Проектирование турбины винтовентиляторного двигателя

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Проектирование турбины винтовентиляторного двигателя

СОДЕРЖАНИЕ

Введение

1 Теоретическая часть

1.1 Термогазодинамический расчет двигателя

1.2 Согласование работы компрессора и турбины

1.3 Газодинамический расчет осевой турбины на ЭВМ

1.4 Профилирование рабочих лопаток турбины высокого давления

2 Конструкторская часть

2.1 Описание конструкции двигателя

2.2 Расчет на прочность пера рабочей лопатки ТВД

2.3 Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки ТВД

2.4 Расчет на прочность диска ТВД

2.5 Расчет на прочность замка рабочей лопатки ТВД

3.Технологическая часть

3.1 Анализ чертежа детали

3.1.1 Назначение условия работы и конструкция детали

3.1.2 Материал детали

3.1.3 Оценка технологичности детали

3.1.4 Выбор и обоснование метода получения заготовки

3.2 Расчет числа технологических переходов обработки основных поверхностей детали

3.3 Разработка предварительного плана технологического процесса. Выбор и обоснование технологических баз

3.4 Расчет припусков и операционных размеров на обработку

3.4.1 Расчет припусков и операционных размеров на диаметральные поверхности

3.4.2 Расчет припусков и размеров-координат на торцевые поверхности

3.5 Расчет режимов резания основных операций - представителей

3.5.1 Точение поверхности

3.5.2 Сверление поверхности

Заключение

Литература

ВВЕДЕНИЕ

Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразностью типов летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми к ним, к их силовой установке.

К числу основных удельных параметров газотурбинного двигателя относятся удельная мощность и удельный расход топлива. Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, то есть увеличения температуры газов перед турбиной, степени повышения полного давления в компрессоре, а также совершенствования основных узлов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Одним из основных этапов теоретического проектирования газотурбинного двигателя является формирование его облика. На этой стадии начального проектирования создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования: согласование работы компрессора и турбины, сокращения габаритных размеров и массы изделия, получения максимальных КПД лопаточных машин, т.е. снижение стоимости эксплуатационных расходов.

Газодинамический расчет турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона крутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) лопаточных венцов.

В реальной практике процесс проектирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоемкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что создает предпосылки применения ЭВМ.

Прогресс авиационного двигателестроения в значительной мере определяет развитие современной авиации. Совершенствование авиационных двигателей, в свою очередь, выдвигает новые требования к технологии их изготовления. Рост рабочих температур и давлений требует все более широкого использования высокопрочных и жаропрочных сплавов, тенденция сокращения числа деталей приводит к усложнению их геометрических форм.

Успешная реализация конструкторских решений в большей степени определяется технологией. Проектируемые технологические процессы должны обеспечивать повышение производительности труда и качества изделий при одновременном снижении затрат на их изготовление. Решение этих задач во многом зависит от рационального построения размерных связей в процессе обработки, обоснованного назначения припусков на обработку и допусков операционных размеров.

Эффективность технологического процесса существенно зависит от рационального выбора припусков. Чрезмерные припуски влекут за собой перерасход материала и требуют введения дополнительных технологических переходов, увеличивая расход режущего инструмента и электроэнергии, трудоемкость обработки и в конечном итоге - себестоимость продукции. Ввиду высокой стоимости авиационных материалов уменьшение припусков обычно окупает затраты на изготовление точных заготовок, однако, необоснованно заниженные припуски не обеспечивают удаления дефектной части поверхностного слоя и достижения заданной точности, увеличивая вероятность брака. Важен также выбор допусков на операционные размеры. Выбранные слишком большие значения допусков приводят к увеличению припусков на обработку, увеличению габаритов заготовки. При выборе слишком малых допусков увеличивается вероятность брака, повышается себестоимость продукции за счет использования более точных методов формообразования поверхностей и дорого оборудования.

1 ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

1.1 Термогазодинамический расчет двигателя

Выбору основных параметров двигателя предшествует определение расчетного режима, т.е. режима, при котором необходимо рассчитать двигатель.

В зависимости от назначения летательного аппарата и условий. полета, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры цикла , а также узлов и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимумы удельного расхода топлива, затрат топлива на один тонно-километр и массы силовой установки; максимум мощности; обеспечение надежности на чрезвычайных режимах и т.п. Выбор параметров двигателя как силовой установки в конечном итоге оказывает влияние на эффективность летательного аппарата, для оценки которой используются такие критерии: коммерческая нагрузка, взлетная масса, стоимость часа эксплуатации, себестоимость перевозок, дальность полета, удельные затраты топлива, суммарная масса двигателей и топлива на летательном аппарате, приведенные затраты на один тонно-километр и другие.

Основными параметрами рабочего процесса двигателя, существенно влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной и степень повышения давления в компрессоре .

Увеличение температуры газа перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышение температуры газа перед турбиной улучшает также экономичность двигателя. Это явилось главной причиной непрерывного роста у ТВД и вертолетных ГТД. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа необходимо применять охлаждаемые лопатки. Потребное количество охлаждающего воздуха зависит от температуры газа и способа охлаждения, чем выше температура тем большее количество воздуха отбирается для охлаждения. В данном случае на основании использовании данных о прототипе выбрано конвективно-пленочное охлаждение, а количество отбираемого воздуха определяется из графика

Увеличение отбора воздуха на охлаждение турбины при повышении приводит к снижению темпа роста удельной мощности и темпа уменьшения удельного расхода топлива.

Коэффициент полезного действия компрессора может быть представлен как произведение

где: КПД компрессора по параметрам заторможенного потока,

КПД компрессора учитывающий потери в его опорах, обычно составляет

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней:

где: среднее значение КПД ступеней

Для средненагруженных дозвуковых ступеней можно принять В данном случае приято

Так как КПД осецентробежных компрессоров на ниже ниже многоступенчатых осевых компрессоров, а наличие переходных каналов между каскадами компрессора приводит к снижению в зависимости от гидравлических потерь в этих каналах на . Таким образом

Значения КПД неохлаждаемых авиационных турбин по параметрами заторможенного потока обычно лежат в пределах . Охлаждение турбин приводит к снижению их КПД.

