теория авиационных двигателей».

Курс охватывает вопросы конструктивного выполнения основных типов и узлов авиационных двигателей, определения нагрузок действующих на элементы двигателя в процессе эксплуатации, прочность и динамику основных узлов газотурбинного двигателя, освоение которых необходимы для успешной работы в гражданской авиации.

При определении нагрузок, рассмотрены силы и моменты, возникающие в основных деталях двигателя от действия газового потока, инерционных сил и моментов при работе двигателя на земле в полете и эволюциях самолета.

При изложении вопросов конструкции газотурбинных двигателей (ГТД) рассматриваются вопросы основных технических, эксплуатационных и экономических требований, предъявляемые как к самим ГТД, так и основным узлам. Приводятся подробные конструктивные решения и сравнительный анализ, применимости, достоинств и недостатков основных узлов двигателя: входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины, выходного устройства, редуктора.

Определение прочности двигателя ограничивается вопросами расчёта самых высоконагруженных узлов газотурбинного двигателя, определяющих надежность его работы: рабочих, спрямляющих (направляющих) и сопловых лопаток турбин и компрессоров, дисков и барабанов роторов, узлов соединения лопаток с дисками, элементов роторов между собой и с валом, стяжные болты, валы, корпусы камер сгорания.

При изложении вопросов колебаний двигателя рассматриваются основные нагрузки, вызывающие колебания в лопатках, дисках, роторах, экспериментальные и теоретические методы их определения. Также рассмотрены вопросы экспериментально и теоретического определения критических скоростей вращения роторов, влияющие факторы и способы борьбы с опасными колебаниями.

На самолётах гражданской авиации используются в основном два типа ГТД:

прямой реакции - турбореактивные одноконтурные двигатели без форсажной камеры сгорания (ТРД), с форсажной камерой сгорания (ТРДФ), турбореактивные двухконтурные двигатели без форсажной камеры сгорания (ТРДД) и с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ)

непрямой реакции – турбовинтовые двигатели (ТВД), турбовальные двигатели (ТВаД).

ТРД широко применяются на гражданских самолётах различного назначения при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полёта из-за существенного роста тяги с увеличением скорости полёта, конструкторской и технологической простоты а, следовательно, и меньшей стоимости изготовления.

ТРД применяются на самолётах со скоростями полёта М и высотах до 12…14 км. ТРДФ расширяет эту область до М = 3,2…3,5 на высотах до 22…25 км.

Основной недостаток ТРД и ТРДФ – высокий расход топлива, который ограничивает их применение на гражданских самолётах из-за удорожания стоимости эксплуатации.

ТРДД обладают значительными преимуществами по экономичности и уровню шума перед ТРД и в настоящее время являются основным типом двигателей для самолётов гражданской и транспортной авиации, несмотря на большую конструктивную сложность.

Двухконтурные двигатели выполняются, как правило, с двумя (тремя) роторами, с передним (в основном) и задним расположением вентилятора, с выходом газа из контура через общее сопло (со смешением потоков), или через раздельные сопла.

Выбор оптимальной степени двухконтурности двигателя зависит от относительного влияния удельного расхода топлива, массы силовой установки и её лобового сопротивления на экономическую эффективность, надёжность и эксплуатационный ресурс самолёта.

В двигатели непрямой реакции (ТВД, ТВаД) мощность, отбираемая с вала, используется для привода воздушных винтов.

ТВД и ТВаД выполняются одновальными, с общей турбиной для привода компрессора и винта, двухвальными, с приводом компрессора и винта от разных турбин (турбина винта называется свободной), двухвальными с приводом винта от турбины компрессора низкого давления.

ТВД по сравнению с ТРД имеют большую взлётную тягу, и преимущества по экономичности на скоростях полёта до 700 км/ч, при прочих равных условиях, что обеспечивает самолётам успешный взлёт и посадку на аэродромах с укороченной взлётно-посадочной полосой.

Наличие в ТВД, ТВаД редуктора, воздушного винта, сложной системы автоматики и средств защиты делают его изготовление и доводку более дорогим и сложным кроме этого они имеют большую удельную массу и стоимость технического обслуживания и ремонта по сравнению с ТРД. С разработкой ТРДД позиции ТВД для применения на самолётах значительно утрачены. Однако ТВаД являются в настоящее время основным двигателем для вертолётов.

