Турбина авиационного двухконтурного двигателя

Турбина авиационного двухконтурного двигателя

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

НАЦІОНАЛЬНІЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут»

КАФЕДРА КОНСТРУКЦІЇ АВІАЦІЙНИХ ДВИГУНІВ

Турбина авиационного двухконтурного двигателя

Завдання до випускної роботи бакалавра студенту

. Тема роботи: «Турбіна авіаційного двоконтурного двигуна »

Вихідні дані:призначення двигуна-учбово-тренувальний літак; тяга на зльотному режимі 28 кН

· основна частина проекту:вибрати основні термодинамічні параметри двигуна;визначити розподіл параметрів та геометрію проточної частини;виконати профілювання турбіни за середнім радіусом,а також профілювання робочої лопатки першого ступеня турбіни високого тиску;

· розробити конструкцію вузла турбіни,виконати розрахунки на міцність основних навантаженних деталей та аналіз коливань робочої лопатки

б)розділ роботи з технологічної частини: розробити технологічний процес обробки деталі

Консультант асистент к.204 (підпис)________

в) розділ роботи з економічної частини: виконати порівняльний аналіз економічності спроектованого двигуна та двигуна-прототипу

. Зміст пояснювальної записки (перелік обов'язкових питань, що підлягають опрацюванню в роботі): вступ,теоретична частина - термогазодинамічний розрахунок двигуна; опис конструкції вузла турбіни, розрахунки на міцність робочої лопатки,диска турбіни, кріплення робочої лопатки,побудова частотної діаграми;проектування технологічного процесу виготовлення фланця;розрахунок режимів обробки для операцій - представників; порівняльний економічний аналіз спроектованого двигуна; висновок

. Дата видачі завдання:

. Строк подання закінченого проекту:

Завдання видав професор (підпис) ________ «___»________2010 р.

Завдання прийняв до виконання (підпис) ________ «___»________2010 р.

РЕФЕРАТ

Отчет по выпускной работе бакалавра: 84с., 24 ил., 20 табл., 10 источников.

Объект исследования- турбореактивный двухконтурный двигатель.

Цель работы - спроектировать проточную часть двигателя; рассчитать на прочность рабочую лопатку, диск турбины, узел крепления рабочей лопатки, камеру сгорания; частотный анализ; спроектировать технологический процесс изготовления фланца; рассчитать режимы обработки для операций.

При выполнении использовались расчетные программы кафедры 203 и 201:Statlop.exe (расчет лопатки турбины на прочность), disk_112.exe (расчет диска на прочность), dinlop.exe (частотный анализ); rdd.exe (термогазодинамический расчет), slrd2.exe (формирование облика), gdrgt.exe (газодинамический расчет турбины) oct.exe (профилирование лопаток рабочего колеса). Технологическая часть выполнена с помощью вспомогательной литературы, при этом использовались методики, принятые для авиационной области. При оформлении пояснительной записки использовались программы Microsoft Word, Microsoft Excel.

В целом спроектированный двигатель удовлетворяет нормам и стандартам современной авиации.

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ, ТУРБИНА, ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ, ПРОФИЛИРОВАНИЕ, ПЕРО РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ, КОЛЕБАНИЯ, ДИСК, ЗАГОТОВКА, ПРИПУСК.

ВВЕДЕНИЕ

Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразностью типов летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми к ним, к их силовой установке.

К числу основных удельных параметров газотурбинного двигателя относятся удельная тяга и удельный расход топлива. Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, то есть увеличения температуры газов перед турбиной, степени повышения полного давления в компрессоре, а также совершенствования основных улов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Одним из основных этапов теоретического проектирования газотурбинного двигателя является формирование его облика. На этой стадии начального проектирования создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования: согласование работы компрессора и турбины, сокращения габаритных размеров и массы изделия, получения максимальных КПД лопаточных машин, т.е. снижение стоимости эксплуатационных расходов.

Газодинамический расчет турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона крутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) лопаточных венцов.

В реальной практике процесс проектирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоемкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что создает предпосылки применения ЭВМ.

Прогресс авиационного двигателестроения в значительной мере определяет развитие современной авиации. Совершенствование авиационных двигателей, в свою очередь, выдвигает новые требования к технологии их изготовления. Рост рабочих температур и давлений требует все более широкого использования высокопрочных и жаропрочных сплавов, тенденция сокращения числа деталей приводит к усложнению их геометрических форм.

Успешная реализация конструкторских решений в большей степени определяется технологией. Проектируемые технологические процессы должны обеспечивать повышение производительности труда и качества изделий при одновременном снижении затрат на их изготовление. Решение этих задач во многом зависит от рационального построения размерных связей в процессе обработки, обоснованного назначения припусков на обработку и допусков операционных размеров.

Эффективность технологического процесса существенно зависит от рационального выбора припусков. Чрезмерные припуски влекут за собой перерасход материала и требуют введения дополнительных технологических переходов, увеличиваю расход режущего инструмента и электроэнергии, трудоемкость обработки и в конечном итоге - себестоимость продукции. Ввиду высокой стоимости авиационных материалов уменьшение припусков обычно окупает затраты на изготовление точных заготовок, однако, необоснованно заниженные припуски не обеспечивают удаления дефектной части поверхностного слоя и достижения заданной точности, увеличивая вероятность брака. Важен также выбор допусков на операционные размеры. Выбранные слишком большие значения допусков приводят к увеличению припусков на обработку, увеличению габаритов заготовки. При выборе слишком малых допусков увеличивается вероятность брака, повышается себестоимость продукции за счет использования более точных методов формообразования поверхностей и дорого оборудования.

1. Теоретическая часть

.1 ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ

.1.1 Выбор и обоснование параметров

Выбор параметров двигателя осуществляется в соответствии с рекомендациями, изложенными в методическом пособии[1].

В зависимости от назначения и условий, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры узлов (sвх, hк, sкс, hг, hт*, φс) и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимум удельного расхода топлива, максимум тяги, обеспечение надежности на чрезвычайных режимах работы и т.п.

Основными параметрами рабочего процесса двигателя, оказывающими существенное влияние на его удельные параметры, является температура газа перед турбиной Т*г и степень повышения давления в компрессоре во внутреннем контуре π *кІ, в вентиляторе π *вІІ.

Выбор основных параметров двигателя сказывается на эффективности его работы. Основным требованием к двигателю является высокая экономичность (малые значения удельного расхода топлива) и высокая удельная тяга, надежность. Топливом для данного двигателя является авиационный керосин.

Выбор степени двухконтурности.

Так как двигатель будет использоваться на среднемагистральных и дальнемагистральных самолетах, то необходимо обеспечить максимальную экономичность двигателя, т.е. степень двухконтурности должна быть большой. Принимаем степень двухконтур-ности m = 5.

Температура газа перед турбиной.

Современные достижения материаловедения и технологии, а также совершенствование систем охлаждения лопаток газовых турбин позволяет существенно увеличивать допускаемое значение Т*г.

Увеличение температуры газов перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную тягу двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Для обеспечения надежности работы турбины при высоких значениях температуры газа (Т*г >1250 К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. С учетом использования конструкционных материалов двигателя-прототипа принимаем Т*г =1650К.

Суммарная степень повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура

Стремление получить двигатель с высокими удельными параметрами требует увеличения значения степени повышения давления (π*кI) в компрессоре. Но большие значения степени повышения давления ограничиваются усложнением конструкции и, следовательно, увеличением массы и габаритов двигателя. Увеличить π*кІ, не увеличивая количество ступеней, можно путём постановки сверхзвуковых или широкохордных ступеней. Выбор высоких значений π*кІ при проектировании приводит к получению малых высот лопаток последней ступени компрессора и первых ступеней турбины. Это, в свою очередь, приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров и понижению относительной точности изготовления лопаток.

Оптимальное значение π*кІ опт - такая степень повышения давления, при которой реализуется максимальная удельная тяга двигателя. С увеличением Т*г в цикле значение π*кІ опт увеличивается.

При Т*г =1650 К оптимальное значение суммарной степени повышения давления p*кІ опт ~ 33. Принимаем

p*кІ = 33 = p*кІ опт.

Степень повышения давления в вентиляторе

При Т*г =1650 К и p*кІ = 33 оптимальное значение степени повышения давления в вентиляторе p*вІІ опт = 2,741 (см. таблицу 2.1). Принимаем степень повышения давления в вентиляторе p*вІІ =0,96 p*вІІ опт. При этом незначительно снижается топливная экономичность

,

но существенно разгружается турбина вентилятора

.

Такой подход в выборе p*вІІ приемлемый для ТРДДсм, предназначенного для учебного боевого самолёта.

Рисунок 1.1.1 - Зависимость удельного расхода топлива и удельной работы турбины вентилятора от степени повышения давления в вентиляторе

КПД компрессора и турбины.

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней:

где  - среднее значение КПД ступеней.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в пределах = 0,88...0,90. Принимаем = 0,89.

Рассчитываем КПД для πк1*=17:

Значения КПД охлаждаемых турбин меньше значений КПД неохлаждаемых. Для вычисления КПД охлаждаемых турбин рекомендуется использовать следующую формулу:

.

где h *т неохл - КПД неохлаждаемой турбины.

Неохлаждаемые турбины необходимо применять при температуре

Т*г ≤1250 К. КПД неохлаждаемой турбины принимаем h* т неохл = 0,915. Тогда:

.

Физические константы воздуха и продуктов сгорания

Показатель изоэнтропы:

к =1,4; кг=1,33.

Универсальная газовая постоянная:=287 Дж/кг·K; Rг =288 Дж/кг·K.

Теплоёмкость при постоянном давлении:=1005 Дж/кг*К; Срг=1160 Дж/кг*К.

Потери в элементах проточной части двигателя

Потери в элементах проточной части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих элементах.

Коэффициент восстановления полного давления для входных устройств:

Для входных устройств ТРДД sВХ составляет 0,97…0,99. Принимаем sВХ=0,985.

Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве камеры сгорания, при смешении струи газов, имеющих различные плотности, при повороте потока газов. s гидр=0,93...0,97, принимаем s гидр = 0,97.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Примем величину коэффициента теплового сопротивления sтепл = 0,975. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:

s кс = s гидр. s тепл = 0,970·0,975=0,94575.

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания ηг. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,97.. .0,99. Выбираем η г = 0,985.

Потери полного давления в проточной части наружного контура от выхода из вентилятора до сечения перед камерой смешения характеризуется значением коэффициента σII=0,975…0,985. Принимаем σII=0,98.

Коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между каскадами компрессора принимаем равным σвк=0,985.

При наличии переходного канала между турбинами компрессора НД и ВД коэффициент восстановления полного давления σпт выбирается в пределах σпт =0,985…1. Принимаем σпт=0,995.

Коэффициент восстановления полного давления в камере смешения принимаем σсм=0,98. Поскольку в рассматриваемом двигателе отсутствует форсажная камера, коэффициент восстановления полного давления s ф=1.

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале ηm=0,98...0,995. Для ротора компрессора и турбины высокого давления принимаем ηm вд=0,985. Для ротора вентилятора ηm в=0,99.

