Характеристики навантаження та статус розрахунку компресора та турбінних дисків літаків двигунів
Хоча існують відмінності у функціях та структурах роторів компресора та турбін, з точки зору міцності, умови праці коліс двох приблизно однакові. Однак турбінний диск знаходиться на більш високій температурі, а це означає, що робоче середовище турбінного диска є більш суворим.
Навантаження, що нестимуть компресорний диск або турбінний диск літака двигуна:
Масова відцентрова сила
Крильчатка повинна витримати відцентрову силу лопатей і самого модерна, спричиненого обертанням ротора. Наступні умови швидкості слід враховувати при розрахунку сили:
Стаціонарна швидкість роботи в точці обчислення міцності, визначена в конверті польоту;
Максимально допустима стаціонарна робоча швидкість, визначена в специфікації моделі;
115% та 122% від максимально допустимої стійкої робочої швидкості.
Лопатки, замки, перегородки, болти, гайки та гвинти, встановлені на диску, розташовані на краю колесного диска. Зазвичай зовнішній край колесного диска знаходиться внизу канавки. Якщо припустити, що ці навантаження рівномірно розподіляються на поверхні зовнішнього краю колесного диска, рівномірне навантаження:
Там, де F - сума всіх зовнішніх навантажень, R - радіус зовнішнього кола колеса, а H - осьова ширина зовнішнього краю колеса.
Коли нижня частина врізної та тенонної канавки паралельна осі обертання колесного диска, радіус зовнішнього краю приймається як радіус положення, де розташоване дно канавки; Коли нижня частина врізної та тенонної канавки має кут нахилу в радіальному напрямку з осі обертання колесного диска, радіус зовнішнього краю приблизно сприймається як середнє значення радіусів переднього та заднього краю.
Термічне навантаження
Колесний диск повинен нести теплове навантаження, спричинене нерівномірним нагріванням. Для диска компресора теплове навантаження, як правило, можна ігнорувати. Однак зі збільшенням загального коефіцієнта тиску та швидкості польоту двигуна, повітряний потік компресора досягло дуже високої температури. Тому теплове навантаження дисків до і після компресора іноді не є незначним. Для турбінного диска тепловий стрес є найважливішим фактором, що впливає на відцентрову силу. Під час розрахунку слід враховувати такі типи температурних полів:
Стаціонарне температурне поле для кожного розрахунку міцності, визначеного в конверті польоту;
Стаціонарне поле температури в типовому польотному циклі;
Поле температури переходу в типовому циклі польоту.
При оцінці, якщо вихідні дані не можуть бути повністю надані, і не існує вимірюваної температури для орієнтиру, параметри повітряного потоку в умовах проектування та найвищий стан теплового навантаження можуть використовуватися для оцінки. Емпірична формула для оцінки температурного поля на диску є:
У формулі t - температура на необхідному радіусі, t {{0}} - температура на центральному отворі диска, ТБ - температура на ободі диска, r - арбітральний радіус на диску, а підписи 0 і b відповідають центральному отвору та ободу відповідно.
M =2 відповідає титану та ферритній сталі без примусового охолодження;
M =4 відповідає сплаву на основі нікелю з примусовим охолодженням.
Для диска компресора високого тиску
Поле температури в стаціонарному стані:
Коли немає повітряного потоку охолодження, можна вважати, що різниці температури немає;
Коли відбувається охолоджуючий повітряний потік, TB може бути приблизно сприймається як температура виходу повітряного потоку на кожному рівні каналу {{0}} градусів, а T0 може бути приблизно сприймається як температура виходу повітряного потоку на рівні вилучення повітряного потоку + 15.
Поле перехідного температури:
ТБ може бути приблизно сприйнятий як температура виходу кожного рівня повітряного потоку каналу;
T 0 може бути приблизно сприйнятий як 50% температури колеса, коли немає повітряного потоку охолодження; Коли відбувається охолоджуючий повітряний потік, його можна приблизно сприймати як температуру виходу на стадії вилучення повітряного потоку охолодження.
Для турбінного диска
Поле температури в стаціонарному стані:
Tb 0-температура поперечного перерізу кореня леза; △ t - падіння температури тенона, яке можна сприймати приблизно так: △ t =50-100 ступінь, коли тенон не охолоджується; △ T =250-300 Ступінь, коли Тенон охолоджується.