Большему количеству отбираемого воздуха на охлаждение лопаток турбины соответствует и большее снижение КПД турбины. Так, для предварительного учета влияния охлаждения на КПД турбины рекомендуется приближенное соотношение

Входное устройство рассматриваемого двигателей является дозвуковым с криволинейными каналами. Коэффициент восстановления полного давления для таких устройств составляет

Потери полного давления в КС вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлические сопротивления определяются в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве и при смешении струй, при повороте потока . Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу .

Суммарные потери полного давления в КС подсчитываются по формуле

Потери тепла в КС, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания . На расчетном режиме он достигает Принимаем

При наличии переходного патрубка между турбинами компрессора и винта коэффициент восстановления полного давления лежит в пределах . Принимаем

Выходные устройства современных ТВВД, как правило, выполняются диффузорными. Коэффициент восстановления полного давления лежит в пределах . Принимаем

Выбор скорости истечения газа из выходного устройства влияет на распределение свободной энергии между винтом и реактивной струей. Величину оптимальной скорости истечения газа из выходного устройства , обеспечивающую получение максимума суммарной тяги ТВВД выбирают в пределах . Принимаем .

КПД винтовентилятора для выбранного расчетного режима выбирается согласно данным

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах ротора двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и летательные аппараты. Эти величины, как правило, не превышают 1...2 % мощности, передаваемой ротором, поэтому обычно КПД редуктора зависит от передаточного отношения, типа редуктора и режима его работы. На расчетных режимах обычно для ТВВД

С помощью программы gtd.exe выполняем термогазодинамический расчет ГТД.

Исходными данными для расчета являются выбранные параметры

Для авиационного керосина, используемого в качестве топлива: теплотворная способность топлива Нu =43000 кДж/кг, теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания одного килограмма топлива L_°=14,8кг_возд/кг_топл. Результаты расчета занесены в таблицу 1.1.

Таблица 1.1 - Результаты термогазодинамического расчета ТВВД

ТГДР ГТД-Р NT= 3 1 1 1 ДАТА 19. 2.10

TG= 1645. 1250. 1300. 1350. 1400. ANTK= .871 .910 .900 .890 .895

PIK= 23.00 10.00 10.50 11.00 11.50 ANK = .816 .864 .864 .863 .862

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТВВД

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: G= 1.00 DGO= .106 HU= .4300E+08 LO= 14.80

H= .00 MH= .000 CC=220.0 NTB= .900 ПBB=1.040 TBB=1.013 NB= .850

SB= .970 SK= .900 NГ= .995 SPT= .970 SPH= .970 NM= .980 NPД= .980

TH=288.15 THO=288.15 TBO=291.90 PH=101325. PHO=101325. PBO=102217. VH= .0

СХЕМА ПЕЧАТИ: NEY NE CE QT AKC GT FC LC

TK TTK TT PK PГ PTK PT PC

NK NTK LK LTK LTB ПTK ПTB ПТ

КПД LCB NP CPГ КГ RГ R CY

CPB KB RB

ТГ=1645.0 ПК=23.000 SR= .000 SR1=1.000 SR2=1.000 TCO= 928.0

346.6 346.6 .2434 .2621E-01 2.578 84.35 .1172E-01 .4007

776.4 1192. 928.0 .2351E+07 .2116E+07 .3910E+06 .1145E+06 .1110E+06

.8160 .8710 .5109E+06 .5682E+06 .3301E+06 5.249 3.415 18.48

.3440 .3979E+06 .8904 1253. 1.298 287.6 5199. .1622E-01

1044. 1.379 287.0

В результате термогазодинамического расчёта двигателя определены значения основных параметров потока в характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя - удельная мощность, удельный расход топлива - , соответствующие современному уровню параметров ТВВД.

1.2 Согласование работы компрессора и турбины

Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы между каскадами и ступенями компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные ограничения, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: относительная высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности, нагрузка на ступени турбины.

Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин, а также принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.

После термогазодинамического расчета двигателя известны его основные параметры (удельная мощность, удельный расход топлива). Заданы параметры термогазодинамического цикла двигателя (температура газа перед турбиной - Т_г*, степень повышения полного давления в компрессоре - _к*), параметры потока в характерных сечениях проточной части и т.д., выбраны КПД компрессора и турбины, а также коэффициенты потерь в других элементах двигателя.

Формирование облика двигателя на ЭВМ, представлено в таблице 1.2

Таблица 1.2 - Формирование облика ГТД

Neуд= 346.6 Сe = .2433 КПДк= .8160 КПДтк= .8710

Lк = 510890. Lтк*= 568230. Lтс*= 330060. КПДтс= .9000

Cpг =1253.1 Kг =1.2978 Cpв =1043.9 Kв =1.3792

Ne = 10390. Gв = 30.00

doв = .600 Dсртн/Dк = .885 Dсртc/Dк =1.045

doво= .761 D1цс/Dкко=1.000 D2цc/Dко =1.540

D4цс/D2цс=1.540 Dсpтв/Dко=1.270

Lкн/Lк = .350 КПДкн* = .855 Sркнв = .990

Lок/Lкв= .220 КПДок* = .880 Sркоц =1.000

Mzтс =6.000 Sртвн =1.000 Sртнс =1.000

Uк = 400.0 Uквд = 400.0

Результаты pасчета:

* КНД * Кф = 2 Zк = 5.

Lк*= 177023. Пiк*= 4.335 КПД*= .8550 Uк = 400.0

Dк = .5603 dob = .6000 dok = .8418 Hzc= .2472

nнд =13635.

* ОК ВД * Кф = 3 Zк = 2.

Lк*= 72327. Пiк*= 1.570 КПД*= .8800 Uк = 400.0

Dк = .3788 dob = .7150 dok = .7611 Hzc= .2404

nвд =20169.

* ЦБК ВД *

Lк*= 256431. Пiк*= 3.413 КПД*= .8773 U2 = 616.0

D2 = .5833 D1 = .3558 doв = .7611 Hs = .5861

* ТВД * Кф = 2 Zт = 1.

