항공 엔진 압축기 및 터빈 디스크의 하중 특성 및 계산 상태

항공 엔진 압축기 및 터빈 디스크의 하중 특성 및 계산 상태

압축기 및 터빈 로터의 기능 및 구조에는 차이가 있지만 강도 측면에서 두 휠의 작업 조건은 대략 동일합니다. 그러나 터빈 디스크는 더 높은 온도에 있으며 이는 터빈 디스크의 작업 환경이 더 혹독하다는 것을 의미합니다.

항공 엔진의 압축기 디스크 또는 터빈 디스크가 받는 하중은 다음과 같습니다:

1. 질량 원심력

유동 멤버가 회전자에 의해 발생하는 날개와 유동 멤버 자체의 원심력을 견뎌야 합니다. 강도 계산에서 고려해야 할 다음 속도 조건이 있습니다:

비행 범위 내에서 지정된 강도 계산점에서의 정상 작동 속도;

모델 사양에서 명시된 최대 허용 정상 작동 속도;

최대 허용 정상 작동 속도의 115% 및 122%.

디스크에 설치된 날개, 잠금장치, 방음벽, 볼트, 너트 및 나사 모두 휠 디스크의 가장자리에 위치해 있습니다. 일반적으로 휠 디스크의 외곽 가장자리는 홈의 바닥에 위치합니다. 이러한 하중이 휠 디스크 외곽 표면에 균등하게 분포되어 있다고 가정할 경우, 균일한 하중은 다음과 같습니다:

여기서 F는 모든 외부 하중의 합이고, R은 휠의 외곽 반경이며, H는 휠 외곽 가장자리의 축 방향 너비입니다.

모루와 도드라진 홈의 바닥이 휠 디스크의 회전 축과 평행할 때, 외곽 가장자리 반경은 홈 바닥이 위치한 곳의 반경으로 취해집니다. 모루와 도드라진 홈의 바닥이 휠 디스크의 회전 축과 방사형으로 경사각을 가지는 경우, 외곽 가장자리 반경은 전후 가장자기 홈 바닥 반경의 평균값으로 근사됩니다.

2. 열부하

휠 디스크는 불균일한 가열로 인해 발생하는 열적 부하를 견뎌야 합니다. 압축기 디스크의 경우 열적 부하는 일반적으로 무시할 수 있습니다. 그러나 엔진의 총 압력비와 비행 속도가 증가함에 따라 압축기 배출 공기는 매우 높은 온도에 도달했습니다. 따라서 압축기 전후의 디스크 열적 부하는 때때로 무시할 수 없습니다. 터빈 디스크의 경우, 원심력 다음으로 열적 응력이 가장 중요한 영향 요인입니다. 계산 중 고려해야 할 다음 유형의 온도 필드가 있습니다:

비행 범위에서 지정된 각 강도 계산에 대한 정상 온도 필드;

대표적인 비행 주기에서의 정상 온도 필드;

대표적인 비행 주기에서의 전이 온도 필드.

추정 시, 원래 데이터를 완전히 제공할 수 없고 참조할 수 있는 측정된 온도가 없는 경우, 설계 상태와 최대 열부하 상태에서의 공기 흐름 파라미터를 사용하여 추정할 수 있습니다. 디스크 상의 온도장의 경험적 식은 다음과 같습니다:

식에서 T는 요구되는 반경에서의 온도, T0는 디스크 중심 구멍의 온도, Tb는 디스크 가장자리의 온도, R은 디스크 상의 임의의 반경이며, 첨자 0과 b는 각각 중심 구멍과 가장자리를 나타냅니다.

m=2는 강제 냉각이 없는 티타늄 합금 및 페라이트 강에 해당합니다;

m=4는 강제 냉각이 있는 니켈 기반 합금에 해당합니다.

• 고압 압축기 디스크에 대해

정상온도장:

냉각 공기가 없는 경우에는 온도 차이가 없다고 간주할 수 있습니다;

냉각 공기가 있을 경우, Tb는 채널의 각 단계에서의 공기 흐름 출구 온도 + 15로 근사적으로 취할 수 있다. °C 그리고 T0는 냉각 공기 추출 단계에서의 공기 흐름 출구 온도 + 15로 근사적으로 취할 수 있다. °C .

일시적 온도장:

Tb는 각 단계의 채널 공기 흐름 출구 온도로 근사적으로 취할 수 있다;

냉각 공기가 없을 경우 T0는 휠 리ム 온도의 50%로 근사적으로 취할 수 있으며, 냉각 공기가 있을 경우 냉각 공기 추출 단계의 출구 온도로 근사적으로 취할 수 있다.

• 터빈 디스크에 대해

정상온도장:

Tb0는 날개 루트의 단면 온도이다; △ T는 텐온의 온도 강하로 다음 값으로 근사적으로 취할 수 있다: △ T=50-100 °C 텐온이 냉각되지 않을 때; △ T=250-300 °C 텐온이 냉각될 때.