При истечении газа из суживающегося сопла возникают потери, обусловленные трением потока о стенки сопла, а также внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости φс. Для сопла при-нимаем φс= 0,98.

Современные двигатели имеют сложную систему охлаждения горячих частей (первые ступени турбины). Необходимо также производить подогрев элементов входного устройства, поскольку попадание в проточную часть двигателя льда может привести к повреждению лопаток. Для всех этих нужд требуется воздух, отбираемый из-за компрессора или какой-либо его ступени. Отбор сжатого воздуха оценивается относительной величиной  Для расчёта принимаем =0,15.

1.1.2 Порядок расчета

Термогазодинамический расчет проводим с помощью программы RDD.EXE и согласно рекомендациям [1].

Исходными данными для расчета являются параметры, выбранные в предыдущем разделе.

Результаты расчета приведены в таблице 1.1.2.1.

Таблица 1.1.2.1 - Результаты термогазодинамического расчета

ТГДР ТРДД  NT= 3  1  1  1  5         ДАТА   8.  9.  8

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРДДСМ

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:      GB=   1.00 ТФ= 1800.  DGO= .100

H=    .00  MH=  .000  NB1= .875  NB2= .875  LBO=1.000  NTB= .915  ПСО= .100

SBO= .985  SBK= .985  SK=  .946  S2=  .980  SCM= .980  SФ= 1.000  SФН=1.000

NГ=  .990  NФ= 1.000  NMBД= .985 NMB= .990  FI=  .990  FI2=1.000  ПСО2=1.000

SB=  .985  TH= 288.15 THO=288.15 PH=101325. PHO=101325. PB= 99805. VH=    .0

СХЕМА ПЕЧАТИ:   RY     R      CY     QT     AKC    FKP    FC     CC

                GT     ПС     SC     LC     РФН    PCO    CPГ    KГ

                RO     TKB1   TK2    TK     TTBД   TT     PK2    P2

                NKBД   NTBД   PKB1   PBBД   PK     PГ     PTBД   PT

                ПiВ2   ПiB1   ПiKBД  LB2    LB1    LKBД   LTBД   LTB

                ПiТВД  ПiTB   ПiTO   TCM    PCM    PC

M= 1.130  TГ=1600.0  ПК1=17.000  ПВ20= 2.860  NK1= .842

 629.      629.      .644E-01  .240E-01  2.54      .259E-02  .274E-02  629.

  40.5      2.71      .978      1.22      .274E+06  .268E+06  .126E+04  1.30

  1.00      397.      397.      711.      .132E+04  .113E+04  .274E+06  .269E+06

 .867      .889      .274E+06  .270E+06  .170E+07  .161E+07  .602E+06  .285E+06

 2.75      2.75      6.28      .111E+06  .111E+06  .319E+06  .359E+06  .239E+06

 2.67      2.12      5.64      803.      .274E+06  .101E+06

Выводы. В результате термогазодинамического расчёта двигателя определены значения основных параметров потока в характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя Pуд=629 Н*с/кг - удельная тяга, удельный расход топлива - Суд = 0,0644 кг/Н*ч, соответствующие современному уровню параметров ТРДДсм.

1.2 СОГЛАСОВАНИЕ РАБОТЫ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ

.2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования

Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы между каскадами и ступенями компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные условия, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности ступеней компрессора, нагрузка на ступени турбины.

Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин и принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.

После термогазодинамического расчета двигателя известны его основные параметры (тяга, расход рабочего тела, удельный расход топлива). Определены параметры термогазодинамического цикла двигателя (температура газа перед турбиной - Тг*, степень повышения полного давления в компрессоре - pк*), параметры потока в характерных сечениях проточной части и т.д., выбраны КПД компрессора и турбины, а также коэффициенты потерь в других элементах двигателя. Таким образом, для расчетного режима найдены удельные параметры двигателя, и при дальнейшем проектировании необходимо обеспечить уже выбранные параметры цикла и эффективность процессов сжатия и расширения. Упомянутые выше параметры при согласовании турбин и компрессоров газотурбинных двигателей, как правило остаются неизменными.

При работе на ЭВМ используем программу расчёта для двухвального двигателя ( ТРДД-2 ).

Файлы программ формирования облика ТРДД-2:

rdd.dat - файл исходных данных;

rdd.exe - исполнимый файл;

rdd.rez - файл результатов теплового расчета ТРДД ;

srdd.dat - файл передачи данных теплового расчета;

slrd2.exe - исполнимый файл;

slrd2.rez - файл результатов программы формирования облика ТРДД-2.

Для возможности просмотра графического изображения получаемой проточной части ГТД в комплект введена и программа графического сопровождения fogt.exe.

Результаты счета заносятся в файл slrd2.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe .

Результаты расчёта и формирование облика двигателя

Формирование облика (проточной части) ГТД является одним из наиболее важных начальных этапов проектирования ГТД, непосредственно следующим за выполнением теплового расчета и предшествующим газодинамическим расчетам элементов проточной части (каскадов компрессоров и турбин). При выполнении расчетов по формированию облика ГТД определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.

1.2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя

Результаты расчета представлены в таблице 1.2.2.

Таблица 1.2 - Результаты расчета

Исходные данные:

  Pудф  = 629.3     Судф = .0644     Руд    = 629.3   Суд   = .0644

  Lквд* = 317007.   Lв*  = 110346.   КПДквд*= .8709   КПДв* = .8794

  Пiквд*= 6.279     Пiв* = 2.749     Пiв2o  = .9600   Sвк   = .9850

  Lтвд* = 359300.   Lтв* = 238500.   КПДтвд*= .8890   КПДтв*= .9150

  Пiтвд*= 2.665     Пiтв*= 2.117

  Рф    =  28000.   Gвo  = 44.49     Gв1  = 20.89

  doв   = .4100     Dвквд/Dк= .710

  Dcpтвд/Dк= .740   Dcpтв/Dк= .750

  Результаты pасчета:

  Uк    = 510.0     Uквд  = 445.0     Нzcpв = .2356   Hzcквд= .2001

  Ucpтвд= 463.8     Uсртв = 382.5     Мzтвд = 1.670   Мzтв  = 1.630

   n вд =20915.      n в  =17019.

  Сечение\Паpаметp:  T*  :   P*    :   C   : C/акp :   F    

                  :  K   :   Па    :  м/с  :  ---  :  кв.м

        в-в         288.    99810.   210.0   .6762   .2140

      к в-к в       397.   274300.   180.0   .4935   .1140

    в квд-в квд     397.   270186.   175.0   .4798   .0556

  Продолжение таблицы 1.2

        к-к         711.  1697000.   130.0   .2664   .0199

        г-г        1600.  1605000.   137.8   .1912   .0442

    т твд-т твд    1315.   602200.   190.0   .2908   .0717

        т-т        1126.   284500.   210.0   .3143   .1307

         Dн1    Dcp1   Dвт1   Dн2    Dcp2   Dвт2  Zст 

   В    .5723  .4374  .2346  .5137  .4374  .3446   2.

  KBД   .4063  .3602  .3072  .4063  .3904  .3739   8.

  TBД   .4567  .4235  .3903  .4774  .4235  .3697   1.

   TВ   .4824  .4292  .3761  .5261  .4292  .3323   1.

  (h/Dcp)твд= .1238   (h/Dcp)т = .2258     dok = .9200

    Spтвд   = 266.3     Sртв   = 330.3

    Tw*твд  = 1400.     Tw*тв  = 1184.

Графическое изображение проточной части турбокомпрессора ТРДД приведено на рисунке 1.2

Рисунок 1.2 - Схема проточной части двигателя

Вывод

На данном этапе проектирования сформирован облик двигателя.

Компрессор низкого давления, средненагруженный , состоит из двух ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия .

Компрессор высокого давления, средненагруженный , состоит из восьми ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия . Относительный диаметр втулки последней ступени КВД, , что не превышает допустимого значения, .

1.3 ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ ТУРБИНЫ НА ЭВМ

На всех полноразмерных современных ГТД (как в авиационной, так и наземной технике) используются, как правило, осевые турбины. Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоёмкостью, производительностью и экономичностью. Именно эти преимущества осевых газовых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей в авиации.

Современные достижения в теории и практике проектирования осевых газовых турбин обеспечивают возможность надёжного определения параметров турбины на расчётном режиме с достоверным учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. При этом газодинамический расчёт весьма сложен, поэтому его реализация возможна при использовании ЭВМ [4].

Газодинамический расчет многоступенчатой турбины выполняем при заданной форме проточной части. Конкретная форма меридионального профиля проточной части турбины определяется, прежде всего, конструктивными и технологическими соображениями.

Поскольку основные исходные данные для расчёта турбины получают в результате термогазодинамического расчёта двигателя, согласования параметров его лопаточных машин, газодинамического расчета компрессора, то к началу расчета проточная часть и отдельные ее параметры уже известны. Распределение теплоперепада между ступенями тесно связано с формой проточной части и с соотношением частот вращения ступеней. Если все ступени имеют одинаковую степень реактивности, то для достижения высоких КПД они должны быть рассчитаны на примерно одинаковые значения коэффициента . В последних ступенях многоступенчатых турбин относительный диаметр втулки может оказаться значительно меньше, чем в первых. В результате во избежание получения отрицательной степени реактивности у корня лопаток в этих ступенях приходится повышать значение степени реактивности и соответственно повышать значения , что при данной U соответствует снижению Сад, относительному уменьшению теплоперепада в последних ступенях. Принимаем форму проточной части турбины Dвт=const.

Проводим расчёт турбины с помощью ЭВМ. В программе gdrgt.exe используется распространенный метод газодинамического расчета при заданной геометрии проточной части газовой турбины. Геометрия получена на базе данных таблицы 3.1 с уточнением по результатам предварительных расчетов.

Исходными данными для газодинамического расчета многоступенчатой газовой турбины являются:

●общее число ступеней турбины - Zт=2;

●массовый расход газового потока на входе в турбину (c учетом отбора) - Gг=21,31 кг/с;

●заторможенные параметры газового потока на входе в турбину - Тг*=1460К и Рг*=1463000 Па;

●температура охлаждающего воздуха Тохл=711 К;

●параметры, определяющие особенности охлаждения турбинных лопаток;

●относительные коэффициенты, определяющие кромочные потери на выходе из неохлаждаемых и охлаждаемых турбинных лопаток.

Далее следуют данные, определяющие работу каждой ступени турбины. Для каждой ступени в исходных данных задаются (см. таблицу 6.1):

○мощность ступени N в кВт;

○частота вращения n в об/мин;

○термодинамическая степень реактивности на среднем радиусе ρт;

○геометрия проточной части турбины - значения среднего диаметра и высоты лопатки на входе и на выходе из РК - Dср1,Dср2, h1 и h2 , в м;

○относительная максимальная толщина профилей лопаток СА и РК - mса и mрк;

○относительный расход охлаждающего воздуха на пленочное ( ΔGох0 ) и конвективное ( ΔGох1 ) охлаждение лопаток СА;

○относительный расход воздуха на конвективное охлаждение рабочих лопаток - ΔGох2.