Lт*= 369350. Пiт*= 2.728 КПД*= .8710 (h/D)г= .0671

Uср= 508.0 Mz = 1.531 Dcр = .4810 (h/D)т= .0986

Sр = 254.4 Tw* =1453.2

* ТHД * Кф = 2 Zт = 1.

Lт*= 198881. Пiт*= 1.924 КПД*= .8830 (h/D)г= .0928

Uср= 354.0 Mz = 1.587 Dcр = .4958 (h/D)т= .1572

Sр = 197.0 Tw* =1241.5

* ТC * Кф = 3 Zт = 4.

Lт*= 330060. Пiт*= 3.415 КПД*= .9000 (h/D)г= .2075

Uср= 234.5 Mz = 6.000 Dcр = .5855 (h/D)т= .3298

Sр = 181.4 Tw* = 950.0 nтс = 8407.

Сечение\Паpаметp: T* : P* : C : C/акp : F

: K : Па : м/с : --- : кв.м

в - в 292. 102220. 180.0 .5776 .1578

к кнд - к кнд 461. 443134. 170.0 .4338 .0572

в ок - в ок 461. 438703. 180.0 .4593 .0551

к ок - к ок 531. 688947. 170.0 .4045 .0418

в цбк - в цбк 531. 688947. 170.0 .4045 .0418

к - к 776. 2351000. 80.0 .1574 .0359

г - г 1645. 2115900. 139.8 .1913 .0488

т твд - т твд 1350. 775522. 220.0 .3322 .0717

г тнд - г тнд 1350. 775522. 220.0 .3322 .0717

т тнд - т тнд 1192. 390980. 230.0 .3697 .1214

г тс - г тс 1192. 390980. 170.0 .2733 .1598

т - т 928. 114480. 210.0 .3825 .3552

Dн1 Dcp1 Dвт1 Dн2 Dcp2 Dвт2 Zст

KНД .5603 .4620 .3362 .4998 .4620 .4208 5.

ОK ВД .3788 .3293 .2708 .3558 .3162 .2708 2.

TBД .5133 .4810 .4488 .5285 .4810 .4336 1.

TНД .5419 .4958 .4498 .5738 .4958 .4179 1.

TC .5979 .4951 .3924 .7786 .5855 .3924 4.

Dн1 Dcp1 Dвт1 D2 D4 b2 Zст

ЦБК .3558 .3162 .2708 .5833 .8983 .0196 1.

Рисунок 1.1 - Схема проточной части двигателя

На основании данных полученных из таблицы 1.2 разработана схема проточной части двигателя рисунок 1.1.

Компрессор низкого давления, средненагруженный (= 0,2472), состоит из пяти ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,855. Относительный диаметр втулки .

Осевая часть компрессора высокого давления, средненагруженная (=0,2404), состоит из двух ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,88. Относительный диаметр втулки

Центробежная ступень компрессора высокого давления средненагруженная (=0,5861), и имеет КПД *=0,8673.

Турбина высокого давления, одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1,531) и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,8773, обеспечивается условие (h/D)г=0,0671>0,065.

Турбина низкого давления, одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1,587) и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,883.

Турбина винтовентилятора, четырехступенчатая, средненагруженная (Mz=1,5), имеет значение коэффициента полезного действия =0,90, обеспечивается условие (h/D)т=0,3298<0,33.

1.3 Газодинамический расчет осевой турбины на ЭВМ

Газодинамический расчет многоступенчатой турбины выполняем при заданной форме проточной части. Конкретная форма меридионального профиля проточной части турбины определяется, прежде всего, конструктивными и технологическими соображениями.

Поскольку основные исходные данные для расчёта турбины получают в результате термогазодинамического расчёта двигателя, согласования параметров его лопаточных машин, газодинамического расчета компрессора, то к началу расчета проточная часть и отдельные ее параметры уже известны.

Проводим расчёт турбины с помощью ЭВМ. В программе gdrgt.exe используется распространенный метод газодинамического расчета при заданной геометрии проточной части газовой турбины. Геометрия получена на базе данных таблицы 1.2 с уточнением по результатам предварительных расчетов. Все иные данные для расчета турбины ТВВД взяты из .

Расчет массового расхода газа через турбину:

где ;

Расчет мощностей ступеней турбин:

Так как турбина вентилятора имеет четыре ступени то:

Результаты расчета турбины ТВВД занесены в таблицу 1.3.

Таблица 1.3 - Результаты расчета турбины ТВВД

Исходные данные:

6 0 112690.

25.95 1645. .2116E+07 776.0 .3000E-02 .6000 .7500

.8500 .4000E-01 .1000

Кг=1.304 Rг= 290.0 Сpг=1244.1

Схема печати:

D1c D2c h1 h2 Cmc Cmр n

Mcт Lс* Пi* Пi КПД Rc R1c T1w*

U1 C1 C1a C1u alf1 be1 L1 Lw1

U2 C2 C2a C2u alf2 be2 L2 Lw2

T1 T1* P1 P1* T2 T2* P2 P2*

G1 G2 sca bca alfu tca fi Zca

Pu Pa sрк bрк beu tрк psi Zрк

Тлса Тлрк Sсум

Ncт= 1

.481 .476 .350E-01 .400E-01 .200 .230 .202E+05

.996E+04 .369E+06 2.74 2.95 .865 .420 .343 .145E+04

507. 680. 182. 656. 15.5 50.8 .934 .339

499. 235. 221. -78.2 70.6 21.0 .359 .901

.143E+04 .162E+04 .117E+07 .197E+07 .128E+04 .130E+04 .718E+06 .773E+06

27.0 28.1 .288E-01 .474E-01 37.4 .369E-01 .944 41

.199E+05 .134E+05 .197E-01 .240E-01 55.3 .179E-01 .958 83

.109E+04 .105E+04 234.

Ncт= 2

.496 .516 .570E-01 .650E-01 .200 .230 .131E+05

.536E+04 .187E+06 1.81 1.98 .871 .390 .264 .121E+04

339. 515. 216. 467. 24.8 59.2 .790 .398

353. 243. 229. -80.4 70.6 27.9 .397 .777

.119E+04 .129E+04 .517E+06 .747E+06 .112E+04 .114E+04 .391E+06 .428E+06

28.8 29.2 .294E-01 .415E-01 45.1 .283E-01 .964 55

.158E+05 .421E+04 .215E-01 .265E-01 54.2 .216E-01 .970 75

.108E+04 .102E+04 184.