Основные требования к ГТД

1. Возможно большая тяга (мощность) на взлёте и наборе высоты.

2. Высокая экономичность в полёте.

3. Малые габариты, особенно поперечные.

4. Малая удельная масса двигателя.

5. Высокая технологичность изготовления и ремонта.

6. Высокая надежность в эксплуатации.

10. Большая долговечность (ресурс) и живучесть

11. Допустимые нормы влияния на человека и окружающую среду.

Как известно тяга Р - равнодействующая всех сил приложенных к двигателю:

Р (1)

где = - массовый расход газа на выходе из сопла ( - массовые расходы воздуха и топлива соответственно); с - скорость истечения газа из сопла; - скорость летательного аппарата; - коэффициенты полезного действия компрессора, камеры сгорания и турбины.

Скорость истечения газа определяется теплотворной способностью топлива (k - показатель адиабаты, R – газовая постоянная), температурой газов за турбиной Т_Г и отношением давления на входе Р₁ и выходе Р₂ из сопла :

(2)

Увеличение тяги (мощности) возможно за счёт повышения: расхода воздуха , температуры газа перед турбиной, и коэффициентов полезного действия в компрессоре, камере сгорания и турбине( ).

Повышение тяги за счёт увеличения без возрастания диаметра входа D_ВХ (при скорости полёта ) ограничено возможно достижимой величиной удельного расхода воздуха . Увеличение диаметра входа увеличивает лобовое сопротивление двигателя, усложняет конструкцию и снижает технологичность, а также повышается опасность газодинамической неустойчивости компрессора.

Увеличение температуры газа перед турбиной Т_Г на 100 К обеспечивает повышение удельной тяги двигателя на 10…15 % и является весьма эффективным методом повышения тяги. Однако в настоящее время рост температуры газа ограничен жаропрочностью материалов лопаток турбин и эффективностью их охлаждения.

Таким образом, повышение тяги ГТД в настоящее время возможно за счет увеличения диаметральных размеров двигателя, применения более эффективных топлив, повышения жаропрочности материалов горячей части двигателя, степени повышения давления в компрессоре и КПД всех элементов проточной части.

Экономичность двигателя оценивается удельной тягой Р_уд - отношение тяги к расходу воздуха Р_уд = и удельным расходом топлива С_уд = – отношение часового расхода топлива к тяге. Таким образом, эффективность двигателя также определяется степенью повышения давления в компрессоре, совершенством проточной части, температурой газа на турбине и применяемым топливом.

Поперечные габариты двигателя (мидель двигателя) увеличивают лобовое сопротивление самолёта, которое оценивается коэффициентом лобового сопротивления Р_лоб – отношение тяги двигателя к лобовой площади двигателя для ТРД и ТРДД и отношением мощности на выходном валу N к лобовой площади двигателя для ТВД и ТВаД. Уменьшить лобовое сопротивление возможно за счёт повышения тяги и совершенствования конструкции двигателя.

Удельная масса двигателя - отношение массы двигателя к тяге Р для ТРД и - отношение массы двигателя к мощности N на выходном валу двигателя для ТВД. Снижение удельной массы двигателя массы проводится за счёт улучшения конструкции узлов, повышения температуры газов на турбине, повышения прочностных качеств материалов и применением более легких материалов.

Затраты на изготовления и ремонт двигателей во многом определяются стоимостью материалов и технологическим совершенством конструкции. Поэтому разработка более совершенных технологий исключающих затратные способы механической обработки деталей является в настоящее время актуальной задачей. Для снижения затрат и времени на ремонт двигателей практически все вновь разрабатываемые двигатели модульной конструкции, а их обслуживание и эксплуатация проводится по состоянию.

Наряду с конструкционным и технологическим совершенством двигателей большое значение имеют параметры: надёжность, ресурс и удобство эксплуатации.

Надёжность двигателей характеризуется несколькими параметрами:

- средним временем наработки на один отказ

,

где - суммарное время наработки на один отказ всех однотипных двигателей, - число однотипных двигателей снятых с производства за время .

- коэффициентом досрочной съёмки

;

- интенсивностью отказов

,

где - число нормально работающих двигателей в начале и конце интервала .

- вероятность безотказной работы = .

Надёжность двигателей определяет и его ресурс.

Различают несколько понятий ресурс – гарантийный, межремонтный и общетехнический.

