Расчет на прочность основных узлов ТРДДсм для учебно-тренировочного самолета

Расчет на прочность пера лопатки рабочего колеса первой ступени компрессора высокого давления. Прочностной расчет лопаточного замка: замковой части лопатки и диска рабочего колеса. Расчет динамики первой формы колебаний пера рабочей лопатки колеса.
Краткое сожержание материала:

Размещено на

1. Расчет на прочность рабочей лопатки первой ступени компрессора высокого давления

Рабочие лопатки осевого компрессора являются весьма ответственными деталями газотурбинных двигателей, от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом.

При работе авиационного ГТД на рабочие лопатки действуют статические, динамические и температурные напряжения. К рассматриваемым на данном этапе статическим нагрузкам относятся центробежные силы, возникающие при вращении ротора, и газовые силы, возникающие при обтекании газом профиля пера лопатки в связи с наличием разности давлений рабочего тела перед лопаткой и за ней.

Центробежные силы вызывают деформацию растяжения, изгиба и кручения, а газовые - деформации изгиба и кручения. Напряжения кручения от центробежных и газовых сил слабо закрученных лопаток компрессоров малы, и ими обычно пренебрегают. Напряжения растяжения от центробежных сил являются наиболее существенными. Напряжения изгиба, как правило, меньше напряжений растяжения. При необходимости, с целью уменьшения изгибающих напряжений в лопатке от газовых сил, ее проектируют и устанавливают таким образом, чтобы возникающие изгибающие моменты от центробежных сил были противоположны по знаку моментам от газовых сил и, следовательно, уменьшали и компенсировали последние.

При расчете лопатки на прочность принимают следующие допущения:

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

- напряжения определяют по каждому виду деформации отдельно;

- температура в рассматриваемом сечении - одинакова (отсутствуют температурные напряжения);

- лопатку считают жесткой, ее деформацией под действием сил и моментов пренебрегают;

- деформации лопатки протекают в упругой зоне (напряжения в ней не превышают предел пропорциональности).

Рисунок 1.1 - Расчетная схема лопатки компрессора

В этой части данной работы проведен расчет на прочность лопаток первой ступени компрессора высокого давления.

Исходные данные:

Материал лопатки: BT3-1;

Длина лопатки L =0.051 м;

Объем бандажной полки V=0 м³;

Хорда профиля сечения пера b

в корневом сечении b _к=0,024 м;

в среднем сечении b_ср= 0.024 м;

в периферийном сечении b _п=0.024 м;

· Максимальная толщина профиля д

в среднем сечении д_ср=0.00144 м;

в периферийном сечении д_п =0.00096 м;

· Максимальная стрела прогиба профиля h

в корневом сечении е_к =0.002 м;

в среднем сечении е_ср =0.0015 м;

в периферийном сечении е_п =0.001 м;

· Угол установки профиля г

в корневом сечении г_к=1.073 рад;

в среднем сечении г_ср=0.911 рад;

в периферийном сечении г_п=0.709 рад;

Расчет интенсивности газовых сил:

- в окружном направлении (для среднего сечения):

346,45 (н/м)

- в осевом направлении (в корневом сечении):

- в осевом направлении (в периферийном сечении):

С целью уменьшения изгибающих напряжений в лопатке от газовых сил установим перо лопатки таким образом, чтобы центр тяжести периферийного сечения был смещен в окружном и осевом направлении. Таким образом изгибающее напряжение будет частично уменьшено и компенсировано напряжением, возникающим от действия центробежных сил.

Расчет лопатки на прочность выполнен с помощью кафедральной программы STATLOP.exe. Результаты расчета заносятся в файл RZL.rez.

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:

GT= 1.000000 CL= 5.100000E-02 RK= 1.582500E-01 RP= 2.092500E-01

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

EN= 16388.200000 AA= 0.000000E+00 AU= 0.000000E+00 PU= 346.450000

PAK= 373.330000 PAP= 493.260000 RO= 4500.000000

B= 2.400000E-02 2.400000E-02 2.400000E-02

D= 1.920000E-03 1.440000E-03 9.600000E-04

AP= 2.000000E-03 1.500000E-03 1.000000E-03

AL= 1.073000 9.110000E-01 7.090000E-01

SPT= 980.000000 980.000000 980.000000 980.000000

980.000000 980.000000 980.000000 980.000000

980.000000 980.000000 980.000000

На основании полученных расчетных данных построим графические зависимости, отображающие распределение суммарной нагрузки и запасов прочности по сечениям исследуемого пера лопатки.