Поле перехідного температури:
Диск з охолоджувальними лезами може бути наближений наступним чином: перехідний градієнт температури=1. 75 × стаціонарний градієнт температури;
Диск без охолоджувальних лез може бути наближеним наступним чином: перехідний градієнт температури=1. 3 × стаціонарний градієнт температури.
Сила газу (осьова та окружна сила), що передається лопатями та тиском газу на передній та задній кінці робочого колеса
Сила газу передається з лопатей
Для лопатей компресора компонент сили газу, що діє на висоту леза одиниці:
Осьовий:
Де ZM і Q - середній радіус і кількість лез; ρ1m і ρ2m - це щільність повітряного потоку на вхідних та вихідних ділянках; C1AM і C2AM - осьова швидкість повітряного потоку в середньому радіусі вхідних та випускних ділянок; P1M і P2M - це статичний тиск повітряного потоку в середньому радіусі вхідних та випускних ділянок.
Окружний напрямок:
Для турбінних лез
Напрямок сили газу на газі відрізняється від двох формул вище негативним знаком. Зазвичай в порожнині між двоступеневим робочим колесом (особливо крильчаткою компресора) існує певний тиск у порожнині). Якщо тиск у сусідніх просторах відрізняється, різниця тиску буде викликана на крильчатці між двома порожнинами, △ P=P 1- P2. Як правило, △ P мало впливає на статичну міцність робочого колеса, особливо коли в моторошці з'являється отвір, △ P можна ігнорувати.
4.Гіроскопічний крутний момент, що утворюється під час маневрування польоту
Для вентиляторів великого діаметра з лопатками вентиляторів слід враховувати вплив гіроскопічних моментів на стрес згинання та деформацію диска.
5.Динамічні навантаження, що генеруються лезом та дисковою вібрацією
Стрес вібрації, що утворюється на диску, коли лопатки та диски вібрують, слід накладати статичним напруженням. Загальні динамічні навантаження:
Періодична неоднорідна сила газу на лопатках. Завдяки наявності кронштейна та окремої камери згоряння в каналі потоку, потік повітря нерівномірний по окружності, що виробляє періодичну незбалансовану захоплюючу силу газу на лопаті. Частота цієї захоплюючої сили: HF=ωm. Серед них ω - швидкість ротора двигуна, а M - кількість дужок або камер згоряння.
Періодичний нерівномірний тиск газу на поверхні диска.
Захоплююча сила, що передається на диск через з'єднаний вал, з'єднувальне кільце або інші частини. Це пов’язано з дисбалансом системи вала, що спричиняє вібрацію всієї машини або системи ротора, тим самим сприяючи з'єднаному диску для вібрації разом.
Існують складні сили перешкод між лопатками мульти-роторної турбіни, що вплине на вібрацію диска та пластини.
Вібрація диска. Вібрація зчеплення на диску пов'язана з притаманними характеристиками вібрації системи диска. Коли захоплююча сила на дисконій системі близька до певного порядку динамічної частоти системи, система резонуватиме та генерує напругу вібрації.
6.Напруга складання при з'єднанні між диском та валом
Втручання між дисками та валом буде генерувати напругу складання на диску. Величина напруги складання залежить від пристосування перешкод, розміру та матеріалу диска та валу, і пов'язаний з іншими навантаженнями на диск. Наприклад, існування відцентрового навантаження та температурного напруження збільшить центральний отвір диска, зменшить перешкоди і, таким чином, зменшить напругу складання.
Серед вищезазначених навантажень масові відцентрові сили та теплове навантаження є основними компонентами. При обчисленні міцності слід враховувати наступні комбінації швидкості обертання та температури:
Швидкість кожної точки обчислення міцності, вказана в конверті польоту, та температурного поля у відповідній точці;
Стаціонарне температурне поле на максимальній точці теплового навантаження або максимальна різниця температури в польоті та максимально допустима стабільна робоча швидкість, або відповідне стаціонарне температурне поле, коли в польоті буде досягнуто максимально допустима стабільна робоча швидкість.
Для більшості двигунів зліт часто є найгіршим станом напруги, тому поєднання перехідного температурного поля під час зльоту (коли досягнуто максимальної різниці температур) і слід враховувати максимальну швидкість роботи під час зльоту.