Гарантийный ресурс устанавливается поставщиком и устанавливает критерии, по которым в случае поломок поставщик возмещает убытки эксплуатирующей организации.

Межремонтный ресурс – увеличенная, по сравнению с гарантийной, продолжительность безотказной работы нового или отремонтированного двигателей. Он устанавливается на основании стендовых, лётных, эксплуатационных испытаний и обобщения данных эксплуатации и ремонта двигателей. После выработки межремонтного ресурса двигатель подлежит ремонту. После каждого капитального ремонта ресурс несколько снижается.

Общетехнический ресурс – суммарная максимальная продолжительность работы двигателя до его снятия с эксплуатации.

В настоящее время предлагается не устанавливать жёстких рамок межремонтных ресурсов, а проводить обслуживание двигателей по состоянию. Однако перевод эксплуатации двигателей по состоянию требует выработки чётких критериев оценки надёжности и исправности деталей и узлов и датчиков непрерывного контроля их состояния.

УСИЛИЯ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ В ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

При работе ГТД на земле и полёте к отдельным его узлам и деталям приложены силы и моменты.

Все многообразие нагрузок можно разделить на следующие основные группы:

усилия, возникающие от воздействия газового потока на элементы проточной части (газостатические и динамические нагрузки);

инерционные нагрузки, обусловленные массовыми силами, инерционными силами и моментами, возникающими при вращении ротора, при эволюциях самолета, при изменении скорости полета (взлет, посадка);

усилия, возникающие в результате неравномерного нагрева деталей и различных коэффициентов линейного расширения материалов связанных между собой деталей;

механические нагрузки, обусловленные силами трения в подшипниках, шлицевых муфтах и других движущихся деталях.

В зависимости от направления действия нагрузки подразделяются:

- осевые силы и моменты (направлены по оси вращения или параллельно ей);

-окружные силы (действуют в плоскости вращения перпендикулярно радиусу);

-радиальные силы (нормальные к оси двигателя);

- крутящие моменты (создаются окружными силами);

- изгибающие и гироскопические моменты (действуют в плоскостях, проходящих через ось двигателя).

По характеру действия, нагрузки бывают статическими (не меняются или меняются во времени очень медленно), и динамическими (меняются по времени или направлению).

В одних случаях действующие на детали усилия взаимно уравновешиваются внутренними силами, возникающими в деталях и не дающими внешнего проявления, например центробежные силы в дисках и лопатках. В других узлах двигателя, например входное устройство, компрессор, камера сгорания, турбина, выходное устройство, возникают усилия, которые передаются соседним узлам и только частично замыкаются в системе двигателя, а частично передаются на узлы крепления двигателя к самолету в виде силы тяги. По характеру вызываемых деформаций и напряжений в деталях ГТД от сил и моментов нагрузки подразделяются на растяжения, изгиба, кручения.

1.1. ОСЕВЫЕ СИЛЫ В ГТД ОТ ГАЗОВОГО ПОТОКА

Осевое усилие, возникающее от воздействия воздуха или газа на элементы конструкции двигателя, определяется как сумма от произведения статического давления на соответствующую площадь и азодинамического усилия от изменения количества движения газа при прохождении его, через рассматриваемый элемент конструкции.

Рассмотрим расчет осевых сил, на примерах отдельных частей двигателя. За положительное направление сил будем принимать направление движения воздуха в двигателе от входа до реактивного сопла.

Входное устройство

Осевая сила во входном устройстве ГТД с осевым компрессором (рис.1.1), может быть рассчитана по зависимости:

Рис. 1.1. Входное устройство

(1.1)

где: – статические давления перед входным устройством, за входным устройством и задним торцом внутреннего обтекателя;

C_1а; C_2а – осевые скорости воздуха на входе и выходе входного устройства;

_В – массовый расход воздуха;

F₁; F₂; F₃ - соответствующие площади;

Р_а.внеш. – осевая сила, действующая на внешнюю поверхность от давления набегающего потока р_Г, определяется продувкой.

Осевой компрессор

При расчете осевых нагрузок на детали компрессора, определяются осевые силы, действующие на ротор и статор, как сумма осевых сил действующих на каждое рабочее колесо (РК) и направляющий аппарат (НА) от газового потока (Рис.1.2).