Исходные данные газодинамического расчета осевой газовой турбины размещаются в файле исходных данных gdrgt.dat (таблица 6.1). Результаты расчета, получаемые по программе gdrgt.exe , заносятся в файл gdrgt.rez (таблица 6.2). Приведенная в таблице схема печати дает достаточно полное представление об объеме результатов, получаемых в ходе выполнения поступенчатого газодинамического расчета турбины. Программа графического сопровождения gft.exe позволяет представить результаты расчетов в более наглядной графической форме.

При использовании программы gdrgt.exe следует иметь в виду, что в данной программе газодинамический расчет турбины выполняется при заданной форме ее проточной части. Поэтому предварительному профилированию проточной части турбины следует уделить должное внимание, т.к. при заданных параметрах рабочего тела и неверно заданной форме проточной части возможны случаи отсутствия возможности физического решения поставленной задачи. В качестве рабочего тела турбины продукты сгорания авиационного керосина и в соответствии с этим задаются значения Кг и Rг.

Определяем мощность ступеней турбины:

,

кВт,

кВт.

Таблица 1.3 - Исходные данные

27 09 08

2 0 284500.0

  17.94 1600.0 1605000.  740.0    .000   0.600   0.800   0.700    .040    .100

 6723.2  4959.1  0000.0  0000.0  0000.0  0000.0  0000.0  0000.0

21545.8* 16000.5  0000.0  0000.0  0000.0  0000.0  0000.0  0000.0

  .4300   .2800   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000

  .4108   .4415   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000  Dcp1

  .4235   .4530   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000  Dcp2

  .0393   .0700   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000  h1

  .0520   .0815   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000  h2

  .1800   .1300   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000

  .2200   .1200   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000

  .0050   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000

  .0370   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000

  .0340   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000   .0000

 1.0000      1.0000      1.0000      1.0000

 Дата

Кz,Kc,Pтс*    __  __ __ __ __ __          Kz - общ.число ступ.турб.

Gг,Tг*,Рг*,Тв,dro,Cв,Cr,hщ,d2,d2o         Kc - число ступ. СТ

N1.....Nzт         - мощность ступ.,кВт;  Ртс* - полн.давл.за турб.

n1.....nzт         - частота вращ.РК ступ.,об/мин

Rт1....Rтzт        - терм. степ. реакт. ступени

D1cp1....D1срzт    - ср. диам. на вх. в РК

D2cp1....D2срzт    -  - " -    на вых. из РК

h11......h1zт      - выс.лоп. на вх. в РК

h21......h2zт      - выс.лоп. на вых. из РК

Сmса1^....Cmcazт^  - отн.толщ.лоп. СА

Cmpк1^....Cmpкzт^  -  - " - " -    РК

Gво1^....Gвоzт^    - плен.охл.лоп. СА

Gв11^....Gв1zт^    - конв.охл.лоп. СА

Gв21^....Gв2zт^    -  - " - " -    РК

*Обороты были изменены в результате газодинамического расчета компрессора

Таблица 1.4 - Результаты расчета

          ГДР ГТ      Дата 27. 9. 8

    Исходные данные:

  2  0   284500.

  17.94      1600.      .1605E+07  740.0      .0000      .6000      .8000   

  .7000      .4000E-01  .1000   

  Кг=1.298  Rг= 290.0  Сpг=1264.6

    Схема печати:

  DC1       DC2       H1        H2        CMCA      CMPK      П

  MCT       LCT       ПIO       ПI        КПД       RC       RC1       T1W

  U1        C1        C1A       C1U       ALF1      BE1      L1        LW1

  U2        C2        C2A       C2U       ALF2      BE2      L2        LW2

  T1        T1O       P1        P1O       T2        T2O      P2        P2O

  G1        G2        SCA       BCA       ALFU      TCA      FI        ZCA

  PU        PA        SPK       BPK       BEU       TPK      PSI       ZPK

  ТЛСА      ТЛРК      SIGM

    Ncт=  1

 .411      .424      .393E-01  .520E-01  .180      .220      .215E+05

 .672E+04  .341E+06  2.61      2.78      .863      .430      .326      .143E+04

 463.      646.      172.      623.      15.4      47.1      .901      .343   

 478.      217.      187.     -109.      59.8      17.7      .334      .904   

 .141E+04  .157E+04  .923E+06  .150E+07  .127E+04  .129E+04  .577E+06  .615E+06

 18.7      19.3      .244E-01  .402E-01  37.4      .331E-01  .945      39

 .145E+05  .644E+04  .176E-01  .214E-01  55.7      .164E-01  .950      81

 .105E+04  .104E+04  282.   

    Ncт=  2

 .442      .453      .700E-01  .815E-01  .130      .120      .160E+05

 .496E+04  .244E+06  2.18      2.36      .914      .280      .451E-01  .117E+04

 370.      621.      205.      586.      19.3      43.4      .956      .481   

 380.      220.      210.     -67.5      82.2      25.1      .368      .797   

 .114E+04  .129E+04  .337E+06  .584E+06  .108E+04  .110E+04  .261E+06  .282E+06

 19.3      19.3      .259E-01  .348E-01  48.0      .235E-01  .958      59

 .133E+05  .233E+04  .189E-01  .208E-01  65.4      .171E-01  .970      83

 .129E+04  .112E+04  295.   

   ТГО=1600.0 РГО=1605000. СГ=107.7 ТГ=1595.4 РГ=1585024. D1C= .411 H1= .0393

Рис. 1.3 - Схема проточной части турбины

Рис. 1.3.2 - График изменения Т*,Т, Р*, Р, С, Са по ступеням турбины

Рис. 1.3.3 - График изменения Hz, Rc, μ, Dвт, Dср, Dн по ступеням турбины

Рис. 1.3.4 - Планы скоростей 1 и 2 ступеней осевой турбины

В результате проведенного газодинамического расчета на ЭВМ получены параметры, которые соответствуют требованиям, предъявляемым при проектировании осевых турбин. Спроектированная турбина на расчетном режиме работы обеспечивает допустимые углы натекания потока на рабочее колесо первой ступени α1 > 14,0 град; приемлемый угол выхода из последней ступени турбины α2 = 82,2 град. На последней ступени срабатывается меньшая работа, что позволяет получить осевой выход потока на выходе из ступени. Характер изменения основных параметров (Т*,Р*,С) вдоль проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин. Степень реактивности ступеней турбины во втулочном сечении имеет положительные значения.

.4 ПРОФИЛИРОВАНИЕ ЛОПАТОК РК ПЕРВОЙ СТУПЕНИ ТУРБИНЫ ПРИ ПОМОЩИ ЭВМ

Исходные данные берутся из подробного газодинамического расчета турбыны на среднем радиусе.

Профилирование лопаток РК турбины производим с помощью программы OCТ.EXE и GFRТ.EXE.

Программа OCТ.EXE позволяет выбрать закон крутки потока по результатам сравнения изменения параметров потока при различных законах крутки с использованием графического изображения этих параметров. Графическое сопровождение программы позволяет также просмотреть вид треугольников скоростей ступени в пяти сечениях по высоте лопатки.

При выборе закона крутки потока по радиусу, удлинения лопаток, изменения углов атаки, густоты решетки и относительной толщины профилей по высоте лопатки следует руководствоваться рекомендациями, изложенными в литературе [4].

Выбираем закон крутки потока .

Исходными данными для расчета параметров газа по высоте лопатки и определения геометрических параметров решеток профилей являются величины, полученные в результате газодинамического расчета турбины на среднем (арифметическом) диаметре при заданной форме проточной части.

Исходные данные вводятся в файл ОСТ.dat (таблица 1.4.1) , результаты расчета находятся в ОСТ.rez (таблица 1.4.2).

Таблица 1.4.1 - Исходные данные

25 09 08  2  1.304 290.0                   Дата, nr, kz, kг, Rг

   .411    .424    .039    .052                    D1c,D2c,h1,h2

   .945    .950   0.901    .430                    fi,psi,Л1,Roтc

 172.00  187.00  623.00  -109.0                    C1ac,C2ac,C1uc,C2uc

  15.40   47.10   17.70    18.7    19.3            alf1c,be1c,be2c,G1,G2

21545.0   1290.                                    n,T2*

Лопатка СА - nr=0,  лопатка РК - nr=1.

Закон кpутки: 0 - C1u*r=const,   C2u*r=const;

  ( kz )      1 - alf1(r)=const, L(r)=const;

            2 - alf1(r)=const, be2(r)=const.

Таблица 1.4.2 - Результаты расчета

  Дата   25. 9. 8  NR= 1  KZ= 2  Кг  = 1.304    Rг  = 290.0

 D1ср= .4110    D2ср= .4240    h1  = .0390    h2  = .052

 C1aср=172.00   C2aср=187.00   C1uср=623.00   C2uср= -109.0

 alf1с= 15.40   be1ср= 47.10   be2ср= 17.70

 Л1  =0.901     Фи  = .945     Пси  = .950    Rтс  = .430

 n =21545.0     T2* = 1290.0

         Изменение параметров потока по радиусу

 -----------------------------------------------------------

  Паpаметp |          Сечение по высоте лопатки

           |  1(пеp)    2         3(сp)     4         5(вт)

 -----------------------------------------------------------

    r        .2315     .2201     .2088     .1974     .1860   

    ro       1.000     .9509     .9017     .8526     .8035   

    U        522.3     496.6     471.0     445.3     419.7   

    C1u      564.3     588.4     614.9     644.2     676.8   

    C1a      158.3     164.8     172.0     179.9     188.8   

    alf1     15.40     15.40     15.40     15.40     15.40   

    C1       586.1     611.1     638.5     668.9     702.6   

    be1      75.13     60.88     50.07     42.14     36.29   

    C2u     -88.84    -98.34    -109.1    -121.4    -135.5   

    W2u      611.2     595.0     580.1     566.7     555.1   

    C2a      197.0     191.8     187.0     182.7     178.9   

    be2      17.87     17.87     17.87     17.87     17.87   

    ‹1       .8270     .8623     .9010     .9438     .9914   

    Rв       .5197     .4780     .4300     .3746     .3099   

    T2w      1437.     1428.     1420.     1413.     1406.   

    ‹2w      .9349     .9129     .8926     .8742     .8584   

     ‹1w      .2385     .2755     .3285     .3938     .4694   

    ‹2       .3321     .3312     .3327     .3370     .3449   

    dbe      87.00     101.2     112.1     120.0     125.8   

    alf2     65.73     62.85     59.74     56.40     52.88

Профилирование лопатки РК по радиусу

 -----------------------------------------------------------

  Паpаметp |          Сечение по высоте лопатки

           |  1(пеp)    2         3(сp)     4         5(вт)

 -----------------------------------------------------------

    ro       1.000     .9509     .9017     .8526     .8035   

    b        21.40     21.40     21.40     21.40     21.40   

    t        17.96     17.08     16.19     15.31     14.43   

    t/b      .8391     .7979     .7567     .7154     .6742   

    Cm       .1980     .2100     .2200     .2300     .2400   

    xcm      .2759     .2725     .2686     .2638     .2579   

    be1l     64.00     58.00     52.00     45.00     37.00   

    be2l     17.70     17.70     17.70     17.70     17.70   

    r1       1.010     1.070     1.130     1.180     1.240   

    Число рабочих лопаток -  81шт.