Ncт= 3

.574 .585 .850E-01 .910E-01 .120 .130 .841E+04

.268E+04 .918E+05 1.37 1.44 .922 .370 .202 .110E+04

252. 375. 175. 331. 27.9 65.8 .613 .321

257. 183. 179. -35.8 78.7 31.5 .309 .572

.108E+04 .114E+04 .341E+06 .424E+06 .105E+04 .107E+04 .297E+06 .313E+06

29.2 29.2 .337E-01 .463E-01 46.7 .383E-01 .971 47

.107E+05 .252E+04 .244E-01 .309E-01 52.0 .274E-01 .972 67

.114E+04 .105E+04 127.

Ncт= 4

.619 .633 .965E-01 .104 .124 .130 .841E+04

.258E+04 .882E+05 1.38 1.47 .918 .390 .225 .103E+04

272. 365. 183. 316. 30.2 76.7 .618 .325

279. 188. 188. -12.7 86.1 32.8 .330 .597

.101E+04 .107E+04 .249E+06 .310E+06 980. 994. .213E+06 .227E+06

29.2 29.2 .363E-01 .525E-01 43.7 .432E-01 .971 45

.959E+04 .245E+04 .264E-01 .366E-01 46.1 .349E-01 .973 57

.107E+04 976. 156.

Ncт= 5

.649 .642 .115 .130 .120 .130 .841E+04

.255E+04 .874E+05 1.41 1.51 .921 .400 .219 956.

286. 362. 192. 307. 32.0 83.5 .635 .345

282. 195. 195. -2.15 89.4 34.5 .355 .617

941. 994. .178E+06 .225E+06 908. 923. .150E+06 .161E+06

29.2 29.2 .378E-01 .572E-01 41.4 .497E-01 .972 41

.903E+04 .210E+04 .267E-01 .388E-01 43.5 .380E-01 .974 53

994. 906. 182.

Ncт= 6

.636 .636 .146 .163 .120 .130 .841E+04

.228E+04 .780E+05 1.39 1.51 .928 .420 .196 892.

280. 342. 199. 278. 35.6 90.7 .621 .368

280. 204. 204. .619E-01 90.0 36.1 .385 .641

876. 923. .128E+06 .160E+06 844. 861. .107E+06 .116E+06

29.2 29.2 .366E-01 .551E-01 41.6 .488E-01 .973 41

.810E+04 .214E+04 .265E-01 .402E-01 41.3 .408E-01 .974 49

923. 842. 232.

Тг*=1645.0 Рг*= .2116E+07 Сг=110.6 Тг=1640.1 Рг= .2089E+07

D1с= .481 h1= .0350

Обороты ТВД и ТНД были изменены в результате газодинамического расчета компрессора.

Полученные в результате расчета на ЭВМ треугольники скоростей, схема проточной части турбины, графики изменения параметров изображены на рисунках 1.2 - 1.8.

Далее представлены графики изменения параметров по ступеням (, , , , , и , и , и ).

Рисунок 1.2 Распределение , , , и по ступеням турбины

Рисунок 1.3 Распределение и , и , и по ступеням турбины

Рисунок 1.4 Схема проточной части турбины

Рисунок 1.5 План скоростей турбины для ступени 1 на среднем радиусе

Рисунок 1.6 План скоростей турбины для ступени 2 на среднем радиусе

Рисунок 1.7 План скоростей турбины для ступеней 3 и 4 на среднем радиусе

Рисунок 1.8 План скоростей турбины для ступеней 5 и 6 на среднем радиусе

В результате проведенного газодинамического расчета на ЭВМ получены параметры, которые соответствуют требованиям, предъявляемым при проектировании осевых турбин. Спроектированная турбина на расчетном режиме работы обеспечивает допустимые углы натекания потока на рабочее колесо первой ступени град; оптимальный угол выхода из последней ступени турбины . На последней ступени срабатывается меньшая работа, что позволяет получить осевой выход потока на выходе из ступени. Характер изменения основных параметров (Т*,Р*,С) вдоль проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин. Степень реактивности ступеней турбины во втулочном сечении имеет положительные значения.

1.4 Профилирование рабочих лопаток турбины высокого давления

Исходные данные берутся из подробного газодинамического расчета турбины на среднем радиусе. Профилирование лопаток РК турбины производим с помощью программы OCТ.EXE и GFRТ.EXE.

Программа OCТ.EXE позволяет выбрать закон крутки потока по результатам сравнения изменения параметров потока при различных законах крутки с использованием графического изображения этих параметров. Графическое сопровождение программы позволяет также просмотреть вид треугольников скоростей ступени в пяти сечениях по высоте лопатки.

При выборе закона крутки потока по радиусу, удлинения лопаток, изменения углов атаки, густоты решетки и относительной толщины профилей по высоте лопатки следует руководствоваться рекомендациями, изложенными в литературе [4]. Выбираем закон крутки потока . Исходными данными для расчета параметров газа по высоте лопатки и определения геометрических параметров решеток профилей являются величины, полученные в результате газодинамического расчета турбины на среднем (арифметическом) диаметре при заданной форме проточной части. Результаты расчета занесены в таблицы 1.4 и 1.5.