Осевая газодинамическая сила на лопатках рабочего колеса ступени S определяется по формуле:

, (1.2)

а б

Рис.1.2. Схема расчёта осевых сил ступени компрессора:

а – рабочее колесо; б – направляющий аппарат

где: – статические давления и осевые скорости на среднем радиусе проточной части рабочего колеса компрессора ступени S (рис.1.2,а); . .

Это приближенное определение т.к. и изменяются по радиусу.

Полная осевая сила, действующая на все рабочее колесо ступени S, определяется как сумма равнодействующих всех сил статического давления, действующих на боковые поверхности рабочего колеса.

, (1.3)

где и – статические давления, действующие на боковые поверхности колеса, равные соответствующим давлениям в корневом сечении лопаток;

– статические давления слева и справа внутри барабана. Обычно , но силы от них разные, так как и – не равны; площади и - определяются радиусами уплотнений и барабанов, и легко определяются по формулам:

Осевые усилия, действующие на лопатки направляющего аппарата ступени S, рассчитывается по зависимости аналогичной (1.2)

(1.4)

где - статические давления и осевые скорости на входе и выходе направляющего аппарата ступени S (рис. 1.2,б)

Полное осевое усилие, действующее на направляющий аппарат, складывается из суммы:

, (1.5)

где - статические давления, действующие на кольцевые участки от корневого сечения лопатки НА до радиуса уплотнения на входе и выходе;

Осевые силы на рабочем колесе и направляющем аппарате компрессора действует в сторону входа, и достигают сотен килоньютонов. От действия осевых сил в элементах корпуса и ротора возникают напряжения растяжения или сжатия. Усилие растяжения возрастает от первой ступени к последней, т.к. происходит сложение осевых сил ступеней. Наибольшее усилие за последней ступенью компрессора.

Для снижения суммарной осевой силы ротора перед торцевой поверхностью первой ступени рабочего колеса компрессора создается думистная полость П (Рис.1.3.), в которую подается воздух повышенного давления от промежуточной ступени.

Рис.1.3. Разгрузка ротора компрессора от осевых сил

За торцевой поверхностью последней ступени также создается думистная полость З, между уплотнениями с диаметрами D_УЗ и d_УЗ с почти атмосферным давлением . В результате возникает разгружающая положительная сила как разность сил слева и справа

, (1.6)

где

Центробежный компрессор

В ряде конструкций ГТД находит при­менение центробежный компрессор. Его применение целесообразно в качестве последней ступени компрессора газогенератора ТРДД с высокими значениями двухконтурности и степени повы­шения давления. Рассмотрим методику определе­ния осевой силы, действующей на рабочее колесо такой сту­пени.

В качестве примера рассмотрим конструкцию с полуоткры­тым рабочим колесом, с лабиринтным уплотнением на задней сто­роне диска (рис. 1.4.).

Рис. 1.4. Центробежный компрессор

Осевое усилие, действующее на рабочее колесо ступени, опре­деляется:

, (1.7)

где — осевое усилие, действующее на передний торец рабо­чего колеса; - осевое усилие, действующее на внешнем участ­ке заднего торца и равное ; - осевое уси­лие, действующее на участке уплотнения ; - осевое усилие, действующее на внутреннем участке равное .

Усилие , возникающее от статического давления потока слева, на участке определяется исходя из приближенной квадратичной оценки изменения давления по радиусу:

Усилие, соответствующее этому распределению давления, можно определить по формуле

(1.8)

Общее усилие на передний торец рабочего колеса равно

(1,9)

Величина усилия в уплотнении Р_у определяется из условия изменения давления на участке d₂ –d₁ по линейному закону от P₂ до P¹₂. Взяв среднее значение, величину силы можно подсчитать по формуле

(1.10)

Общее осевое усилие центробежного колеса можно предопре­делять при проектировании, выбирая необходимое расположение лабиринтного уплотнения, т.е. размеры и и давление .

Газодинамические силы, действующие на стенки лопаточного диффузора центробежного компрессора, определяются как геометрическая сумма сил осевого и радиального направлений (рис.1.5.).

(1.11)

(1.12)

, (1.13)

где - давление на входе и выходе лопаточного диффузора (направляющего аппарата); - скорости воздуха в соответствующих сечениях; .

Рис. 1.5. Лопаточный диффузор центробежного компрессора

Для определения силы действующей на фланцы крепления патрубка, необходимо учесть давление воздуха на наружную поверхность. Для увеличения запаса прочности этой силой можно пренебречь.

