Турбина турбореактивного двухконтурного двигателя
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
Д из сплава ЭП741-НП, диск уплотнительный - из сплава ЭК79-ИД, вал ТНД и лабиринтные кольца из сплава ЭИ698-ВД. Рабочие лопатки ТНД литые, изготавливаются методом ВСНК из сплава ЖС26-ВИ и имеют защитное покрытие ВСДП11.
СтаторТНД состоит из секторов сопловых лопаток, корпуса наружного, проставок над рабочими лопатками и корпуса внутреннего с элементами лабиринтных уплотнений. Наружный и внутренний корпуса - сварные, изготавливаются из сплава ЭП648-ВИ, лопатки секторов изготавливаются литьем из сплава ЖС6У и имеют защитное покрытие - АС-1 на проточной части.
Опора турбины - силовой элемент двигателя, образует проточную часть внутреннего контура двигателя и является общей опорой роторов ТВД и ТНД.
Опора турбины сварной конструкции состоит из корпуса наружного, корпуса силового и корпуса внутреннего, соединенных между собой стойками. Между силовым и внутренним корпусом расположен внутренний кожух, защищающий корпуса и стойки от воздействия газа. Для снижения потерь на выходе обтекатели стоек опоры турбины спрофилированы в спрямляющую решетку. Во внутреннем корпусе установлен корпус опоры подшипника. К корпусу опоры подшипника крепятся элементы радиально - торцевого контактного уплотнения и демпфер с наружным кольцом роликоподшипника ТНД. К заднему фланцу корпуса внутреннего крепится стекатель. Корпус наружный, корпус силовой, корпус внутренний, стойки и корпус опор подшипников опоры турбины образует проточную часть внутреннего контура двигателя изготавливаются из титанового сплава ВТ-20. Внутренний кожух, обтекатель - элементы проточной части - из сплава ЭИ703. Стекатель сварной из титанового сплава ВТ-20.
Для контроля состояния турбины в эксплуатации предусмотрены на наружном корпусе ТНД окно осмотра рабочих лопаток ТВД и ТНД с быстросъёмной заглушкой, на переднем корпусе форсажной камеры имеются 12 фланцев крепления термопар, на кольце заднего пояса подвески двигателя расположен датчик вибраций.
.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 [5].
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.
.2.1 Исходный данные
Для расчета на прочность лопатки турбины из газодинамического расчета берем исходные данные. Расчетная схема представлена на рисунке 2.1.
Рисунок 2.1 - 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=0,2263 м;
радиус среднего сечения Rср=0,2495 м;
- радиус перифирийного сечения Rп=0,2728 м;
длина лопатки L=0,0475 м;
частота вращения рабочего колеса n=19100 об/мин;
объем бандажной полки V=910-8 м3;
Геометрические параметры профиля лопатки:
- хорда профиля сечения пера:
корневого bк= 0,026 м;
среднего bср=0,026 м;
периферийного bпер=0,026 м;
максим. толщины профиля в сечениях:
корневом Ск=0,00655 м;
среднем Сср=0,00567 м;
периферийном Спер=0,005 м;
максим. стрелы прогиба средних линий профиля в сечениях:
корневом ак= 0,00383 м,
среднем аср= 0,00355 м,
периферийном апер= 0,00346 м,
- углы установки профилей в сечениях:
корневом к=63.46 о=1,047 рад;
среднем ср=55.58 о=0,972 рад;
периферийном пер=46.54 о=0,846 рад;
- вынос ц.т. бандажной полки в окружном направлении 0м;
- вынос ц.т. бандажной полки в осевом направлении 0м;
относительный вынос ц.т. пеpифиpийного сечения пеpа
в окружном направлении 0м;
относительный вынос ц.т. пеpифиpийного сечения