Таблица 1.4 - Изменение параметров потока по радиусу

Дата 9. 2. 0 NR= 1 KZ= 2 Кг = 1.300 Rг = 290.0

D1ср= .4810 D2ср= .4760 h1 = .0350 h2 = .0400

C1aср=179.00 C2aср=220.00 C1uср=650.00 C2uср= -79.70

alf1с= 15.20 be1ср= 49.50 be2ср= 20.70

alf0 = 90.00 90.00 90.00 90.00 90.00

Л1 = .935 Фи = .944 Пси = .959 Rтс = .420

n =20150.0 T2* = 1320.0

Изменение параметров потока по радиусу

-----------------------------------------------------------

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

-----------------------------------------------------------

r .2580 .2486 .2393 .2299 .2205

ro 1.000 .9637 .9273 .8910 .8547

U 544.4 524.6 504.8 485.1 465.3

C1u 613.2 632.3 652.8 674.8 698.6

C1a 168.3 173.5 179.0 184.9 191.3

alf1 15.20 15.20 15.20 15.20 15.20

C1 635.9 655.7 676.9 699.7 724.3

be1 67.77 58.17 50.42 44.26 39.36

C2u -66.37 -72.80 -79.85 -87.63 -96.23

W2u 610.8 597.4 584.7 572.7 561.5

C2a 229.8 224.8 220.0 215.5 211.3

be2 20.62 20.62 20.62 20.62 20.62

Л1 .8783 .9057 .9350 .9665 1.000

Rт .4882 .4558 .4200 .3803 .3360

T2w 1467. 1460. 1453. 1447. 1442.

Л2w .9411 .9227 .9050 .8883 .8726

Л1w .2623 .2952 .3364 .3847 .4388

Л2 .3636 .3592 .3558 .3536 .3529

dbe 91.61 101.2 109.0 115.1 120.0

alf2 73.89 72.06 70.05 67.87 65.51

Таблица 1.5 - Профилирование лопатки РК по радиусу

-----------------------------------------------------------

Паpаметp | Сечение по высоте лопатки

| 1(пеp) 2 3(сp) 4 5(вт)

-----------------------------------------------------------

ro 1.000 .9637 .9273 .8910 .8547

b 23.70 23.70 23.70 23.70 23.70

t 19.53 18.82 18.11 17.40 16.69

t/b .8241 .7941 .7641 .7342 .7042

Cm .2100 .2210 .2320 .2380 .2460

xcm .2282 .2414 .2616 .2539 .2459

be1l 71.43 62.88 57.62 52.38 47.72

be2l 20.59 20.58 20.56 20.53 20.51

bey 42.74 46.96 50.16 53.80 57.42

r1 1.200 1.250 1.300 1.400 1.500

r2 .5000 .5000 .5000 .5000 .5000

Число pабочих лопаток - 83. шт.

Графическое изображение решеток профилей и треугольников скоростей по радиусу показано на рисунках 1.9 - 1.14.

Рисунок 1.9 Решетка профилей на радиусе r =1

Рисунок 1.10 Решетка профилей на радиусе r =0,964

Рисунок 1.11 Решетка профилей на радиусе r =0,927

Рисунок 1.12 Решетка профилей на радиусе r =0,891

Рисунок 1.13 Решетка профилей на радиусе r =0,855

Рисунок 1.14 - Треугольники скоростей РК ТВД по высоте лопатки

В этой части работы были получены решетки профилей первой ступени рабочего колеса турбины высокого давления на трех радиусах: втулочном, среднем и периферийном. Полученные параметры удовлетворяют требованиям: W₂>W1, углы >55. Форма межлопаточного канала решеток профилей - конфузорная.

Результатом выполнения расчетно-теоретической части данной работы является термогазодинамический расчет двигателя мощностью N=10390 кВт, согласование параметров компрессора и турбины, расчет осевого компрессора, расчет турбины и построение решеток профилей лопаток рабочего колеса первой ступени турбины.

При расчете турбины окончательно определили размеры проточной части, а также коэффициенты загрузки турбины.

Были построены треугольники скоростей и решетки профилей лопаток первой ступени рабочего колеса турбины в пяти сечениях по высоте лопатки.

2 КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬ

2.1 Описание конструкции двигателя

Проектируемый двигатель является трехвальным, винтовентиляторным, состоит из двухрядного винтовентилятора, дозвукового входного устройства, двухкаскадного газогенератора (каскада низкого давления и каскада высокого давления), турбины винтовентилятора и выходного устройства.

Винтовентилятор двухрядный, соосный противоположного вращения. Передний винтовентилятор имеет 8 лопастей, поглощающих максимум мощности и создающих максимальную тягу. Задний винтовентилятор имеет 6 лопастей. Лопасти винтовентилятора выполнены из прогрессивных композиционных материалов, имеют малую относительную толщину профиля и резко выраженную саблевидную кривизну направляющей кромки, которая имеет электрическую противообледенительную полоску и неистираемое покрытие. Винтовентилятор обеспечивает высокий КПД на высокоскоростном крейсерском режиме, и улучшенные акустические характеристики.

Воздухозаборник кольцевой, его ось совпадает с осью двигателя и редуктора. Во входном устройстве находится 8 стоек через которые проходят приводы к агрегатам и трубопроводы различных систем двигателя. К лобовому картеру крепится редуктор, который утоплен в нем почти наполовину, а так же коробка приводов с некоторыми агрегатами.

Редуктор двигателя однорядный планетарный дифференциального типа, расположен в передней части двигателя. Редуктор уменьшает обороты ТВВ в 8,394 раза и передает на передний ВВ 56% мощности, а на задний ВВ 44%. Основными узлами редуктора являются корпус сателлитов, сателлиты в количестве 5 штук, венец зубчастый, ведущее колесо, валы ВВ, диафрагма, гидравлический измеритель тяги и корпус редуктора.

Компрессор двигателя - осецентробежный, двухкаскадный, восьмиступенчастый, состоит из околозвукового компрессора низкого давления (КНД) и дозвукового компрессора высокого давления (КВД).

КНД расположен в передней части двигателя и предназначен для сжатия воздуха, поступившего из входного устройства в двигатель.

Дальнейшее сжатие воздуха и подача его в камеру сгорания происходят в компрессоре высокого давления (КВД) который расположен за промежуточным корпусом.

Роторы КНД и КВД приводятся во вращение своими турбинами и связаны между собой только газодинамической связью. Для настройки режима работы каскада низкого давления двигателя имеется входной направляющий аппарат (ВНА КНД) с поворотными лопатками, поворотными так же являются направляющие аппараты (НА) первых двух ступеней КНД .

Для согласования работы каскадов двигателя лопатки ВНА КВД также выполнены поворотными, и НА осевой части КВД тоже сделаны поворотными, что благоприятно сказывается на направлении потока при входе в центробежную ступень КВД.

