Characteristica oneris et status calculi discorum compressoris et turbinis motorum aeroplanorum

Characteristica oneris et status calculi discorum compressoris et turbinis motorum aeroplanorum

Etsi functiones et structurae rotoris compressoris et rotoris turbinis inter se differunt, tamen, quod ad firmitatem attinet, condicionis operativae rotarum utriusque fere eadem sunt. Turbina autem discus altiori temperatura afficitur, quod significat duriores esse condiciones operativas disci turbine.

Onus quod discus compressoris aut discus turbine motoris aeroplanorum sustinet est sequens:

1. Vis centrifuga massae

Rotula vim centrifugam laminarum et ipsius rotulae, quae ex rotatione rotoris oritur, sustinere debet. In calculo firmitatis sequentes conditiones velocitatis considerandae sunt:

Velocitas regiminis permanentis in puncto calculi firmitatis intra ambitum volandi specificato;

Maxima permittenda velocitas regiminis permanentis in specificacione modello data;

115 % et 122 % maximae permittendae velocitatis regiminis permanentis.

Laminae, claves, deflectoria, bullae, nuxae et cochleae in disco installatae omnes in margine disci rotarum locantur. Ordinario, margines externae disci rotarum in fundo sulci sunt. Si supponatur has vires superficiei marginis externae disci rotarum aequabiliter distributas esse, tunc onus uniforme est:

Ubi F est summa omnium virium externarum, R radius circuli exterioris rotarum, et H latitudo axialis marginis exterioris rotarum.

Cum fundum sulci tenonis et mortise parallela est axi rotationis disci rotarum, radius marginis exterioris accipitur ut radius loci ubi fundum sulci situm est; cum vero fundum sulci tenonis et mortise angulum inclinationis in directione radiali ad axem rotationis disci rotarum habet, radius marginis exterioris approximative accipitur ut valor medius radiorum fundi sulci marginis anterioris et posterioris.

2. Onus Caloris

Discus rotulae onerandus est onere thermico, quod ex inaequali calefactione oritur. Pro disco compressoris, onus thermicum generaliter praetermitti potest. Tamen, cum ratio pressionis totalis motoris et velocitas volatus augentur, fluxus aeris ad exitum compressoris ad temperaturam valde altam pervenit. Ideo onus thermicum discorum ante et post compressorem interdum non praetermittendum est. Pro disco turbinis, stress thermicum est factor maxime influens post vim centrifugalem. Sequentes generis campi temperaturarum in calculo considerandi sunt:

Campus temperaturae in statu aequilibrii pro unaquaque calculatione resistentiae, quae in ambitu volatus specificatur;

Campus temperaturae in statu aequilibrii in typico ciclo volatus;

Campus temperaturae transitorius in typico ciclo volatus.

Cum aestimatur, si data originalia non plene praebere possunt et nulla temperatura mensurata ad exemplum habetur, parametri fluxus aeris sub statu designato et sub statu maximi oneris calorifici uti possunt ad aestimationem. Formula empirica ad aestimandum campum temperaturae in disco est:

In formula, T est temperatura ad radium desideratum, T₀ est temperatura ad foramen centrale disci, T_b est temperatura ad oram disci, R est radius quilibet in disco, et indices subscripti 0 et b ad foramen centrale et ad oram respective referuntur.

m = 2 ad aliam titani et ad ferriticam ferri sine refrigeratione coacta pertinet;

m = 4 ad legatum nickeliferum cum refrigeratione coacta pertinet.

• Ad discum compressoris ad altam pressionem

Campus temperaturae in statu aequilibrii:

Cum nullus aer refrigerans affluat, haberi potest quod nulla differentia temperaturae existat;

Cum aer frigidus fluit, Tb prope aequari potest temperaturae effluentis aeris frigidi in singulis canalium ordinibus + 15 ℃, et T0 prope aequari potest temperaturae effluentis aeris frigidi in ordine ubi aer frigidus extrahitur + 15 ℃.

Campus transitorius temperaturarum:

Tb prope aequari potest temperaturae effluentis aeris frigidi in singulis canalium ordinibus;

T0 prope aequari potest 50 % temperaturae marginis rotulae, cum aer frigidus non fluat; cum autem aer frigidus fluat, prope aequari potest temperaturae effluentis aeris frigidi in gradu extractionis.

• Pro disco turbine

Campus temperaturae in statu aequilibrii:

Tb0 est temperatura transversalis radicis laminae; △T est decrementum temperaturae tenonis, quod prope sequenti modo accipi potest: △T = 50–100 ℃ cum tenon non refrigeratur; △T = 250–300 ℃ cum tenon frigescit.