( Данные по пpофилиpованию записаны в файл gfrt.dat )

а) б)

в) г)

д)

Рисунок 1.4.1 - Сечения решеток профилей РК ТВД по высоте лопатки

а) б)

в)  г)

д)

Рисунок 1.4.2 - Треугольники скоростей РК ТВД по высоте лопатки

Вывод

В данном разделе были получены решетки профилей лопаток первой ступени рабочего колеса турбины в пяти сечениях по высоте лопатки.

На всех радиусах выполняется условие  > 60˚,, а на внутреннем радиусе скорость W2 >W1, т.е. межлопаточный канал получился конфузорным и исключена возможность проявления дифузорности на втулочном радиусе.

Полученные профили лопаток имеют довольно большую относительную толщину. Это связано с тем, что лопатка охлаждаемая, так как работает при высоких температурах. Наличие в лопатке охлаждающих каналов и вызвало увеличение относительной толщины профиля по сравнению с неохлаждаемыми лопатками.

ВЫВОДЫ

Результатом выполнения расчетно-теоретической части данной работы является термогазодинамический расчет двигателя тягой Р=28000 Н, согласование параметров компрессора и турбины, расчет осевого компрессора, расчет турбины и построение решеток профилей лопаток рабочего колеса первой ступени турбины.

В ходе проведения расчетов были получены следующие параметры:

температура газа - Тг* = 1600 К;

- Удельная тяга двигателя - Н·с/кг;

Удельный расход топлива - ;

Расход воздуха на входе в компрессор - Gв = 44,49кг/с

При расчете турбины окончательно определили размеры проточной части, а также коэффициенты загрузки турбины.

Были построены треугольники скоростей и решетки профилей лопаток первой ступени рабочего колеса турбины в пяти сечениях по высоте лопатки.

В результате профилирования обеспечиваются расчётные параметры потока на входе и выходе из решётки, уменьшается возможность отрыва потока от поверхности профиля, а форма лопатки удовлетворяет требованиям прочности и технологичности. Применение законов a1=const и b2=const значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, а также позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.

2. Конструкторская часть

2.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Двигатель выполнен по двухроторной схеме с осевым десятиступенчатым двухкаскадным компрессором, разделительным корпусом с коробкой приводных агрегатов, кольцевой камерой сгорания, двухступенчатой турбиной и реактивным насадком.

Описание конструкции компрессора

Компрессор - осевой двухкаскадный десятиступенчатый, состоит из дозвукового двухступенчатого вентилятора и дозвукового восьмиступенчатого КВД.

Вентилятор расположен в передней части двигателя и предназначен для передачи энергии воздуху, проходящему через наружный контур двигателя и предварительного сжатия воздуха, поступающего во внутренний контур двигателя.

Окончательное сжатие воздуха и подача его в камеру сгорания происходит в КВД, который расположен за разделительным корпусом. Разделительный корпус формирует проточную часть компрессора между вентилятором и КВД.

Для согласования работы вентилятора и КВД и обеспечения приемлемых запасов устойчивости компрессора на всех режимах работы двигателя входной направляющий аппарат (ВНА) и направляющие аппараты первых трех ступеней КВД выполнены регулируемыми, угловое положение лопаток которых, изменяется в зависимости от режима работы двигателя.

Для обеспечения устойчивой работы компрессора при запуске двигателя предусмотрен клапан запуска для перепуска воздуха из-за шестой ступени КВД в проточную часть наружного контура.

Компрессор низкого давления

Вентилятор - осевой, двухступенчатый, дозвуковой, является первым каскадом компрессора двигателя.

Вентилятор состоит из следующих законченных конструктивно-технологических сборочных единиц, устанавливаемых на двигателе: корпуса вентилятора с направляющим аппаратом (НА) первой, второй и третьей ступени, спрямляющего аппарата (СА) вентилятора; кока; трубы ПОС (противооблединительная система); рабочего колеса первой, второй и третьей ступени вентилятора; валопровода.

Рабочие колеса ступеней вентилятора, вал вентилятора, кок, труба ПОС образуют ротор вентилятора.

Статор КВД

Статор вентилятора состоит из соединенных между собой корпуса вентилятора с НА первой ступени и НА второй ступени и СА вентилятора, образуя наружную силовую оболочку вентилятора.

Корпус вентилятора с НА первой ступени состоит из корпуса вентилятора, направляющих лопаток НА первой ступени вентилятора и разъемного внутреннего кольца НА первой ступени вентилятора. На наружную поверхность корпуса вентилятора, на участке от переднего фланца до лопаток НА первой ступени нанесен слой стеклопластика, который служит для увеличения жесткости корпуса вентилятора и как подслой для последующей намотки органита, усиливающего корпус, для удержания рабочих лопаток вентилятора в случае их обрыва. На внутреннюю поверхность корпуса в зоне над лопатками рабочего колеса первой ступени вентилятора нанесен слой прирабатываемого уплотнительного покрытия.

Направляющие лопатки первой ступени вентилятора двухопорные.

НА второй ступени и СА вентилятора состоит из наружного кольца НА второй и третьей ступени, направляющих лопаток НА второй ступени вентилятора, спрямляющих лопаток вентилятора, внутреннего кольца НА второй и третьей ступени вентилятора.

На внутреннюю поверхность наружного кольца НА второй ступени в зоне над лопатками колеса второй ступени вентилятора нанесено прирабатываемое покрытие. Внутреннее кольцо НА второй ступени вентилятора состоит из трех цельных колец: внутреннего переднего кольца, внутреннего среднего кольца и внутреннего заднего кольца НА второй ступени вентилятора, соединяющихся между собой при помощи шпилек, ввинченных во внутреннее среднее кольцо, и гаек.

Ротор КВД

Рабочее колесо первой ступени вентилятора состоит из диска и рабочих лопаток, выполненных заодно целое (колеса типа «блиск»).

Рабочее колесо второй ступени вентилятора, аналогично колесу первой ступени вентилятора, выполнено цельным. Оно состоит из диска, рабочих лопаток, конической оболочки с фланцем и двух лабиринтов. Передний лабиринт совместно с внутренним кольцом НА первой ступени вентилятора образует межступенчатое уплотнение.

Валопровод состоит из вала вентилятора, вала турбины, передней и задней опор и служит для передачи крутящего момента и осевого усилия от турбины низкого давления к вентилятору.

Вал вентилятора устанавливается на двух опорах. Передняя опора - радиально-упорный шариковый подшипник с разрезной внутренней обоймой. Передняя опора - демпферная с упругим кольцом.

Упругое кольцо устанавливается между втулкой, запрессованной в корпус передней опоры, и внешним кольцом подшипника. Упругое кольцо на наружной и внутренней поверхности имеет выступы, равномерно расположенные по окружности в шахматном порядке. Выступы упругого кольца вместе с втулкой и кольцом образуют гидравлические полости, куда постоянно подается масло, в результате чего создается демпфирующий эффект. Подвод масла на охлаждение подшипника и к упругому кольцу осуществляется через подводящий трубопровод. Форсуночное кольцо имеет две форсунки, которые направляют масло в зазор между сепаратором и внутренней обоймой подшипника.

Уплотнение масляной полости передней опоры ротора вентилятора осуществляется радиально - торцевым контактным графитовым уплотнительным кольцом.

Крутящий момент от вала турбины к валу вентилятора передается при помощи эвольвентного шлицевого соединения. Результирующее осевое усилие между вентилятором и турбиной воспринимается радиально-упорным шарикоподшипником и передается от вала турбины к валу вентилятора через пакет из двух колец, стянутых гайкой.

Задняя опора вентилятора - роликоподшипник, устанавливаемый на валу вентилятора. На внутренней обойме роликоподшипника расположена шестерня - индикатор, которая служит для обеспечения замера частоты вращения ротора вентилятора.

Кок представляет собой цельноточеную оболочку с обогреваемым носком конической формы спереди и фланцем сзади. Кок на своем участке вместе с корпусом вентилятора образует проточную часть вентилятора. Горячий воздух, поступающий из трубы ПОС и выдуваемый через отверстия в носке кока, препятствует образованию льда на поверхности кока.

Труба ПОС представляет собой сварную деталь с посадочными поясками на концах и предназначена для подачи горячего воздуха к носку кока из внутреннего пространства вала вентилятора.

Разделительный корпус

Разделительный корпус расположен между вентилятором и компрессором высокого давления. Корпус образует проточную часть наружного и внутреннего контуров двигателя на своем участке.

На нем размещены агрегаты и приводы к ним, приборы и устройства, обеспечивающие и контролирующие работу систем двигателя и самолета. Он служит для крепления передних узлов подвески двигателя, такелажного кронштейна.

Корпус является одним из основных элементов силовой схемы двигателя.

Разделительный корпус - литой, из жаропрочного магниевого сплава, конструктивно выполнен в виде двух усеченных основных конусов, соединенных между собой шестью радиальными стойками коробчатого типа. Наружный и внутренний конусы образуют воздушный тракт двигателя, который разделителем потока делится на два контура - наружный и внутренний. Внутри радиальных пустотелых стоек проходят коммуникации, выполненные в виде трубопроводов и каналов.

Компрессор высокого давления

Компрессор высокого давления (КВД) - осевой, дозвуковой, восьмиступенчатый, является вторым каскадом компрессора. Компрессор состоит из следующих основных узлов: ротора; передней опоры ротора; статора; механизма поворота направляющих лопаток регулируемого входного направляющего аппарата (РВНА) и регулируемых направляющих аппаратов (РНА) первой, второй и третьей ступеней; клапана запуска; кожухов.

Осевая сила, действующая на ротор компрессора, воспринимается шарикоподшипником, установленным в стакане корпуса опоры.

За рабочим колесом восьмой ступени установлены сдвоенный спрямляющий аппарат и лабиринтная втулка, которые конструктивно являются сборочной единицей камеры сгорания.

Статор КВД

Статор КВД состоит из корпуса компрессора, направляющих аппаратов и рабочих колец. Корпус компрессора состоит из четырех корпусов представляющих собой цельные кольцевые обечайки с фланцами с обеих сторон, переднего проставочного кольца и заднего проставочного кольца. Корпуса соединяются между собой фланцами и стягиваются с помощью шпилек. Центрирование переднего и заднего проставочных колец и корпусов между собой осуществляется штифтами, а заднего проставочного кольца с корпусом - по посадочному пояску. На заднем фланце корпуса КВД выполнен ряд отверстий под винты крепления к корпусу камеры сгорания и одно отверстие вверху вблизи вертикальной плоскости, в которое запрессован штифт, фиксирующий угловое положение набора рабочих колец четвертой-восьмой ступеней, НА четвертой-седьмой ступеней и корпуса камеры сгорания. Во фланцах корпусов, переднем проставочном кольце и заднем проставочном кольце имеются радиальные отверстия, которые служат гнездами для установки верхних цапф поворотных лопаток рабочего входного направляющего аппарата, регулируемого направляющего аппарата первой, второй и третьей ступеней.