Для обеспечения газодинамической устойчивости двигателя на запуске и малой частоте вращения роторов КНД и КВД предусмотрены клапаны перепуска воздуха (КПВ).

Корпус промежуточный, установленный между КНД и КВД предназначен для установки некоторых агрегатов двигателя и приводов к ним, образует воздушный тракт двигателя на своём участке.

Корпус промежуточный имеет форму усечённого конуса с восемью силовыми стойками-рёбрами которые полые внутри.

К корпусу промежуточному крепятся :

спрямляющий аппарат 5 ступени КНД;

корпус КНД;

корпус КВД;

входной направляющий аппарат КВД;

корпус передней опоры ротора ВД;

корпус промежуточной опоры ротора НД;

Стойки - рёбра выполнены полыми и сообщаются с внутренней полостью промежуточного корпуса. Через стойку - рёбро проходит рессора, передающая вращение к приводам, установленном в нижнем коробочном приливе.

Компрессор высокого давления (КВД) ? осецентобежный, трехступенчастый, состоит из входного направляющего аппарата (ВНА), ротора, статора, клапанов перепуска воздуха с кожухами, лопаточного и щелевого диффузора и подшипникового узла передней опоры ротора ВД.

Конструкция ВНА позволяет производить регулировку углов установки лопаток на собранном работающем двигателе в условиях полета.

Ротор осевой части КВД двухступенчастый барабанно-дисковой конструкции.

Диски первой и второй осевой ступени представляют собой одну деталь, которая соединена с передним валом КВД с помощью болтов, роторная часть центробежной ступени состоит из вращающегося НА и центробежного колеса, которые соединены между собой и передним валом КВД с помощью шпилек. Передний вал хвостовиком опирается на шарикоподшипник передней опоры ротора КВД. На переднем валу установлены детали передней опоры ротора и ведущая шестерня для привода агрегатов двигателя. Задний вал крепится передним фланцем к центробежному колесу.

Каждое рабочее колесо ротора состоит из диска и рабочих лопаток, установленных в ободе диска с помощью замков типа «ласточкин хвост» в кольцевом пазу.

Передняя опора ротора КВД - шариковый, радиально-упорный подшипник с разрезной внутренней обоймой. Наружная обойма подшипника установлена в маслянный демпфер для демпфирования колебаний ротора. Смазка шарикоподшипника осуществляется тремя форсунками которые подают масло между валами и оттуда оно через отверстие в нижней обойме подшипника спомощью центробежных сил подается к телам кочения. Проникновению масла в полость ротора препятствуют два контактных радиально-торцовых уплотнения и одно лабиринтное.

Камера сгорания ? кольцевого типа, предназначена для подогрева воздуха после сжатия его в компрессоре за счёт сгорания в ней топлива и для получения заданной температуры газов на входе в турбину.

КС расположена между КВД и сопловым аппаратом турбины высокого давления(ТВД) , состоит из корпуса, диффузора со спрямляющим аппаратом (СА) ступени КВД и жаровой трубы.

КС соединена передним фланцем корпуса с корпусом КВД болтовым соединением.

К сопловому аппарату ТВД и статору турбины низкого давления КС закреплена задним фланцем корпуса с помощью болтового соединения, в котором часть болтов выполнена призонными.

Подогрев воздуха в КС осуществляется за счёт тепла, выделяющегося при сгорании в её жаровой трубе тонкораспыленного топлива, непрерывно впрыскиваемого 24 рабочими форсунками, установленными в завихрители и закреплёнными на корпусе.

Воспламенение топлива в КС при запуске осуществляется двумя пусковыми воспламенителями, установленными в её корпусе.

Корпус КС состоит из кожуха, переднего и заднего фланцев.

На корпусе КС имеются: 24 фланца для крепления рабочих топливных форсунок; два фланца для крепления пусковых воспламенителей; два фланца с окнами для осмотра жаровой трубы; фланец отбора воздуха из-за КВД на нужды ГТУ; бобышка отбора воздуха для сигнализатора помпажа; бобышка отбора воздуха для топливного регулятора и датчика ?_к?; три бобышки отбора воздуха для двух автоматов управления клапанами перепуска воздуха из компрессора и четыре бобышки для их крепления; две резервные бобышки; две бобышки для крепления дренажного бачка; две бобышки для крепления датчика перегрева; две бобышки для крепления электропроводки от колодки термопар; фланец для крепления клапана перепуска воздуха из-за КВД.

Жаровая труба ? кольцевого типа, подвешена в кольцевом канале корпуса КС на 24 полых втулках, окружающих рабочие топливные форсунки и фиксирующихся по отверстиям в обтекателе. Своим наружным кожухами жаровая труба опирается на СА ТВД.

Наружный и внутренний кожухи жаровой трубы выполнены из отдельных, соединённых между собой, колец и снабжены соплами. Спереди кожухи соединены между собой лобовым кольцом и обтекателем. В лобовом кольце установлены 24 завихрителя с центральными отверстиями для установки рабочих топливных форсунок.

Турбина двигателя ? осевая, реактивная, пятиступенчатая, преобразует энергию газового потока в механическую энергию вращения компрессоров двигателя, приводов агрегатов и нагнетателя. Турбина расположена непосредственно за камерой сгорания. К турбине присоединяется сужающееся сопло, которое служит для того чтобы создать реактивную тягу, но эта тяга по сравнению с тягой создаваемой винтом мала, так же с помощью сопла осуществляется отвод газов от крыла ЛА. В нашей силовой установке турбина состоит из одноступенчатой турбины высокого давления(ТВД), одноступенчатой турбины низкого давления (ТНД), каждая из которых включает статор и ротор, и четырехступенчатой турбины винтовентилятора. Ротор ТВД и ротор КВД образуют ротор высокого давления(ВД). Ротор ТНД и ротор КНД образуют ротор низкого давления (НД). Ротор турбины винтовентилятора соединён с валами винтовентилятора через редуктор.

Опорами роторов ТВД, ТНД и турбины ВВ, являющимися задними опорами роторов ВД, НД и ВВ, служат роликоподшипники, причем роликоподшипник ротора ВД являеться межвальным.

