Турбина авиационного двухконтурного двигателя
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
ансировочных грузов в отверстия переднего фланца заднего вала.
Передняя опора ротора КВД - радиально-упорный шарикоподшипник с разрезной внутренней обоймой. Наружная обойма шарикоподшипника установлена в стакане корпуса передней опоры. В наружной обойме шарикоподшипника выполнены канавки под маслоуплотнительные кольца, а на заднем торце имеется четыре выступа для фиксации от проворота. Во время работы осевая сила, действующая на шарикоподшипник, прижимает наружную обойму шарикоподшипника через регулировочное кольцо к торцу упорного кольца, которое своим фланцем крепится к корпусу. Между корпусом и наружной обоймой шарикоподшипника имеется кольцевая масляная полость, ограниченная маслоуплотнительными кольцами, которая заполняется маслом, образуя масляный демпфер. Он снижает динамические нагрузки, передаваемые от вращающегося ротора на корпус двигателя. Проникновению масла в воздушную полость из масляной полости опоры препятствует радиально-торцовое контактное уплотнение двухстороннего действия, состоящее из колец, распорного кольца и разрезного графитового уплотнительного кольца. Подбором по толщине регулировочного кольца при сборке двигателя получают необходимые осевые зазоры между ротором и статором КВД. Смазка и охлаждение шарикоподшипника осуществляется маслом, подводимым через два трубопровода к двум форсункам. Через жиклёры форсунок масло подводится в кольцевую щель между передним валом ротора КВД и зубчатым ведущим колесом. Далее через отверстия и кольцевую раздаточную канавку в переднем валу ротора, торцовые выборки во внутренней обойме шарикоподшипника масло попадает на беговую дорожку шарикоподшипника под тела качения. Также через жиклер форсунки масло подводится на смазку и охлаждение зубьев ведущего колеса. Одновременно из корпусов форсунок по отверстиям в корпусе масло проникает в кольцевую раздаточную канавку в наружной обойме шарикоподшипника и далее заполняет полость масляного демпфера. Для уплотнения проточной части КВД перед рабочим колесом нулевой ступени на внутреннюю поверхность внутреннего кольца РВНА нанесено прирабатываемое покрытие над гребешками переднего лабиринта ротора КВД.
2.2 РАСЧЕТ НА СТАТИЧЕСКУЮ ПРОЧНОСТЬ РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
Рабочие лопатки осевой турбины являются весьма ответственными деталями газотурбинного двигателя, от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом.
При работе авиационного ГТД на рабочие лопатки действуют статические, динамические и температурные нагрузки, вызывая сложную картину напряжений.
Расчет на прочность пера лопатки будем проводить с помощью методики указанной в пособии [3].
Расчет проводим только от действия статических нагрузок. К ним относятся центробежные силы масс лопаток, которые при вращении ротора, и газовые силы, возникшие 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 слабозакрученных рабочих лопаток малы, и ими обычно 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.
2.2.1 Исходный данные
Для расчета на прочность лопатки турбины из газодинамического расчета берем исходные данные. Расчетная схема представлена на рисунке 2.2.1
Рисунок 2.2.1.1 - Расчетная схема расчета на статическую прочность пера лопатки авиационной турбины
Для расчета на прочность лопатки турбины из газодинамического расчета берем исходные данные:
радиус корневого сечения Rк=0,186 м;
радиус перифирийного сечения Rп=0,2315 м;
длина лопатки L=0,0455 м;
частота вращения рабочего колеса n=21545,8 об/мин;
Геометрические параметры профиля лопатки:
- хорда профиля сечения пера:
корневого bк= 0,0214 м;
среднего bср=0,0214 м;
периферийного bпер=0,0214 м;
максим. толщины профиля в сечениях:
корневом Ск=0,00518 м;
среднем Сср=0,0047 м;
периферийном Спер=0,00424 м;
максим. стрелы прогиба средних линий профиля в сечениях:
корневом ак= 0,00382 м,
среднем аср= 0,00355 м,
периферийном апер= 0,00345 м,
- углы установки профилей в сечениях:
корневом к=65.46 о=1,1484 рад;
среднем ср=55.7о=0,9772 рад;
периферийном пер=43.85 о=0,7693 рад;
вынос ц.т. бандажной полки в окружном направлении 0м;
в?/p>