Campus transitorius temperaturarum:

Discus cum lamellis refrigerantibus sequenti modo approximari potest: gradientis temperaturae transitorii = 1,75 × gradientis temperaturae in statu permanenti;

Discus sine lamellis refrigerantibus sequenti modo approximari potest: gradientis temperaturae transitorii = 1,3 × gradientis temperaturae in statu permanenti.

3. Vis gas (vis axialis et circumferentialis) a lamellis transmissa et pressio gas in fronte et postrema impeller

• Vis gas a lamellis transmissa

Ad lamellas compressoris, componens vis gas agens in unitate altitudinis lamellae est:

Axialis:

Ubi Zm et Q sunt radius medius et numerus lamellarum; ρ 1m et ρ 2m sunt densitas fluxus aeris in sectionibus aditus et egressus; C1am et C2am sunt velocitates axiales fluxus aeris ad radium medium sectionum aditus et egressus; p1m et p2m sunt pressiones staticae fluxus aeris ad radium medium sectionum aditus et egressus.

Directio circumferentialis:

• Pro lamellis turbinis

Directio vi gas in gas differt a duabus formulis supra signo negativo. In cavitate inter impulsores bini (praesertim impulsor compressoris) pressio quaedam generaliter existit. Si pressio in spatiis adiacentibus diversa est, differentia pressionis in impulsore inter duas cavitates oritur, △p = p1 − p2. Generaliter, △p parum afficit robur staticum impulsoris, praesertim cum foramen in radio impulsoris sit, △p praetermitti potest.

4.Torque gyroscopica generata in volatu manœvrante

Pro discis ventilatorum magni diametri cum paleis ventilatoris, effectus momentorum gyroscopicorum in tensionem flexionis et deformationem disci considerari debent.

5.Onus dynamicum generatum a vibratione palearum et disci

Tensio vibrationis in disco generata, dum paleæ et disci vibrare incipiunt, cum tensione statica superponenda est. Onera dynamica generalia sunt:

Vis gas periodica non uniformis in paleis. Propter praesentiam bracchiorum et camerrarum combustionis separatarum in canali fluxus, fluxus aeris per circumferentiam inaequalis est, quae vim excitantem gas periodicam et inaequilibratam in paleis producit. Frequentia huius vis excitantis est: Hf = ω m. Inter quos, ω est celeritas rotae motoris, et m est numerus bracchiorum vel camerrarum combustionis.

Pressio gas periodica non uniformis in superficie disci.

Vis excitans quae ad discum per axem connexum, anulum connexum, aut alias partes transmittitur. Haec oritur ex inaequalitate systematis axis, quae vibrationem totius machinae vel systematis rotoris efficit, et ita discum connexum simul vibrare cogit.

Inter paleas turbinis multirotoris vires interferences complexae sunt, quae vibrationem systematis disci et laminarum afficiunt.

Vibratio accoplationis disci. Vibratio marginis disci accoplationis ad proprietates vibrationis intrinsecas systematis disci pertinet. Cum vis excitans in systemate disci ad aliquam ordinem frequentialis dynamicae systematis accedit, systema resonat et tensionem vibrationis generat.

6.Tensio coniunctionis inter discum et axem

Adaptatio inter discum et axem generabit tensionem coniunctionis in disco. Magnitudo tensionis coniunctionis pendet ab adaptatione, magnitudine et materia disci et axis, et ad alias tensiones in disco refertur. Exempli gratia, existentia tensionis centrifugalis et tensionis thermicae dilatationem foraminis centralis disci efficiet, adaptationem minuet, et ita tensionem coniunctionis diminuet.

Inter praedictas tensiones, vis centrifugalis massarum et onus caloricum sunt principes partes. Cum fortitudo calculatur, sequentes combinationes velocitatis rotationis et temperaturae considerandae sunt:

Velocitas cuiuslibet puncti calculationis fortitudinis, quae in envelope volatus specificatur, et campus temperaturae in puncto correspondente;

Campus temperaturae in statu aequilibrii ad punctum oneris thermici maximi aut ad maximam differentiam temperaturarum in volatu et ad maximam velocitatem operationis permisam in statu aequilibrii, vel ad correspondensem campum temperaturae in statu aequilibrii, ubi maxima velocitas operationis permisaa in statu aequilibrii in volatu attingitur.

In plurimis motoribus, decollatio saepe est deterior status tensionis; ideo combinatio campi temperaturae transitorii in decollatione (cum maxima differentia temperaturarum attingitur) et velocitatis operationis maximalis in decollatione consideranda est.