Рисунок 1.2 - Распределение суммарной нагрузки по сечениям пера лопатки



Рисунок 1.3 - Распределение Суммарных напряжений по сечениям пера лопатки

Рисунок 1.4 - Распределение запасов прочности по сечениям пера лопатки

Полученные графические зависимости показывают, что ни в одном исследуемом сечении суммарное нагружение не превысило максимально допустимое напряжение для данного материала при данных условиях работы. Расчетное распределение нагрузки по сечениям соответствует теоретическому распределению: в результате действия изгибных нагрузок на кромках профиля лопатки возникает напряжение растяжения (точки А и В), а на спинке профиля возникает напряжение сжатия (точка С).

Полученный прочностной запас соответствуют нормам прочности (согласно которым его минимальное значение для лопаток компрессора должно составлять не менее 1,5). Максимальный запас прочности наблюдается на спинке профиля.

2. Расчет на прочность диска рабочего колеса компрессора высокого давления

Диски компрессоров - это наиболее ответственные элементы конструкции газотурбинных двигателей. При вращении ротора диски находятся под воздействием инерционных центробежных сил, возникающих при воздействии от массы рабочих лопаток и собственной массы диска, что вызывает в них растягивающие напряжения.

Помимо растягивающих напряжений, в дисках могут возникать напряжения кручения и изгиба. Кручение вызвано передачей диском крутящего момента. Причиной появления изгибного напряжения может быть разность давлений на боковых поверхностях диска, действие осевых газовых сил, вибрация лопаток и самих дисков, а так же действие гироскопического момента при совершении ЛА различных эволюций.

Наиболее существенными являются напряжения от центробежных сил. Напряжения кручения, как правило, незначительны, и поэтому практически не учитываются. Напряжения изгиба зависят, в первую очередь, от толщины диска и способа соединения дисков между собой и с валом (и проявляются, как следствие, в относительно тонких дисках).

При расчете на прочность принимаются следующие допущения:

- диск считается симметричным относительно срединной плоскости, перпендикулярной к оси вращения;

- диск находится в плосконапряженном состоянии;

- напряжение на любом радиусе не меняется по толщине;

- наличие отверстий и бобышек на полотне диска, отдельных выступов и проточек не принимается во внимание.

Исходные данные:

· Частота вращения диска =16388.2 об/мин;

· Материал диска - титановый сплав ВТ-3;

· Плотность материала= 4500 кг/м;

· Напряжение в корневом сечении пера лопатки от растяжения центробежными силами на расчетном режиме = 49.9 МПа;

· Число лопаток на рабочем колесе =47;

· Площадь радиального сечения разрезной части обода =0,0002982 м;

· Радиус центра тяжести площади радиального сечения = 0.156 м;

· Предел длительной прочности 1050 Мпа;

Расчет контурной нагрузки:

Таблица 2.1. Исходные данные по сечениям диска

№ сеч.	R	Rn/Rn-1	b	bn/bn-1
1	0.094		0.02
2	0.099	1.053	0.02	1
3	0.104	1.051	0.02	1
4	0.1055	1.02	0.016	0.8
5 Другие файлы: Термогазодинамический расчет основных параметров турбореактивного двигателя типа ТРДДсм на базе АИ-222-25 для учебно-боевого самолета Проект турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков для учебно-боевого самолета. Выбор основных параметров рабочего процесса; газоди... Расчет двигателя и его основных узлов Выбор электродвигателя, определение его требуемой мощности. Расчет цилиндрических зубчатых передач и валов на прочность и жесткость. Подшипники качени... Расчет крыла самолета на прочность Определение геометрических и массовых характеристик самолета. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Выбор конструктивно-... Расчет самолета на прочность Книга является учебником по расчету самолета на прочность. По сравнению с изданием (1958 г.) она переработана и дополнена новыми материалами. В учебни... Учебно-тренировочный самолет Китая - Nanchang CJ-6 (3 часть) Nanchang CJ 6 - производимый китайской фирмой Hongdu (Nanchang) Aviation Industry Corporation. Самолет создан на основе советского учебно-тренировочно...