Камера сгорания

Осевая газодинамическая сила, действующая на весь узел камеры сгорания в целом, может быть рассчитана по формуле:

, (1.14)

где: — статические давления и осевые скорости газа на входе и выходе камеры сгорания (рис. 1.6);

Рис. 1.6. К расчету осевой силы камеры сгорания

; .

Осевая сила камеры сгорания действует в сторону компрессора и достигает величин, превышающих величину тяги двигателя.

Газовая турбина

Осевое усилие, действующее на рабочее колесо турбины и сопловой аппарат, определяется так же, как и для компрессора. Для определения осевого усилия на лопатках рабочего колеса турбины Р_ал может быть использованы формулы (1.2) и (1.4), в которые подставляются параметры газа на входе и выходе решётки рабочего колеса или соплового аппарата ступени турбины и размеры, при­сущие турбине (рис.1.7)

Рис.1.7.Расчетная схема

газовой турбины

Полное осевое усилие на рабо­чем колесе зависит от расположе­ния на его боковых поверхностях уплотнений и статических давле­ний на образованных ими кольце­вых площадях. Например, для ра­бочего колеса, изображенного на рис. 1.7., осевое усилие представляется следующей суммой:

, (1.15)

где F_i - кольцевые площади определяются расположением уплотнений и размерами рабочего колеса; P_i — давление, действующие на соответствующие площади и их значения определяются, параметрами ступени и каналами 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 компрессоров.

Реактивное сопло

За турбиной, в реактивном сопле, в большин­стве случаев устанавливается центральное тело, связанное с внешней оболочкой сопла стойками или стержнями (рис. 1.8.). Диаметр центрального тела в сечении I-I равен диаметру, окружности корневых сечений лопаток колеса турбины.

Рис. 1.8. Реактивное сопло

Если между ко­лесом турбины и центральным телом на диаметре расположено уплотнение, а внутрь конуса центрального тела подается некото­рое разгрузочное давление ,то осевое усилие реактивного сопла подсчитывается по формуле:

, (1.16)

где; — статическое давление в реактивной струе в сечении I—I и на срезе сопла — в сечении II—II; — атмосферное давление; — площади проточной части сопла и торцевой поверх­ности конуса, определяемые диаметрами и , — площадь выходного отверстия сопла

При полном расширении реактивной струи . Если кольцевое уплотнение на окружности отсутствует, то .

Осевая сила реактивного сопла обычно направлена в сторону движения газа за счет более высоких статических давлений в се­чении I—I.

Значение алгебраической суммы осевых газодинамических и газоста­тических сил, приложенных к узлам и деталям двигателя численно равно тяге, развиваемой двигателем. На рис. 1.9 показано соотношение величин осевых сил, действующих на отдельные узлы двигателя.

­

Рис. 1.9. Суммарные осевые силы в ТРД

Осевая сила, действующая на ротор компрессора, почти в три раза превышает тягу двигателя Усилие на диске турбины направлено в сторону сопла и боле 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 оценки прочности и надежности конструкции его деталей и достижения минимальной массы двигателя.

1.2. МОМЕНТЫ КРУЧЕНИЯ ОТ ГАЗОВЫХ СИЛ В ЭЛЕМЕНТАХ ГТД

При движении газа по проточной части ГТД на рабочих, направляющих и сопловых лопатках компрессоров и турбин возникают моменты кручения, которые могут быть определены из треугольников скоростей построенных для среднего радиуса лопаток ступени (рис.1.10).

Рис.1.10. Треугольники скоростей в рабочем колесе и

направляющем аппарате компрессора

Крутящий момент для рабочего колеса и направляющего аппарата определяется:

, (1.17)

где - массовый расход газа через ступень; – средний радиус лопаток на входе, выходе из рабочего колеса и выходе направляющего аппарата; – окружные скорости на входе, выходе рабочего колеса и направляющего аппарата.

Моменты М_р.к. и М_н.а. равны разности моментов количества движения воздуха относительно оси вращения ротора.

Для рабочего колеса компрессора момент имеет положительный знак, что означает подвод энергии и увеличение кинетической энергии воздуха . Направление момента противоположно направлению вращения. Для направляющего аппарата компрессора момент отрицателен, так как кинетическая энергия уменьшается за счет перехода в энергию давления и действует по направлению вращения ротора.

Крутящие моменты ротора и статора компрессора суммируются по ступеням от входа к выходу и взаимно уравновешены.