Все подшипники охлаждаются и смазываются маслом под давлением. Для предотвращения нагрева подшипников горячими газами их масляные полости изолированы радиально-торцовыми контактными уплотнениями.

Все опоры роторов турбин имеют устройства для гашения колебаний роторов, возникающих при работе двигателя, ? масляные демпферы опор роторов.

Роторы турбин не имеют механической связи между собой, их взаимодействие обусловлено газодинамической связью.

Турбина высокого давления (ТВД) ? осевая, реактивная, одноступенчатая, предназначена для преобразования части энергии газового потока, поступающего из КС, в механическую энергию, используемую для вращения ротора КВД и всех приводных агрегатов двигателя.

ТВД расположена за КС, её статор крепится к корпусу и конической балке корпуса КС, опора ротора смонтирована между валами ТВД и ТНД и является межвальной, а ротор крепится к заднему валу КВД.

Статор ? сопловой аппарат (СА) ТВД, включает наружный корпус, внутренний корпус и сектора сопловых лопаток между ними. Наружный корпус имеет проставки с сотовыми элементами лабиринтного уплотнения.

Сектор сопловых лопаток состоит из лопаток, охлаждаемых воздухом, отбираемым из полости вторичного потока КС, наружной и внутренней полок и имеет выступ для фиксации сектора в окружном направлении; в осевом направлении сектор фиксируется буртиком, а в радиальном ? пояском. Бурт и поясок входят в соответствующие пазы во внутреннем и наружном корпусах.

Наружный корпус центрируется относительно корпуса КС призонными болтами и крепится к нему болтовыми соединениями, состоящими из болтов и самоконтрящихся гаек; внутренний корпус крепится к конической балке КС болтами.

Ротор ТВД включает рабочее колесо (РК) и задний вал. РК состоит из диска имеющего на ободе ёлочные пазы, в каждом из которых крепятся лопатки, образующие лопаточный венец и зафиксированные контровками, а также гребешков лабиринтных уплотнений. Лопатки охлаждаются воздухом, подводимым из-за КВД. Каждая охлаждаемая рабочая лопатка имеет полку хвостовика и хвостовик ?ёлочного типа?.

На заднем валу ТВД, имеющем гребешки лабиринтных уплотнений, смонтированы детали радиально-торцового контактного уплотнения и внутреннее кольцо роликоподшипника.

Ротор ТВД крепится к заднему валу КВД стяжными болтами, имеющими призонные участки для центрирования РК относительно заднего вала КВД и передачи крутящего момента, и призонные участки для центрирования заднего вала ТВД относительно РК.

2.2 Расчет на прочность пера рабочей лопатки ТВД

Рабочая лопатка турбины является весьма ответственной деталью газотурбинного двигателя, от надежности работы которой зависит надежность работы двигателя в целом.

При работе авиационного двигателя на рабочую лопатку действуют статические, динамические и температурные нагрузки, вызывая сложную картину напряжений.

Рассмотрим расчет на прочность пера лопатки турбины высокого давления только от действия статических нагрузок. К ним относятся центробежные силы масс лопаток, которые появляются при вращении ротора, и газовые силы, возникающие при обтекании газом профиля пера лопатки и в связи с наличием разности давлений газа перед и за лопаткой.

Центробежные силы вызывают деформации растяжения, изгиба и кручения, газовые деформации изгиба и кручения.

Напряжения кручения от центробежных и газовых сил обычно малы и ими пренебрегают.

Напряжения растяжения от центробежных сил являются наиболее существенными.

При расчете лопаток на прочность принимают следующие допущения:

- лопатку рассматривают как консольную балку, жестко заделанную в ободе диска;

- напряжения определяют по каждому виду деформации отдельно (для сильнозакрученных лопаток это допущение несправедливо);

- температуру в рассматриваемом сечении пера лопатки считают одинаковой, т.е. температурные напряжения отсутствуют;

- лопатку считают жесткой, а деформации лопатки под действием силы и моментов пренебрегают;

- предполагают, что деформации лопатки протекают в упругой зоне, т.е. напряжения в пере лопатки не превышают предел пропорциональности;

- температура лопатки турбины изменяется только по длине пера.

Цель расчета на прочность лопатки - определение напряжений и запасов прочности в различных сечениях по длине пера лопатки.

Расчетный режим - режим максимальной частоты вращения ротора при нулевой скорости и нулевой высоте (Н=0, М=0). Этим условиям соответствует взлет.

Для расчета на прочность лопатки турбины из газодинамического расчета берем исходные данные. Расчетная схема показана на рисунке 2.1.

Рисунок 2.1 - Расчетная схема пера лопатки турбины

Исходные данные

1. Материал лопатки: ЖС - 6К.

2. Длина лопатки L=0,04 м;

3. Радиус корневого сечения R_к =0,218 м;

4. Радиус периферийного сечения R_п=0,258 м;

5. Объем бандажной полки =0 м;

6. Хорда профиля сечения пера b:

- в корневом сечении b_k=0,0237 м;

- в среднем сечении b_cp=0,0237 м;

- в периферийном сечении b_п=0,0237 м;

7. Максимальная толщина профиля в сечениях:

- в корневом сечении =0,00582 м;

- в среднем сечении =0,00555 м;

- в периферийном сечении =0,00500 м;

8. Максимальная стрела прогиба средних линий профиля h в сечениях:

- в корневом сечении =0,00682 м;

- в среднем сечении =0,00520 м;

- в периферийном сечении =0,00399 м;

9. Угол установки профиля в сечениях:

- в корневом сечении =1,002 рад;

- в среднем сечении =0,875 рад;

- в периферийном сечении =0,746 рад;

10. Интенсивность газовых сил в окружном направлении на среднем радиусе

где ,плотность газа перед и за лопаткой;

11. Интенсивность газовых сил в осевом направлении:

12. Частота вращения рабочего колеса =20150 об/мин;

13. Плотность материала лопатки =8100 кг/м;

14. Предел длительной прочности . Для определения предела длительной прочности необходимо знать температуру лопатки во всех сечениях.

Знать температуру лопатки турбины в различных ее сечениях необходимо для установления предела длительной прочности.