Лопатки НА первой, второй и третьей ступеней, кроме того, имеют нижние цапфы, которые входят в цилиндрические глухие отверстия разъемных внутренних колец. Кольца, имеющие на внутренних поверхностях легкоприрабатываемое покрытие, совместно с лабиринтными гребешками на оболочках дисков первой, второй и третьей ступеней ротора КВД образуют межступенчатые воздушные уплотнения.

Для управления лопатками ВНА, НА на их верхних цапфах с помощью запрессованных штифтов установлены рычаги, которые через сферические подшипники входят в зацепление с осями колец поворота лопаток ВНА, НА первой, второй и третьей ступеней. Выходу осей из зацепления со сферическими подшипниками рычагов препятствуют индивидуальные для каждой оси шплинты. Каждое кольцо поворота в окружном и осевом направлениях перемещается по каткам, скользящим по неподвижным осям. Для крепления осей на обечайках корпусов имеются местные выступы с глухими отверстиями и соосные с ними сквозные отверстия в задних фланцах корпусов.

Обечайка и среднее кольцо корпуса КВД, наружные поверхности рабочих колец четвертой-восьмой ступеней и НА четвертой-седьмой ступеней образуют изолированные друг от друга кольцевые полости. Полости служат для сбора воздуха, отбираемого из-за четвертой ступени через отверстия в наружном кольце НА и из-за шестой ступени через щелевые отверстия в наружном кольце НА.

Для исключения перетекания воздуха из-за седьмой ступени в полость обечайки корпуса КВД под бобышкой смотрового окна рабочих лопаток вварена втулка.

Разрезные, состоящие из двух половин, НА четвертой-седьмой ступеней состоят каждый из наружного кольца с пазами и консольных лопаток с полками. Лопатки своими полками припаяны в пазах наружных колец. Рабочие кольца четвертой-восьмой ступеней - цельные.

Передача крутящего момента от газодинамических сил, действующих на венцы лопаток НА четвертой-восьмой ступеней, происходит с помощью осевых штифтов, запрессованных в рабочих кольцах и входящих в ответные пазы торцовых буртов наружных колец НА. При этом передача крутящего момента осуществляется от НА четвертой ступени к рабочему кольцу пятой ступени и через последующие НА и рабочие кольца к заднему фланцу корпуса КВД. Штифты в рабочем кольце четвертой ступени в передаче крутящего момента не участвуют, а только предотвращают проворот этого кольца в окружном направлении.

Проточная часть наружного контура двигателя на участке над КВД образована обечайкой наружного корпуса и шестью внутренними кожухами. Каждый из внутренних кожухов представляет собой панель из листового материала цилиндрической формы и служит для уменьшения потерь при прохождении воздуха по проточной части наружного контура.

Ротор КВД

Ротор КВД - восьмиступенчатый, стяжной, барабанно-дисковой конструкции, состоит из рабочих колёс, пяти проставок, переднего лабиринта и заднего лабиринта, переднего и заднего валов. Каждое рабочее колесо ротора состоит из диска и рабочих лопаток, установленных в пазах обода диска с помощью хвостовиков типа «ласточкин хвост» ступеней. От осевого перемещения в пазах дисков лопатки нулевой ступени зафиксированы передним лабиринтом и тремя секторными кольцевыми фиксаторами (каждый фиксатор удерживает одну третью часть количества лопаток), лопатки первой ступени - тремя секторными кольцевыми фиксаторами (каждый фиксатор удерживает одну третью часть количества лопаток), лопатки остальных ступеней - проставками. Рабочие колёса второй-восьмой ступеней, передний вал и задний вал, пять проставок, и задний лабиринт стянуты шестнадцатью призонными стяжками. Наружные поверхности проставок образуют проточную часть ротора под торцами консольных лопаток направляющих аппаратов третьей-седьмой ступеней. От окружного перемещения проставки фиксируются специальными замками. На внутренней поверхности заднего вала выполнен фланец, к которому приклепан экран турбины для организации подвода воздуха к ступице диска турбины высокого давления. При балансировке ротора КВД корректировка масс производится за счёт постановки балансировочных грузов под гайку крепления переднего лабиринта и постановки балансировочных 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;

вынос ц.т. бандажной полки в осевом направлении 0м;

относительный вынос ц.т. пеpифиpийного сечения пеpа

в окружном направлении 0м;

относительный вынос ц.т. периферийного сечения пеpа

в осевом направлении 0м;

материал лопатки: сплав ЖС-32К (на основе никеля);

плотность материала =8200 кг/м3;

интенсивность газовых сил:

- в окружном направлении на среднем радиусе:

; (2.2.1.1)

 - в осевом направлении в корне и на периферии:

 ; (2.2.1.2)

где  - радиус сечения;

 - число лопаток;

 - плотность газа;

,- осевая составляющая скорости газа перед и за лопаткой, равные 172 и 177 м/с;

W1U, W2U - окружные составляющие относительной скорости газа перед и за лопаткой равные 614,98 и 580,1 м/с;

 - давление газа перед и за лопаткой, равные соответственно  и  Па.

 Н/м;

 Н/м;

 Н/м;

2.2.2 Определение температуры лопатки турбины

Знать температуру лопатки турбины в различных ее сечениях необходимо для установления предела длительной прочности.

В связи передачей тепла от лопатки в диск, теплопроводностью температура ее примерно на одной трети длины у корня существенно уменьшается. Обычно температура лопатки в корневом сечении составляет: .

Приближенно можно считать, что на двух третях длины лопатки температура постоянна, а на одной трети (у корня) изменяется по закону кубической параболы:

, (2.2.2.1)

где L - длина профильной части пера лопатки;

Х - расстояние от корневого сечения лопатки до расчетного

 (Х).

Разбиваем перо лопатки на 10 равных частей и получаем 11 сечений - от первого (корневого) до одиннадцатого (периферийного).

Температуру охлождаемой лопатки на среднем радиусе принимаем :лс=1040 К.

Температура лопатки в корневом сечении составляет:

tлк=tлс-100К=1040-100=940 К.

Для каждого сечения лопатки определяем температуру (рисунок 2.2.2.1). Зная температуру в сечении лопатки, определяем предел длительной прочности в каждом сечении. Результаты заносим в таблицу 2.2.2.1.

Рисунок 2.2.2.2 - Распределение температуры по высоте лопатки

Таблица 2.2.2 - Параметры материала по сечениям лопатки

2.2.3 Статический расчет лопатки турбины на ЭВМ

Расчет лопатки турбины на прочность выполняем с помощью программы STATLOP.EXE. Исходные данные вводим в диалоговом режиме, результаты занесены в файл RSL.REZ.

Результаты расчета приведены в таблице 2.2.3. По результатам расчета строим график изменения суммарных напряжений по высоте лопатки (рисунок 2.2.3.1).

По результатам расчета определяем максимальное суммарное напряжение и находим коэффициент запаса прочности.

Строим график изменения коэффициентов запаса прочности по высоте лопатки в расчетных точках (рисунок 2.2.3.2).

Таблица 2.2.3 - Расчет на прочность пера рабочей лопатки турбины

                   РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ПЕРА

                  РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ КОМПРЕССОРА (ТУРБИНЫ)

----------------------------------------------------------------------------

  ВЫПОЛНИЛ(А) : Seliverstov        

 УЗЕЛ ДВИГАТЕЛЯ:  турбина       МАТЕРИАЛ:  GS-32               

              ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:

 GT=       2.000000 CL=   4.550000E-02 RK=   1.860000E-01 RP=   2.315000E-01

 VP=   0.000000E+00 UPP=   0.000000E+00 APP=   0.000000E+00

 EN=   21545.800000 AA=   0.000000E+00 AU=   0.000000E+00 PU=    1303.340000

 PAK=    4989.580000 PAP=    6210.150000 RO=    8200.000000

 B=   2.140000E-02    2.140000E-02    2.140000E-02

 D=   5.180000E-03    4.700000E-03    4.240000E-03

 AP=   3.820000E-03    3.550000E-03    3.450000E-03

 AL=       1.148400    9.772000E-01    7.693000E-01

SPT=     763.000000      733.000000      723.000000      720.000000

     720.000000      720.000000      720.000000      720.000000

     720.000000      720.000000      720.000000

          Результаты расчета на прочноcть  пера лопатки

 N   X         F          Jmin     Spakt     SизгA    SизгB    SизгC

     m         m^2         m^4      МПа      МПа      МПа      МПа

 1  .00000   .768E-04   .188E-09  358.661   81.201   26.140  -66.299

 2  .00455   .753E-04   .175E-09  329.672   69.879   24.983  -58.484

 3  .00910   .739E-04   .166E-09  299.087   58.738   23.256  -50.135

 4  .01365   .725E-04   .158E-09  267.055   47.878   20.816  -41.582

 5  .01820   .711E-04   .150E-09  233.570   37.467   17.734  -33.042

 6  .02275   .697E-04   .143E-09  198.607   27.723   14.174  -24.776

 7  .02730   .683E-04   .136E-09  162.125   18.910   10.370  -17.092

 8  .03185   .670E-04   .130E-09  124.079   11.339    6.629  -10.345

 9  .03640   .656E-04   .123E-09   84.416    5.374    3.332   -4.939

10  .04095   .642E-04   .117E-09   43.077    1.433     .938   -1.324

11  .04550   .629E-04   .111E-09     .000     .000     .000     .000

 N   SсумA     SсумB    SсумC    Ka      Kb      Kc

     [МПa]     [МПa]     [МПa]

 1  439.862  384.802  292.362   1.735   1.983   2.610

 2  399.551  354.655  271.188   1.835   2.067   2.703

 3  357.825  322.344  248.952   2.021   2.243   2.904

 4  314.933  287.871  225.472   2.286   2.501   3.193

 5  271.038  251.305  200.528   2.656   2.865   3.591

 6  226.329  212.780  173.831   3.181   3.384   4.142

 7  181.034  172.495  145.033   3.977   4.174   4.964

 8  135.418  130.708  113.734   5.317   5.508   6.331

 9   89.790   87.747   79.477   8.019   8.205   9.059

10   44.511   44.015   41.753  16.176  16.358  17.244

11     .000     .000     .000************************

Рисунок 2.2.3.1 - Распределение суммарных напряжений по высоте лопатки

Рисунок 2.2.3.2 - Распределение коэффициентов запаса прочности по высоте лопатки

Вывод: результате статического расчета лопатки на прочность были получены значения изгибных напряжений, растяжения, и суммарных эквивалентных напряжений.

Наиболее нагружено корневое сечение входной кромки лопатки.При использовании сплава ЖС-32 коэффициент запаса составил минимальное значение К=2,6, что является допустимым по нормам прочности.

2.3 РАСЧЕТ ДИНАМИЧЕСКОЙ ЧАСТОТЫ ПЕРВОЙ ФОРМЫ ИЗГИБНЫХ КОЛЕБАНИЙ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ

Цель расчета - определение частоты собственных колебаний рабочей лопатки ТВД, и анализ частотной диаграммы для проверки отсутствия резонансных режимов в рабочей области частот вращения ротора.

Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки будем проводить с помощью методики указанной в пособии [3].

2.3.1 Исходные данные

Исходные данные для расчета:

геометрия рабочей лопатки;

характеристики конструкционного материала ЖС32;

диапазон рабочих частот вращения ротора двигателя.