(1.19)

Моменты на рабочем колесе и сопловом аппарате рассчитываются по формуле (1.17), в которой окружные составляющие абсолютной скорости на входе , выходе рабочего колеса и выходе соплового аппарата определяются из соответствующих треугольников скоростей газодинамического расчета.

Момент на рабочем колесе газовой турбины действует в сторону вращения, а на сопловом аппарате против направления вращения (рис.1.11).

Рис. 1.11. Моменты, действующие на ротор и корпусы турбины и компрессора

В ТРД моменты роторов компрессора и турбины взаимно уравновешены.

(1.20)

Моменты на корпусе компрессора и корпусе турбины взаимно уравновешены только при осевом входе (без закрутки) газового потока в реактивное сопло. При закрученном потоке на входе в реактивное сопло на его стойках возникает реактивный момент , поэтому

или , (1.21)

таким образом, в ТРД момент, действующий на корпус компрессора равен моменту, действующему на корпус турбины и стойки реактивного сопла, и направлен в противоположную сторону.

Так как корпус компрессора и турбины жестко соединены между собой, то в них возникают напряжения кручения, а в соединительных болтах - напряжение среза. Избыточный момент на корпусе компрессора от закрутки потока в реактивном сопле будет восприниматься узлами крепления двигателя к самолету. В турбовинтовых двигателях (ТВД), кроме рассмотренных моментов возникает дополнительный момент , передаваемый на корпус редуктора через неподвижно закрепленные в них шестерни или оси.

В ТВД момент на рабочих колесах турбины превышает момент на рабочем колесе компрессора на величину момента, передаваемого на входной вал редуктора .

(1.22)

Соответственно и момент, действующий на корпусе турбины , превышает момент, действующий на корпус компрессора на величину .

(1.23)

Момент результирующий передаваемый на узлы крепления двигателя к самолету равен сумме моментов, действующих на элементы его силовой схемы.

, (1.24)

где – момент корпуса редуктора.

Если принять, что мало и нет редуктора , то

действие, которого противоположно направлению вращения винта.

Рассмотрим ТВД с планетарным редуктором (рис.1.12).

Не учитывая потерь в редукторе можно записать

N_p = N_в и ,

откуда , (1.25)

где - угловые скорости вращения ротора и винта;

- передаточное число редуктора для ТВД = 5 ……15 для рассматриваемого планетарного редуктора

(1.26)

Рис. 1.12. Схемы редукторов

а — для одного винта; б — для двух винтов

Момент, передаваемый на неподвижную шестерню, связанную с корпусом редуктора равен:

, (1.27)

где – число сателлитов, – усилие, действующее на зуб сателлита.

Для планетарного редуктора:

(1.28)

Следовательно, для однонаправленного вращения ротора и винта момент на корпусе редуктора определится:

(1.29)

Результирующий момент, передаваемый на узлы крепления двигателя равен:

(1.30)

Таким образом, и в данном случае на узлах крепления двигателя передается момент равный моменту винта, но противоположного направления.

При разном направлении вращения винта и ротора результирующий момент определяется:

(1.31)

То есть на узлы крепления двигателя передается момент, равный моменту винта и направлен по направлению вращения ротора противоположно вращению винта.

В ТВД с редуктором на 2 соосных винта, вращающихся в противоположные стороны (рис. 1.12, б) при одинаковых моментах переднего и заднего винтов имеем:

(1.32)

Таким образом, в данной схеме крутящий момент на узлах крепления отсутствует.

При момент на узлах крепления определяется:

(1.33)

1.3. ИНЕРЦИОННЫЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЭЛЕМЕНТЫ ГТД

Инерционные силы и моменты сил возникают в деталях двигателя из-за динамической неуравновешенности ротора, а также следствии изменения величины или направления скорости полета летательного аппарата.

Центробежная сила Р_Н (рис.1.13) от неуравновешенных масс ротора определяется:

, (1.34)

где – дисбаланс, – радиус размещения неуравновешенной массы ; - угловая скорость вращения ротора.

Центробежная сила дисбаланса передается на корпус двигателя через подшипники в виде радиальных сил.

Для уменьшения этих сил роторы ГТД проходят обязательную балансировку.