В связи передачей тепла от лопатки в диск, теплопроводностью температура ее примерно на одной трети длины у корня существенно уменьшается. Обычно температура лопатки в корневом сечении составляет: .

Приближенно можно считать, что на двух третях длины лопатки температура постоянна, а на одной трети (у корня) изменяется по закону кубической параболы:

,

где L - длина профильной части пера лопатки;

Х - длина от корневого сечения лопатки до расчетного ().

Разбиваем перо лопатки на 10 равных частей и получаем 11 сечений - от первого (корневого) до одиннадцатого (периферийного).

Температуру охлаждаемой лопатки на среднем радиусе берем из таблицы 1.3, .

Температура лопатки в корневом сечении составляет:

Для каждого сечения лопатки определяем температуру. Зная температуру в сечении лопатки, определяем предел длительной прочности в каждом сечении. Результаты заносим в таблицу 2.1.

Таблица 2.1 - Параметры материала по сечениям лопатки

№	1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11
X, мм	0	4	8	12	16	20	24	28	32	36	40
Т, ?С	740	840,3	870,2	876,9	877	877	877	877	877	877	877
?дл,МПа	830	646	577	563,2	562,9	562,9	562,9	562,9	562,9	562,9	562,9

Расчет лопатки турбины на прочность выполняем с помощью программы STATLOP.EXE. Результаты расчета приведены в таблице 2.2 По результатам расчета строим график изменения суммарных напряжений по высоте лопатки рисунок 2.2. Строим график изменения коэффициентов запаса прочности по высоте лопатки в расчетных точках рисунок 2.3.

Таблица 2.2 - Результаты расчета пера рабочей лопатки турбины

ВЫПОЛНИЛ(А) : Бережной

УЗЕЛ ДВИГАТЕЛЯ: турбина МАТЕРИАЛ: ЖС-6К

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:

GT= 2.000000 CL= 4.000000E-02 RK= 2.180000E-01 RP= 2.580000E-01

VP= 0.000000E+00 UPP= 0.000000E+00 APP= 0.000000E+00

EN= 20150.000000 AA= 0.000000E+00 AU= 0.000000E+00 PU= 5990.000000

PAK= 6570.000000 PAP= 7775.000000 RO= 8100.000000

B= 2.370000E-02 2.370000E-02 2.370000E-02

D= 5.820000E-03 5.550000E-03 5.000000E-03

AP= 6.820000E-03 5.200000E-03 3.990000E-03

AL= 1.002000 8.750000E-01 7.460000E-01

SPT= 830.000000 646.000000 577.000000 563.200000

562.900000 562.900000 562.900000 562.900000

562.900000 562.900000 562.900000

Результаты расчета на прочноcть пера лопатки

N X F Jmin Spakt SизгA SизгB SизгC

m m^2 m^4 МПа МПа МПа МПа

1 .00000 .956E-04 .455E-09 324.062 91.323 71.947 -68.936

2 .00400 .953E-04 .418E-09 293.399 75.080 60.345 -59.542

3 .00800 .946E-04 .389E-09 263.085 60.561 49.671 -49.957

4 .01200 .936E-04 .362E-09 232.649 47.498 39.736 -40.604

5 .01600 .925E-04 .336E-09 201.849 35.848 30.574 -31.685

6 .02000 .912E-04 .312E-09 170.502 25.638 22.280 -23.396

7 .02400 .896E-04 .288E-09 138.446 16.940 14.992 -15.943

8 .02800 .880E-04 .265E-09 105.528 9.862 8.883 -9.566

9 .03200 .862E-04 .243E-09 71.593 4.548 4.167 -4.545

10 .03600 .842E-04 .221E-09 36.476 1.183 1.102 -1.218

11 .04000 .821E-04 .199E-09 .000 .000 .000 .000

N SсумA SсумB SсумC Ka Kb Kc

[МПa] [МПa] [МПa]

1 415.385 396.009 255.126 1.998 2.096 3.253

2 368.479 353.745 233.857 1.753 1.826 2.762

3 323.646 312.755 213.128 1.783 1.845 2.707

4 280.147 272.385 192.045 2.010 2.068 2.933

5 237.697 232.423 170.164 2.368 2.422 3.308

6 196.140 192.782 147.106 2.870 2.920 3.826

7 155.386 153.438 122.503 3.623 3.669 4.595

8 115.390 114.411 95.962 4.878 4.920 5.866

9 76.141 75.760 67.048 7.393 7.430 8.396

10 37.659 37.578 35.258 14.947 14.980 15.965

11 .000 .000 .000************************



Рисунок 2.2 - Изменение суммарных напряжений по высоте пера лопатки

Рисунок 2.3 - Изменение запасов прочности по высоте пера лопатки

В результате статического расчета лопатки на прочность были получены значения изгибных напряжений, растяжения, и суммарных эквивалентных напряжений. Наиболее нагруженным является 3 корневое сечение входной кромки лопатки. При использовании сплава ЖС-6К коэффициент запаса прочности составил минимальное значение К=1,753, что является допустимым по нормам прочности.

2.3 Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки ТВД

Цель расчета - определение частоты собственных колебаний рабочей лопатки ТВД, и анализ частотной диаграммы для проверки отсутствия резонансных режимов в рабочей области частот вращения ротора.

Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки будем проводить с помощью методики указанной в пособии [3].

Исходные данные для расчета:

- геометрия рабочей лопатки;

- характеристики конструкционного материала ЖС-6K;

- диапазон рабочих частот вращения ротора двигателя.

Так как существенное влияние на свойства конструкционного материала оказывает неравномерность температур по высоте лопатки, для подробного их описания строим зависимость модуля упругости Е от температуры. Найденные значения заносим в таблицу 2.3.

Таблица 2.3 - Свойства материала

№	0	1	2	3	4	5	6	7	8	9	10
Т, ?С	740	840,3	870,2	876,9	877	877	877	877	877	877	877
Е,МПа	1,554	1,421	1,359	1,3451	1,345	1,345	1,345	1,345	1,345	1,345	1,345

Расчет проводим на ЭВМ с помощью программы Dinlop.exe.