Так как существенное влияние на свойства конструкционного материала оказывает неравномерность температур по высоте лопатки, для подробного их описания строим зависимость модуля упругости Е от температуры. Найденные значения заносим в таблицу 2.3.1.

Таблица 2.3.1 - Свойства материала составных элементов материала

2.3.2 Расчет динамической частоты

Расчет проводим на ЭВМ с помощью программы Dinlop.exe.

Результаты расчета приведены в таблице 2.3.2.

Таблица 2.3.2 - Расчет динамической частоты 1 формы изгибных колебаний

                   РАСЧЕТ ДИНАМИЧЕСКОЙ ЧАСТОТЫ - 1 ФОРМЫ

                  ИЗГИБНЫХ КОЛЕБАНИЙ ЛОПАТКИ КОМПРЕССОРА (ТУРБИНЫ)

                  ЭНЕРГЕТИЧЕСКИМ МЕТОДОМ РЕЛЕЯ

  ----------------------------------------------------------------

  ВЫПОЛНИЛ(А) : Seliverstov        

 УЗЕЛ ДВИГАТЕЛЯ:  турбина       МАТЕРИАЛ:  GS-32              

              ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:

 E=  163200.000000   158600.000000   156700.000000   156200.000000

  156200.000000   156200.000000   156200.000000   156200.000000

  156200.000000   156200.000000   156200.000000

 PO=    8400.000000 VP=   0.000000E+00 RP=   0.000000E+00

 XP=   0.000000E+00 RK=   1.860000E-01 L=   4.550000E-02

 FK=   7.680000E-05 FC=   6.970000E-05 FP=   6.290000E-05 JK=   1.880000E-10

 JC=   1.430000E-10 JP=   1.110000E-10 NSM=     359.097000EPS=   1.000000E-03

 Q0=       1.600000 Q1=       2.500000

                РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТА:

        Q             NS [об/с]     F1 [1/с]

   1    1.76649100         .0       2071.4810

   2    1.76649100       35.9       2044.5230

   3    1.76649100       71.8       2039.6300

   4    1.76618900      107.7       2048.6320

   5    1.76594200      143.6       2065.6270

   6    1.76537200      179.5       2087.2720

   7    1.76473400      215.5       2113.4240

   8    1.76418500      251.4       2143.9150

   9    1.76347100      287.3       2178.5620

  10    1.76259300      323.2       2217.1660

  11    1.76154900      359.1       2259.5230

2.3.3 Построение частотной диаграммы

По данным таблицы 2.3.2 строим зависимость fд = f(nс).

Для построения частотной диаграммы необходимо нанести на график диапазон рабочих частот вращения двигателя от оборотов малого газа до максимальных оборотов. За частоту вращения ротора на режиме малого газа принимаем для ТРДД

. (2.3.3.1)

Для определения резонансных режимов работы двигателя с учетом принятого масштаба наносим на этот же график частоты возбуждающих сил, кратные частоте вращения ротора:

. (2.3.3.2)

где k - порядок гармоник возбуждающих сил;

nc - частота вращения ротора.

Пересечение линий частот собственных колебаний с частотами возбуждающих сил, на частотной диаграмме (рисунок 2.3.3), показывает резонансные режимы работы двигателя.

Рисунок 2.3.3 - Частотная диаграмма

Вывод: в результате проведения расчёта получены значения динамических частот первой формы изгибных колебаний лопатки компрессора, возможных при вращении ротора компрессора на различных оборотах работающего двигателя.

Построена частотная диаграмма, из которой видно, что в рабочем диапазоне частот вращения ротора турбокомпрессора (от nмг до nmax) резонанс не возникает.

2.4 РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ДИСКА ТУРБИНЫ

Диски турбин - это наиболее ответственные элементы конструкций газотурбинных двигателей. От совершенства конструкций диска зависит надежность, легкость конструкций авиационных двигателей в целом.

Диски находятся под воздействием инерционных центробежных сил, возникающих при вращении от массы рабочих лопаток и собственной массы дисков. Эти силы вызывают в дисках растягивающие напряжения. От неравномерного нагрева дисков турбин возникают температурные напряжения, которые могут вызывать как растяжения, так и сжатие элементов диска.

Кроме напряжений растяжения и сжатия, в дисках могут возникать напряжения кручения и изгиба. Напряжения кручения появляются при передачи диском крутящего момента, а изгибные - возникают под действием разности давлений и температур на боковых поверхностях дисков, от осевых газодинамических сил, действующих на рабочие лопатки, от вибрации лопаток и самих дисков, под действием гироскопических моментов, возникающих при эволюциях самолета.

Из перечисленных напряжений наиболее существенными являются напряжения от центробежных сил собственной массы диска и лопаточного венца, а также температурные. Напряжения кручения обычно и в расчетах не учитываются. Напряжения изгиба зависят от толщины диска и способа соединения дисков между собой и с валом и могут быть значительными лишь в тонких дисках.

Для оценки напряженности диска расчет ведут в предположении его упругого состояния. Однако в некоторых случаях напряжения могут превосходить пределы упругости и текучести материала, в результате чего деформации наиболее нагруженных участков диска будут иметь пластический характер. Кроме того, при высоких температурах существенное влияние на прочность диска может оказать ползучесть его материала. В этих случаях расчет на прочность диска должен выполняться с учетом пластической деформации и ползучести.

При расчете на прочность принимаются следующие допущения:

· диск считается симметричным относительно срединной плоскости, перпендикулярной оси вращения;

· диск находится в плосконапряженном состоянии;

· температура диска меняется только по его радиусу и равномерна по толщине;

· напряжения на любом радиусе не меняются по толщине;

· наличие отверстий и бобышек на диске не принимается во внимание.

Цель расчета на прочность диска - определение напряжения и запасов прочности в различных сечениях по радиусу диска.

2.4.1 Исходные данные

Расчет диска методом конечных элементов основан на приближенном расчете системы дифференциальных уравнений путем замены входящих в них дифференциалов конечными разностями.

Для расчета диск разбиваем на 16 сечений (рисунок 2.4.2), которые нумеруем от 0 до 15. Геометрические параметры диска заносим в таблицу 2.4.3.

Диск изготовлен из сплава ЭИ-698-ВД.

Напряжения  от центробежных сил лопаток и замковой части обода может быть определено для случая, когда лопатки и диск изготовлены из одного материала с одинаковой плотностью, по формуле:

, (2.4.1.1)

где z = 81 - число лопаток;

 = 358,661 МПа - напряжение в корневом сечении лопатки от растяжения центробежными силами;

Fк = 0,768·10-3 м2 - площадь корневого сечения лопатки;

ρ = 8400 кг/м3 - плотность материала диска и лопатки;

f = bk·lf = 0,0194·0,01517 = 2,94·10-4 м2 - площадь радиального сечения разрезной части обода диска;

lf = 0,01517 м - высота разрезной части диска;

Rf = 0,1784 м - радиус центра тяжести площади f;

Rk = 0,17083м - наружный радиус неразрезного обода диска;

bk = 0,0194м - ширина обода диска на радиусе RK;

n = 21545,8 об/мин - частота вращения диска;

= рад;

=127,95МПа

Коэффициент Пуассона μ = 0,3.

2.4.2 Основные расчетные уравнения для определении упругих напряжений в диске от центробежных сил и неравномерного нагрева

Для расчета диска на прочность используем два дифференциальных уравнения:

 , (2.4.2.1)

, (2.4.2.2)

где и  - радиальные и окружные нормальные напряжения;

 - текущие значения толщины и радиуса диска;

- угловая скорость вращения диска;

 - плотность материала диска;

 - модуль упругости материала диска;

 - коэффициент Пуассона;

 - коэффициент линейного расширения материала диска;

 - температура элемента диска на радиусе.

Точные решения дифференциальных уравнений могут быть получены только для ограниченного числа профилей, поэтому применяем приближенный метод определения напряжений в диске - метод конечных разностей. Расчет диска этим методом основан на приближенном решении системы дифференциальных уравнений путем замены входящих в них дифференциалов конечными разностями.

Для расчета диск разбиваем на сечения, которые нумеруются от 0 до k. Число расчетных сечений - не менее 8…9. Нулевое сечение для диска с центральным отверстием проводится на радиусе отверстия

При выборе расчетных сечений для обеспечения необходимой точности расчета , для первых двух - трех сечений, необходимо соблюдать два условия:

; .

Рисунок 2.6 - Геометрические параметры диска и его расчетные сечения

.4.3 Определение температуры диска

Сплав: ЭИ-698-ВД; =8200кг/м3; tлк =1040˚С;

При расчете данного диска необходимо учитывать распределение температуры по радиусу и ее влияние на упругие свойства, прочность материала. Изменение температуры по радиусу зависит от интенсивности охлаждения диска, коэффициента теплопроводности материала диска, конструктивных особенностей диска.

Температура диска на наружном диаметре tк определяется через температуру в корневом сечении лопатки и тепловое сопротивление в замке  по формуле:

. (2.4.3.1)

Величина  для охлаждаемых лопаток может быть принята равной 100.

Тогда

˚С.

Разность температур обода и центра диска (tk- t0) для охлаждаемых лопаток на режиме nmax составляет 200˚С. Следовательно, t0 = 740˚С.

Для дисков с центральным отверстием температура диска в расчетном сечении определяется по формуле:

, (2.4.3.2)

где tR -температура на расчетном радиусе;

t0 - температура диска на радиусеR0;

tк - температура диска на наружном диаметре;

R - расчетный радиус;

R0 -радиус центрального отверстия;

RК - наружный радиус диска;

Принимая перепад температуры на диске =100˚С, получим формулу для расчета температур в сечениях диска:

.

Результаты расчета заносим в таблицу 2.4.3.

По полученным температурам в сечениях диска необходимо определить модуль упругости, коэффициент температурного расширения и предел длительной прочности.

Таблица 2.5 - Геометрические и физические параметры диска

2.4.4 Расчет диска на прочность на ЭВМ

Расчет проводим с помощью программы disk_112.exe. Результаты расчета приведены в таблице 2.6. По результатам расчета построены графики изменения напряжений (рисунок 2.7) и коэффициента запаса прочности по высоте диска (рисунок 2.8).

