Прочность корпусов и подвески двигателя
Информация - Транспорт, логистика
Другие материалы по предмету Транспорт, логистика
азделить на четыре участка, для которых опасность нелокализованного разрушения и энергия разлетающихся фрагментов существенно различны. Это зона вентиляторной ступени, зона компрессора, зона камеры сгорания, зона турбины. Наибольшей кинетической энергией обладают нелокализованные лопатки вентиляторных ступеней и фрагменты дисков турбин.
В расчетном анализе полагают, что при разрушении вентиляторной ступени бесполочные лопатки отрываются в корневом сечении; лопатки, имеющие полки, отрываются над полкой. При разрушении компрессора происходит вырыв части обода диска. Опыт эксплуатации и эксперименты показали, что в качестве фрагмента обода следует принимать часть диска от шейки до внешнего радиуса. Причем в окружном направлении длина фрагментов должна быть такой, чтобы она включила 3...5 замковых выступов. К массе фрагмента следует добавить массу 3...5 лопаток соответственно.
При анализе непробиваемости корпуса турбины рассматривают четыре вида схем: отрыв пера лопатки, отсоединение лопатки, отрыв части обода диска, разрыв диска по радиальным сечениям. Лопатка турбины отрывается по корневому сечению или по первому зубу елочного замка. Если лопатка выполнена заодно с диском, то принимается вариант отрыва по корневому сечению. Если лопатка имеет замок, то в расчетах принимается, что происходит отрыв пера с частью замка по первому зубу или по наиболее нагруженному сечению. При изломе замкового выступа диска или при раскрутке ротора турбины выше рабочей скорости вращения и значительной вытяжке диска может иметь место отделение лопатки вместе с замком.
При вычислении кинетической энергии фрагмента следует иметь в виду, что скорость вращения вентилятора и компрессора, как правило, не превышает максимальную рабочую. Скорость же вращения ротора турбины может превысить максимальную рабочую, например, при нарушении кинематической связи между турбиной и компрессором. В этом случае автомат защиты не всегда предохраняет ротор турбины от заброса скорости вращения, и за доли секунды может происходить разгон диска до разрушения. При этом происходит значительная вытяжка полотна диска. Лопатки в связи с вытяжкой касаются корпуса и отламываются на длине от 30 до 100% от внешнего радиуса профильной части. Оставшейся длины обломков лопаток оказывается достаточно, чтобы разгон диска продолжался до его разрушения, поскольку ротор турбины освобожден от компрессорной нагрузки.
Рисунок 17 Моделирование последствий обрыва рабочей лопатки вентилятора методом конечных элементов
Методика оценки непробиваемости корпусов по соотношению (22) позволяет в явном виде получить соотношения для расчета толщины корпуса, необходимой для удержания фрагмента заданных размеров при известной скорости удара. В отсутствие опытных данных эта методика дает завышенное значение толщины корпуса.
Для обеспечения требуемой безопасности полетов кроме расчетов непробиваемости корпусов проводится экспериментальное подтверждение локализации в корпусах двигателя фрагментов роторов. Так, одно из наиболее дорогостоящих испытаний - проверка локализации разрушения при обрыве вентиляторной лопатки. В виду высокой стоимости таких испытаний, они должны носить именно подтверждающий характер и быть предварительно смоделированы.
Моделирование обрыва рабочей лопатки вентилятора может быть проведено с применением метода конечных элементов. Для этого требуется знание свойств материалов во всем диапазоне скоростей деформаций, характерных для условий соударения. Моделирование позволяет непосредственно найти траекторию движения оторвавшегося фрагмента лопатки, описать весь процесс ее соударения с корпусом, другими лопатками, оценить в рамках применяемых моделей возможность разрушения корпуса и выхода оторвавшегося фрагмента за пределы двигателя. Пример конечно-элементного анализа процесса удара рабочей лопатки вентилятора в корпус приведен на Рис. 17, где показано состояние системы в три последовательных момента времени после обрыва лопатки.
.Расчет элементов подвески
Подвеска двигателя представляет собой пространственную стержневую систему (см. Рис. 18), которая воспринимает вес и тягу двигателя, реактивные крутящие моменты на корпусах, инерционные силы и гироскопические моменты, вызванные перегрузками при эволюциях самолета и вследствие атмосферной турбулентности. Элементы подвески также подвержены вибрационной нагрузке, передаваемой от работающего двигателя, и пиковым перегрузкам при эволюциях самолета, движении в турбулентном потоке, жесткой посадке.
Пример схемы подвески двигателя приведен на Рис. 18. Подвеска должна обеспечить свободу тепловых расширений, фиксацию двигателя как жесткого целого, минимизировать усилия в стержнях подвески и в узлах ее крепления к двигателю. Подвеска в 2-3 плоскостях представляет собой статически определимую стержневую систему. Стержневые элементы соединяются между собой, с двигателем и самолетной конструкцией шарнирно (см. Рис. 18, б), чтобы исключить появление изгибающих моментов.
Проводят следующие расчеты элементов подвески:
- расчет на статическую прочность и циклическую долговечность; этот вид расчетов выполняется для медленноменяющихся нагрузок, которые повторяются в каждом полете;
- расчет на несущую способность; расчет проводится для предельно допустимых нагрузок, которые могут возникнуть в особых полетных ситуациях, например, при жесткой посадке