일시적 온도장:

냉각 날개가 있는 디스크는 다음과 같이 근사할 수 있다: 일시적 온도 경사 = 1.75 × 정상 상태 온도 경사;

냉각 날개가 없는 디스크는 다음과 같이 근사할 수 있다: 일시적 온도 경사 = 1.3 × 정상 상태 온도 경사.

3. 날개와 가스 압력에 의해 전달되는 축 방향 및 원주 방향의 가스 힘

• 날개에서 전달되는 가스 힘

압축기 날개의 경우 단위 날개 높이에 작용하는 가스 힘 성분은 다음과 같다:

축 방향:

Zm과 Q는 평균 반경과 날개의 개수입니다; ρ 1m과 ρ 2m은 입구 및 출구 단면에서 공기 흐름의 밀도입니다; C1am과 C2am은 입구 및 출구 단면의 평균 반경에서 공기 흐름의 축 방향 속도입니다; p1m과 p2m은 입구 및 출구 단면의 평균 반경에서 공기 흐름의 정압입니다.

주변 방향:

• 터빈 날개에 대해

가스에 작용하는 가스력의 방향은 위의 두 공식과 부호가 다릅니다. 일반적으로 2단계 임펠러 사이의 공동에는 일정한 압력(특히 압축기 임펠러)이 존재합니다. 인접한 공간의 압력이 다르면 두 공동 사이의 임펠러에 압력 차이가 발생할 수 있습니다, △ p=p1-p2. 일반적으로 △ p는 임펠러의 정적 강도에 거의 영향을 미치지 않으며, 특히 임펠러 스포크에 구멍이 있을 경우 △ p는 무시할 수 있습니다.

4.기동 비행 중 생성되는 자이로스코픽 토크

ファン 블레이드가 있는 대직경 팬 디스크의 경우, 디스크의 굽힘 응력과 변형에 대한 자이로스코픽 모멘트의 영향을 고려해야 합니다.

5.블레이드와 디스크 진동으로 인해 발생하는 동적 하중

블레이드와 디스크가 진동할 때 디스크에서 생성되는 진동 응력을 정적 응력과 겹쳐야 합니다. 일반적인 동적 하중은 다음과 같습니다:

블레이드에 작용하는 주기적인 불균일한 가스 힘입니다. 유로 채널 내의 브래킷 및 개별 연소실로 인해 공기는 원주 방향으로 불균일하여 블레이드에 주기적인 불균형 가스 흥분력이 발생합니다. 이 흥분력의 주파수는: Hf = ω m입니다. 여기서 ω 은 엔진 로터의 속도이고, m은 브래킷 또는 연소실의 수입니다.

디스크 표면에 작용하는 주기적인 불균일한 가스 압력

연결된 샤프트, 커넥팅 링 또는 기타 부품을 통해 디스크에 전달되는 흥분력. 이는 샤프트 시스템의 불균형으로 인해 발생하며, 전체 기계나 로터 시스템의 진동을 유발하여 연결된 디스크를 함께 진동하게 만든다.

다중 로터 터빈의 날개 사이에는 디스크 및 판 시스템의 진동에 영향을 미치는 복잡한 간섭력이 존재한다.

디스크 결합 진동. 디스크 가장자리 결합 진동은 디스크 시스템의 고유 진동 특성과 관련이 있다. 디스크 시스템에서 작용하는 흥분력이 시스템의 특정 차수의 동적 주파수와 가까워지면 시스템이 공명하여 진동 스트레스가 발생한다.

6.디스크와 샤프트 연결부의 조립 스트레스

디스크와 샤프트 사이의 간섭 적합은 디스크에 조립 스트레스를 발생시킵니다. 조립 스트레스의 크기는 간섭 적합, 디스크와 샤프트의 크기 및 재료에 따라 달라지며, 다른 디스크 부하와 관련이 있습니다. 예를 들어, 원심력과 온도 스트레스는 디스크의 중심 구멍을 확대하여 간섭을 줄이고, 그 결과 조립 스트레스가 감소됩니다.

위의 부하 중에서 질량 원심력과 열 부하는 주요 구성 요소입니다. 강도를 계산할 때 다음 회전 속도와 온도 조합을 고려해야 합니다:

비행 영역에서 지정된 각 강도 계산 점의 속도와 해당 점에서의 온도 분포;

최대 열부하 지점에서의 정상 상태 온도 분포 또는 비행 중 최대 온도 차이와 최대 허용 정상 상태 운전 속도, 또는 비행 중 최대 허용 정상 상태 운전 속도에 도달했을 때의 해당 정상 상태 온도 분포를 말합니다.

대부분의 엔진에서 이륙은 종종 가장 심한 스트레스 상태이므로, 이륙 시(최대 온도 차이에 도달할 때)의 일시적 온도 분포와 이륙 중 최대 운전 속도의 조합을 고려해야 합니다.