Таблица 2.6 - Расчет на прочность диска турбины

                     РАCЧЕТ НА ПРОЧНОCТЬ ДИCКОВ 

                       КОМПРЕССОРОВ И ТУРБИН     

*******************************************************************

 ВЫПОЛНИЛ(А) : Seliverstov        

              ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:

 DP=          0 DT=          1

    Частота вращения               = 21545.8 об/мин

    Количество расчетных сечений   =   16

    Количество скачков на контуре  =    0

    Контурная нагрузка             = 127.950  МПа

 AZ=          0 BZ=          0 NZ=          1 QZ=          0

    Коэффициент Пуассона           =   .30

R( 1)=  .0496 R( 2)=  .0536 R( 3)=  .0579 R( 4)=  .0626

R( 5)=  .0677 R( 6)=  .0732 R( 7)=  .0791 R( 8)=  .0855

R( 9)=  .0924 R(10)=  .0998 R(11)=  .1079 R(12)=  .1166

R(13)=  .1260 R(14)=  .1362 R(15)=  .1472 R(16)=  .1708

B( 1)=  .0980 B( 2)=  .0975 B( 3)=  .0812 B( 4)=  .0677

B( 5)=  .0564 B( 6)=  .0470 B( 7)=  .0391 B( 8)=  .0326

B( 9)=  .0272 B(10)=  .0227 B(11)=  .0189 B(12)=  .0158

B(13)=  .0180 B(14)=  .0194 B(15)=  .0194 B(16)=  .0194

 Плотность материала              =   8400.00

T( 1)=  840.00 T( 2)=  840.10 T( 3)=  840.50 T( 4)=  841.20

T( 5)=  842.30 T( 6)=  843.80 T( 7)=  846.00 T( 8)=  848.90

T( 9)=  852.60 T(10)=  857.40 T(11)=  863.50 T(12)=  870.90

T(13)=  880.30 T(14)=  891.70 T(15)=  905.70 T(16)=  940.00

E( 1)=  150000.0 E( 2)=  149900.0 E( 3)=  149700.0 E( 4)=  149100.0

E( 5)=  148700.0 E( 6)=  148200.0 E( 7)=  147200.0 E( 8)=  146300.0

E( 9)=  146000.0 E(10)=  145800.0 E(11)=  145700.0 E(12)=  145600.0

E(13)=  145500.0 E(14)=  143300.0 E(15)=  140000.0 E(16)=  135000.0

AL(K)=   1.320000E-05    1.325000E-05    1.329000E-05    1.330000E-05

         1.335000E-05    1.337000E-05    1.340000E-05    1.345000E-05

         1.348000E-05    1.350000E-05    1.356000E-05    1.358000E-05

         1.360000E-05    1.365000E-05    1.379000E-05    1.380000E-05

  SDL( 1)=  877.50   SDL( 2)=  877.40   SDL( 3)=  877.00

  SDL( 4)=  876.70   SDL( 5)=  875.50   SDL( 6)=  869.90

  SDL( 7)=  867.10   SDL( 8)=  865.20   SDL( 9)=  864.50

  SDL(10)=  863.30   SDL(11)=  861.20   SDL(12)=  860.00

  SDL(13)=  852.50   SDL(14)=  849.50   SDL(15)=  840.00

  SDL(16)=  820.00

      РЕЗУЛЬТАТЫ   РАСЧЕТА:

 I     R(I),M    B(I),M   SR,МПА   ST,МПА    SEK,МПА    ZAP

 1     .0496     .0980       .00    714.34    714.34     1.2

 2     .0536     .0975     50.74    647.70    623.88     1.4

 3     .0579     .0812     99.15    593.29    550.45     1.6

 4     .0626     .0677    146.32    550.39    493.77     1.8

 5     .0677     .0564    192.62    511.68    447.61     2.0

  6     .0732     .0470    237.76    484.52    419.63     2.1

 7     .0791     .0391    282.67    461.25    402.83     2.2

 8     .0855     .0326    326.59    441.41    396.67     2.2

 9     .0924     .0272    369.55    430.54    403.52     2.1

10     .0998     .0227    411.92    424.52    418.36     2.1

11     .1079     .0189    453.93    416.03    436.22     2.0

12     .1166     .0158    492.85    414.34    458.66     1.9

13     .1260     .0180    379.98    367.38    373.84     2.3

14     .1362     .0194    304.94    313.54    309.33     2.7

15     .1472     .0194    253.80    247.15    250.54     3.4

 16     .1708     .0194    127.95    138.34    133.45     6.1

Рисунок 2.7 - Распределение напряжений по высоте диска

Рисунок 2.8 - Изменение коэффициента запаса прочности по высоте диска

Вывод: в результате расчета получены значения напряжений и коэффициента запаса прочности по высоте диска. При расчете учитывалось изменение температуры по высоте диска.

Минимальный запас прочности к=1,2 на поверхности отверстия и в месте перехода толщин.

Минимальный коэффициент запаса удовлетворяет требованиям прочности, предъявляемым к дискам турбин.

Из проделанного расчета видно, что для 75% материала диска коэффициент запаса не превышает значения 2,2 и не опускается ниже значения 1,2, что говорит об удачном совмещении в конструкции диска экономии материала и массы с надежной работой на всем сроке эксплуатации.

2.5 РАСЧЕТ ДЕТАЛЕЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ НА ПРОЧНОСТЬ

Кожух камеры сгорания рассчитывают на прочность для максимального внутреннего давления газов (режим работы двигателя при полете у земли с максимальной скоростью в зимних условиях при ).

Исходные данные:

материал - Сталь 12Х18Н9Г (;);

давление на входе в КС ;

давление во втором контуре;

давление в рабочей полости ;

наибольший диаметр наружного кожуха ;

наибольший диаметр внутреннего кожуха ;

длина тракта КС ;

толщина стенки .

Рисунок 2.9 - Расчетная схема камеры сгорания

Геометрические размеры проточной части камеры сгорания взяты из КП по курсу ТВРД.

2.5.1 Определение напряжения растяжения

Под влиянием внутреннего давления воздуха стенки наружного кожуха КС испытывают внутренние напряжения растяжения. Внешнее напряжение создается за счет внешнего давления во втором контуре двигателя. Учитывая, что канал второго контура - энергоизолированный, пренебрегаем потерями и принимаем давление в нем равным давлению за КНД.

Приближенный расчет выполняют в предположении, что разрыв кожуха камеры может произойти по образующей. Напряжение растяжения в стенке:

Полученное значение напряжения растяжения соответствует допустимому диапазону

Кожухи камер имеют сварные швы, прочность которых всегда ниже прочности основного материала. Поэтому при сварке КС швы располагают под таким углом к образующей, при котором обеспечивается равнопрочность всей оболочки.

2.5.2 Расчет кожуха КС на устойчивость

Основными нагрузками, по причине которых может произойти потеря устойчивости, для авиационного ГТД являются внешнее давление, кручение, осевое сжатие и осевой изгиб.

При проведении расчета на устойчивость считаем оболочки цилиндрическими, подкрепленными ребрами жесткости. Для таких оболочек возможно два вида потери устойчивости: местная потеря устойчивости (выпучивание участков оболочки, заключенных между подкрепляющими ребрами), и общая потеря устойчивости оболочки (вместе с подкрепляющими ребрами).

Длина оболочки удоволетворяет условию:

, где

;

.

Условия выполняется, следовательно, можно расчитывать оболочку как оболочку «средней длины»

Минимальное критическое давление (при ):

Запас устойчивости оболочки:

Устойчивость оболочки зависит от ее протяженности. Чем выше расстояние, тем меньше запас устойчивости на данном интервале. Поэтому определим запас устойчивости оболочке на всей длине кожуха камеры сгорания.

Вывод: Внутренний кожух камеры сгорания имеет достаточный запас устойчивости на наиболее протяженном участке. Следовательно, достаточными запасами устойчивости должны обладать и менее протяженные участки тракта камеры сгорания. Необходимости в укреплении их оболочек дополнительными ребрами нет с точки зрения устойчивости конструкции. Нагрузка от напряжения растяжения на наружный корпус находится в допустимых пределах.

2.5 РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ЗАМКА ЛОПАТКИ “ЕЛОЧНОГО” ТИПА

Расчет на прочность замка состоит из расчета замковой части лопатки и замковой части обода диска.

Методика упрощенных расчетов дает возможность провести сравнительный анализ прочности замков. За расчетный случай обычно принимают режим максимального числа оборотов ротора двигателя при максимальном расходе воздуха (у земли).

Трудность расчета связана со сложностью их конфигурации, вызывающей неравномерность распределения напряжений, и со сложным характером нагружения замка статическими и динамическими силами и моментами сил.

Допускаемые напряжения для каждого типа замка устанавливаются на основании статистики по указанным напряжениям в ранее изготовленных и успешно отработавших заданный ресурс ГТД.

При упрощенных расчетах замков обычно принимают во внимание лишь нагружение элементов центробежными силами масс пера и хвостовика лопатки. Действием на лопатку газового потока, инерционными силами пера, трением хвостовика в пазе - пренебрегают.

Таким образом, методика упрощенных расчетов замковых соединений имеет следующие допущения:

· на замок действует только центробежная сила лопатки;

· центробежная сила лопатки и центробежная сила хвостовика лопатки направлены по одному радиусу, проходящему через центр тяжести лопатки;

· центробежная сила лопатки распределяется между опорными площадками замкового соединения пропорционально величинам их контактирующих поверхностей.

2.5.1 Исходные данные

Для расчета необходимы следующие данные:

материал: ЖС-32;

плотность материала: 8400кг/м3;

число оборотов турбины: 21545,8 об/мин;

угол наклона контактной площадки: φ = 45о;

угол клина замка: 2α = 36о;

напряжение растяжения в лопатке у корня: 358,661 МПа;

площадь корневого сечения лопатки: 0,768·10-4 м2.

У правильно спроектированного замка напряжения смятия, изгиба и среза на всех зубьях должны быть одинаковыми.

Учитывая, что целью проверочного расчета является проверка правильности создания замка лопатки, расчет следует выполнять для всех зубьев.

Напряжения растяжения в различных сечениях хвостовика лопатки и гребня диска отличается по своим значениям.

Эскизы совмещенных хвостовиков пары лопаток, гребня диска и зуба хвостовика приведены на рисунке 2.5.1.1, рисунке 2.5.1.2 и рисунке 2.5.1.3 соответственно.

Рисунок 2.5.1.1- Хвостовик лопатки

Рисунок 2.5.1.2 - Зуб хвостовика лопатки

.5.2 Порядок выполнения расчета

1. Определяем центробежную силу пера лопатки:

 Pцб.п. = σрк·Fк = 358,661·106·0,768·10-4=27,55 кН;

2. Определяем центробежную силу хвостовика лопатки:

 Pцб.х. = mx·Rц.т.х.·ω2 =0,0053·0,170·2255,132 = 4,562 кН;

 где mx = Vх ·ρ =0,6283·10-6 ·8400=0,0053 кг - масса хвостовика лопатки;

объем хвостовика найдем как объем треугольной призмы:

 V= h·S= 15,17·11,292/tg72º = 628,3 мм3 = 0,6283·10-6 м3;

 Rц.т.х = 170 мм - радиус центра тяжести хвостовика.

Считаем, центр тяжести лежит на одной третьей от высоты замка лопатки;

ω - угловая скорость вращения диска;

ω = =2255,13 рад/с;

. Определяем полную центробежную силу лопатки, учитывая, что в один замковый паз диска устанавливается две лопатки:

Рцб.л. = 2·Рцб.п +Рцб.х. = 2·27,55+4,562=59,662 кН;

 4. Определяем нагрузку на один зуб. Так как ширина полос контакта у всех зубьев одинакова, то нагрузка Рi для ''i'' зуба определяется из выражения:

 ; где z=3 - число зубьев на одной стороне замка;

5. Определяем напряжения смятия на контактных площадках

каждого зуба:

 ; где bk - ширина обода диска;

6.Определяем напряжения изгиба зубьев:

;

7. Определяем напряжения среза зубьев:

,

 где h(1)- высота зуба у конца контактной поверхности.