При разгоне или торможении самолета появляется осевая инерционная сила, нагружающая ротор двигателя, а через упорный подшипник корпус и узлы крепления двигателя и определяется:

, (1.35)

где: – ускорение самолета; - коэффициент максимальной эксплуатационной перегрузки, - масса ротора.

Рис. 1.13. Нагрузки, действующие на ротор турбины при выходе самолета из крутого планирования

При криволинейном полете, величина инерционной силы зависит от ускорения самолета и также определяется коэффициентом максимальной эксплуатационной перегрузки .

, (1.36)

где: – масса узла двигателя; = 2 … 3 – для неманевренных самолетов; = 8……9 - для маневренных самолетов.

Инерционная сила направлена по радиусу кривизны траектории (см. рис.1.13).

При выполнении самолетом эволюций, на вращающийся ротор двигателя, кроме сил инерции действует гироскопический момент М_Г, величина которого определяется:

, (1.37)

где: – массовый полярный момент инерции ротора относительно оси вращения; - угловая скорость самолета при эволюции; - угол между векторами угловой скорости эволюции и вращения ротора .

Момент гироскопический М_Г имеет максимальное значение при угле .

Угловая скорость эволюции определяется по скорости полета и радиусу кривизны траектории.

(1.38)

Максимально допустимое значение угловой скорости эволюции связано с коэффициентом эксплуатационной перегрузки .

, (1.39)

откуда (1.40)

Гироскопический момент всегда направлен так, что стремится совместить вектор угловой скорости вращения ротора с направлением вектора угловой скорости эволюции самолета по кратчайшему расстоянию. Действие гироскопического момента при различных эволюциях самолета представлено на рис.1.14.

Рис.1.14. Направление действия гироскопического момента при различных эволюциях самолета в полете

Гироскопический момент имеет большую величину, вызывает изгиб детали ротора, а через подшипники и детали корпуса, вызывая в них напряжение изгиба. Направление действия гироскопического момента перпендикулярно плоскости виража или вертикальной петли (рис.1.14).

Силы, возникающие от действия гироскопического момента ротора, перпендикулярны силам ротора и складывается с ними геометрически.

Вызываемые этими силами напряжения являются знакопеременными.

1.4. СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ГТД

Под силовой схемой ГТД будем понимать систему силовых деталей, предназначенных для восприятия нагрузок действующих на элементы двигателя и передачи их результирующей на узлы крепления двигателя к самолету. Силовая схема ГТД состоит из силовой системы ротора и силовой схемы корпуса.

Силовая схема ротора включает силовые детали роторов компрессора и турбины, узлы их соединения, приводы агрегатов, а в ТВД и вращающейся детали редуктора.

Силовая схема корпуса включает в себя корпуса компрессора, камеры сгорания, газовой турбины, входных и выходных устройств, редуктора, а в ТРДД и корпус второго контура.

Основные требования к силовой схеме:

- обеспечение прочности и жесткости системы двигателя для предотвращения возникновения недопустимых упругих деформаций и полного исключения остаточной деформации;

- обеспечение минимальной массы;

- обеспечение свободы температурных деформаций, для исключения появления температурных напряжений;

- модульность конструкции двигателя.

1.4.1 Силовые схемы роторов

Силовые схемы роторов отличаются способами соединения дисков компрессора и турбины между собой, числом и расположением опор, способом соединения ротора турбины и компрессора, для передачи крутящего момента и осевых сил, способом фиксации осевого положения роторов. В зависимости от числа опор различают двух, трех или четырёхопорные роторы (рис.1.15.).

В зависимости от числа роторов силовые схемы двигателей подразделяются на: одновальные рис.1.15, двухвальные рис.1.17и трехвальные рис.1.16.

Роторы могут устанавливаться на две опоры рис.1.15,а, б, три опоры рис.1.15,г либо четыре опоры рис.1.15,в.

Конструктивно ротора компрессора и турбины выполняются с жестким соединением для передачи крутящего момента и осевой силы, либо соединение роторов осуществляется при помощи специальных муфт, обеспечивающих передачу крутящего момента и осевой силы.

Рис.1.15. Схема расположения опор роторов ТРД: а – двухопорный ротор ТРД с осевым компрессором; б – двухопорный ротор ТРД с центробежным компрессором; в – четырехопорный ротор ТРД с осевым компрессором; г – трехопорный ротор с передачей осевого усилия от турбины к компрессору с помощью стяжного болта;

Рис. 1.16. Схема трёхроторного ТРДД