Анализ нагрузок на диски компрессоров авиационных двигателей и диски турбин

В процессе работы авиационных двигателей диски компрессора и турбины, как основные детали, должны нести на себе действие различных сложных нагрузок. Эти нагрузки напрямую влияют на прочность, срок службы и безопасность эксплуатации дисков, поэтому крайне важно точно проанализировать характеристики и влияние различных видов нагрузок.

I. Массовая центробежная сила: основная нагрузка на диск.

Когда диск вращается с высокой скоростью, он должен выдерживать массовую центробежную силу, создаваемую им самим и установленными на нем деталями, такими как лопасти, стопорные пластины, перегородки, болты и т. д. При расчете прочности необходимо ориентироваться на следующие состояния скорости вращения:

• Установившаяся рабочая скорость в заданных расчетных точках прочности в пределах диапазона полета;

• Максимально допустимая установившаяся рабочая скорость, указанная в типовой спецификации;

• 115 % и 122 % от максимально допустимой установившейся рабочей скорости.

Обычно полагают, что нагрузки различных частей, установленных на краю диска, равномерно распределены по внешней краевой поверхности диска. Формула равномерно распределенной нагрузки:

(Формула: Конкретное выражение формулы не указано в исходном тексте, поэтому оно остается таким, какое есть)

В формуле F — сумма всех внешних нагрузок, R — радиус внешнего круга диска, а H — осевая ширина внешнего края диска.

Что касается выбора радиуса внешнего края, его необходимо определять в соответствии с положением нижней части :

• Когда нижняя часть параллельна оси вращения диска, за радиус внешнего края принимается радиус, на котором расположена нижняя часть ;

• Когда «дно» имеет угол наклона с осью вращения диска в радиальном направлении, радиус внешней кромки приблизительно принимается как среднее значение радиусов передней и задней кромки «дна» .

II. Термическая нагрузка: основная нагрузка, меняющаяся в зависимости от условий работы

Диск будет создавать тепловую нагрузку из-за неравномерного нагрева, степень ее влияния зависит от типа двигателя и условий работы.

• Для дисков компрессора тепловую нагрузку обычно можно не учитывать в традиционных конструкциях, но с улучшением степени полного давления двигателя и скорости полета иногда необходимо учитывать тепловую нагрузку передней и задней ступеней диска компрессора;

• Для дисков турбин термическое напряжение является важным влияющим фактором, уступающим только центробежной силе. При расчете необходимо учитывать установившееся температурное поле, указанное в полетной характеристике для каждого прочностного расчета, установившееся температурное поле в типовом полетном цикле и переходное температурное поле.

При отсутствии достаточных исходных данных и измеренных температурных эталонов температурное поле на диске можно оценить по эмпирическим формулам по расчетному состоянию и параметрам воздушного потока в состоянии максимальной тепловой нагрузки:

(Формула: Конкретное выражение формулы не указано в исходном тексте, поэтому оно остается таким, какое есть)

В формуле T — температура на желаемом радиусе, T0 — температура в центральном отверстии диска, Tb — температура на краю диска, R — любой радиус диска, а индексы 0 и b соответствуют центральному отверстию и ободу соответственно.

Среди них выбор значения m связан с материалом и методом охлаждения:

• m=2, что соответствует титановому сплаву и ферритной стали без принудительного охлаждения;

• m=4, что соответствует сплавам на основе никеля с принудительным охлаждением.

1. Оценка температурного поля диска компрессора высокого давления.

• Стационарное температурное поле: при отсутствии потока охлаждающего воздуха можно считать, что разницы температур нет; при наличии потока охлаждающего воздуха Tb приблизительно принимается как температура на выходе потока воздуха в канале каждой ступени +15℃, а T0 приблизительно принимается как температура на выходе потока воздуха на стадии отбора охлаждающего воздуха +15℃.

• Поле переходных температур: Tb приближенно принимается за температуру на выходе воздушного потока в канале каждой ступени; Т0 при отсутствии потока охлаждающего воздуха принимается примерно за 50 % температуры обода; при наличии потока охлаждающего воздуха его приблизительно принимают за температуру на выходе ступени отбора охлаждающего воздуха.

2. Оценка температурного поля диска турбины.

• Стационарное температурное поле: (Описание формулы: Tb0 — температура поперечного сечения у основания лопатки; △T — падение температуры шипа, △T=50–100 ℃, когда шип не охлаждается; △T=250–300 ℃, когда шип охлаждается.)

• Поле переходных температур: для дисков с охлаждаемыми лопатками переходный температурный градиент примерно в 1,75 раза превышает установившийся температурный градиент; для дисков без охлаждаемых лопаток переходный градиент температуры примерно в 1,3 раза превышает установившийся градиент температуры.

III. Сила газа и давление газа: нагрузки, создаваемые действием жидкости

1. Газовая сила, передаваемая от лопастей (осевые и окружные силы)

• Лопатки компрессора: Компоненты газовой силы, действующие на высоту лопатки агрегата, имеют соответствующие формулы расчета для осевого и окружного направлений (конкретные выражения формул в исходном тексте не приведены, поэтому они остаются такими, какие они есть). В формулы включены такие параметры, как средний радиус лопасти, количество лопастей, плотность потока воздуха на входном и выходном участках, осевая скорость, статическое давление и окружная скорость.

• Лопатки турбины: направление газовой силы отличается отрицательным знаком от двух формул для лопаток компрессора.

2. Давление газа на переднюю и заднюю торцы диска.

В полости между двухступенчатыми дисками (особенно дисками компрессора) обычно имеется определенное давление. Если давление в соседних пространствах различно, это вызовет разницу давлений △p=p1-p2 на диске между двумя полостями. В общем, △p мало влияет на статическую прочность диска, особенно если в стенке диска имеется отверстие, △p можно игнорировать.

IV. Гироскопический момент при маневрировании полета.

Для дисков вентиляторов большого диаметра с лопатками необходимо учитывать влияние гироскопического момента на изгибающие напряжения и деформацию диска. При маневрировании полета гироскопический момент будет оказывать на диск дополнительную силу, что, в свою очередь, влияет на устойчивость его конструкции.