8.Определяем напряжения растяжения в перемычке хвостовика лопатки:

;

Напряжение растяжения в перемычке хвостовика лопатки в сечении I:

Напряжение растяжения в перемычке хвостовика лопатки в сечении II:

Напряжение растяжения в перемычке хвостовика лопатки в сечении III:

9.Определение напряжения растяжения в сечениях гребня диска турбины:

.

Центробежная сила , действующая на элементы гребня обода диска:

где - центробежная сила, действующая на первый элемент гребня обода диска, (Н);

 - геометрические размеры первого сечения гребня обода диска, (мм);

 - угол наклона плоскости контакта зуба гребня ().

Напряжения растяжения в сечении гребня “n” обода диска определяются из выражения:

Напряжения растяжения в сечении гребня “n” обода диска:

В качестве предельно допустимых напряжений для материала лопатки принимаем:

Определим запасы прочности в элементах хвостовика лопатки:

Таблица 2.11 - Величины коэффициентов запаса прочности

Вывод: в результате расчета были получены напряжения смятия, изгиба, среза и растяжения в замке лопатки и напряжения растяжения в сечениях гребня диска турбины.

Напряжения смятия, изгиба и среза во всех сечениях одинаковые. Это связано с постоянством ширины замка и одинаковой геометрией зубьев.

Результаты расчетов показали, что все напряжения лежат в допускаемых пределах. Самые опасные из них действуют в районе зуба, следовательно, прочность узла крепления определяет прочность зуба хвостовика лопатки.

3. Технологическая часть

3.1 РАЗРАБОТКА ПЛАНА ИЗГОТОВЛЕНИЯ ДЕТАЛИ АД

.1.1 НАЗНАЧЕНИЕ ДЕТАЛИ, КОНСТРУКЦИЯ, УСЛОВИЯ РАБОТЫ

Фланец применяют для присоединения трубопроводной арматуры (задвижки, клапаны, затворы, фильтры и пр.) к трубопроводам, соединения отдельных участков трубопроводов между собой и для присоединения трубопроводов к различному оборудованию (насосы, ёмкости, реакторы, теплообменники и пр.) На различном оборудованиии, имеющем фланцевые соединения, фланцы выполняются заодно с основной деталью и представляют из себя плоский диск с отверстиями под болты или шпильки.

 Форма поверхности преимущественно цилиндрическая. Конструкция детали не сложна в изготовлении. Особенностями конструкции есть 15 отверстий которые расположены под углом относительно друг друга 24 градусов что означает что надо разрабатывать новое станочное приспособление для сверление например кондуктор для сверления с делительным механизмом. Также на детали расположена канавка под выход шлифовального круга которая выполнена очень точно. Внутренняя проточка также выполненная точно с радиусом скругления 1 см, что означает что будет использоваться специальный расточной резец. Особо точными являются поверхности которые выполнены по 6 - квалитету точности это поверхность  шероховатость данной поверхности Ra 0,63, также по 6 квалитету выполнена поверхность но с шероховатостью Ra 1,25. При разработке технологического процесса трудностей при выполнении операций не возникает, так так они простые, просто обработка ведется ответственно и точно.

Так как фланец это деталь присоединительная, то требование к ней высокие. В целом можно сказать, что условия работы не являются тяжелыми. Хотя необходимо обеспечить высокую точность в изготовлении детали чтобы гарантировать удержание деталей а также герметизацию.

3.1.2 ОБОСНОВАНИЕ ВЫБОРА МАРКИ МАТЕРИАЛА И МЕТОДА ПОЛУЧЕНИЯ ЗАГОТОВКИ

При выборе марки материала для будущей детали необходимо учитывать следующие факторы:

условия работы данной детали;

экономические факторы;

механические, физические, технические и эксплуатационные характеристики предлагаемых материалов;

возможность произвести эффективную упрочняющую операцию для выбранного материала с незначительными экономическими затратами.

В качестве материала принимаем конструкционную легированную сталь 20Х3МВФ ГОСТ 1133-71.

Назначение стали - Для цементируемых деталей, к которым предъявляются требования высокой прочности, пластичности и вязкости высокой поверхностной твердости, работающие под действием ударных нагрузок и при отрицательных температурах, работающих также при больших нагрузках на элементы крепления.

3.1.3 ОЦЕНКА ТЕХНОЛОГИЧНОСТИ ДЕТАЛИ

Технологичность конструкции по материалу детали

Это стоимость и дефицитность материала, возможность применения других материалов или повышение физико-механических свойств имеющегося, обрабатываемость.

 Материал фланца сталь 20ХЗМВФ ГОСТ 1133-71. Это легированная сталь с . После химико-термической обработки твердость отдельных поверхностей достигает 32…43,5HRCэ, а остальных 26-30HRCэ. Наличие в материале большого количества легирующих элементов дает возможность говорить о его высокой стоимости и дефицитности. Материалом-заменителем для данной детали является сталь 16Х3НВФМБ с похожими механическими и технологическими свойствами. Данная сталь относится к классу хромоникельвольфрамовых и имеет коэффициент обрабатываемости Kv=0,820. То есть сталь хорошо обрабатываемая и имеет хорошие различные свойства, она технологична.

Технологичность по простановке размеров

Это проверка совпадения конструкторских и технологических баз и возможность их совмещения.

Конструкция по простановке размеров не достаточно технологична, т.к. некоторые конструкторские базы не совпадают с технологическими. Из-за этого могут появляться погрешности и отклонения при обработке

Технологичность по механической обработке.

При изготовлении данной детали используется не большое количество разнообразных технологических операций, которые и позволяют получить из заготовки готовую деталь.

Заготовка выполнена на КГШП с максимальным приближением размеров и формы к готовой детали, что требует снятия сравнительно небольших припусков и уменьшает нужное количество переходов.

В целом формы детали достаточно просты и удобны для изготовления. Большую часть поверхностей детали можно получить токарной обработкой при использовании стандартных резцов разных видов. Также используют сверла, зенкера, розвертки, шлифовальные круги.

Технологичность относительно потребности в специальных приспособлениях и технологической оснастке.

При разработке технологического процесса детали фланец используется не много специального приспособления и оснастки. Для операции сверления используют специальное приспособление кондуктор для сверления и делительным механизмом под углом 24 град. Для всех других операций используют стандартные приспособления и оснастку и этим сокращают расходы на изготовление детали.

Количественная оценка технологичности

Уровень технологичности по точности поверхностей изделия:

Определим среднюю точность обработки, I:

где ITi - квалитет i-той поверхности, n - общее число поверхностей.

Таблица 3.1 - Точность поверхностей детали

Значение , следовательно деталь - технологична

Оценка технологичности по шероховатости:

Таблица 3.2 - Шероховатость поверхностей детали

 Значение , следовательно деталь - технологична

Расчет массы детали

Масса поковки из чертежа , тогда масса детали будет:

 Определим коэффициент использования материала:

,

где Мдет - масса детали, Мдет = 2,28 кг; Мзаг - масса заготовки,

Мзаг = 3,62кг. Тогда

Т.к. КИМ = 0,63, с чертежа детали видно что КИМ должен не меньше 0,089, если это так то следовательно деталь технологична.

Шероховатость заготовки Rz 120, квалитет заготовки 16.

Группа стали М2 - сталь с долей углерода ниже 0,35 % включая и суммарной массовой долей легирующих элементов свыше 2 до 5% включая).

Степень сложности поковки авиационный газотурбинный двигатель

,

где  - масса простой фигуры, в которую выписывается поковка.

Масса фигуры:

Степень сложности - С1.

3.2 РАСЧЁТ ПРИПУСКОВ И ОПЕРАЦИОННЫХ РАЗМЕРОВ НА ОБРАБОТКУ ДЕТАЛИ АД

.2.1 РАСЧЁТ ПОТРЕБНОГО ЧИСЛА СТУПЕНЕЙ ОБРАБОТКИ

Рисунок 3.1 - Нумерация поверхностей детали

Число переходов, необходимое для обработки каждой из поверхностей детали, их состав по применяемым методам обработки определяются на основании расчетов по аналитическим зависимостям (соотношениям характеристик точности размеров, формы и шероховатости одноименных поверхностей исходной заготовки и готовой детали).

Количество ступеней обработки отдельной поверхности для достижения заданной точности размеров и шероховатости поверхности определяем по следующим зависимостям:

условие обеспечения заданной точности размеров

nт = lg(Тзаг/Тдет)/0,46;

 где Тзаг, Тдет - допуск на заготовку и деталь;

условие обеспечения заданной шероховатости

nш = lg(Rzзаг/Rzдет)/0,4;

где Rzзаг, Rzдет - шероховатость заготовки и детали соответственно.

При определении параметров по каждому отдельному переходу следует учесть то, что каждая последующая ступень обработки приводит к повышению точности операционного размера, а наиболее существенное уменьшение исходной погрешности происходят на первых ступенях обработки.

Кроме того, отдельных операций требуют нарезание зубьев, протягивание шлиц, сверление, зенкерование отверстий.

Однако вычисленные по вышеуказанным формулам значения количества формообразующих операций являются ориентировочными, поскольку они могут быть, как уменьшены, так и увеличены в зависимости от применяемого оборудования, инструмента, оснастки. Также в случае использования поверхности как установочной базы ее, как правило, после нескольких установов правят, таким образом увеличивая количество формообразующих операций для данной поверхности.

Расчет потребного количества операций и переходов представлен в таблице, на которой представлены также изменения точности и шероховатости рассматриваемых поверхностей по операциям. Схема нумерации поверхностей представлена на рис..

После определения количества формообразующих операций технологический процесс изготовления детали насыщается необходимыми вспомогательными операциями, такими как слесарные, промывочные, контрольные и т.д. Также отдельно выделяются операции термической и химико-термической обработки, которые вносятся в технологический процесс на соответствующих этапах изготовления детали.

Проектирование плана обработки основных поверхностей произвели, используя

Определим количество ступеней обработки поверхности 14:

условие обеспечения заданной точности размеров

nт = lg(Тзаг/Тдет)/0,46=lg(2,000/0,019)/0,46≈4;

 - условие обеспечения заданной шероховатости

nш = lg(Rzзаг/Rzдет)/0,4=lg(120/1,25)/0,4≈4.

Принимаем большее из двух полученных значений nпр=4

По полученным значениям  и  определяют - принятое число ступеней обработки (целое число). Данные о расчете потребного количества ступеней обработки сведены в приложение А.

3.2.2 РАСЧЁТ ПРИПУСКОВ НА ОБРАБОТКУ И ОПЕРАЦИОННЫХ РАЗМЕРОВ ДИАМЕТРОВ ПОВЕРХНОСТЕЙ ВРАЩЕНИЯ РАСЧЁТНО-АНАЛИТИЧЕСКИМ МЕТОДОМ

Для расчета симметричного припуска для вала (отверстия) используют следующую формулу:

2Zmin=2(Rzi-1+hi-1+), где

Rzi-1 - шероховатость поверхности, полученная на предыдущей операции механической обработки;- глубина дефектного слоя (глубина наклепа) после предыдущей обработки;

Δi-1 - величина пространственных отклонений;

 ;

Величину пространственных отклонений полностью удалить невозможно, так как станок и деталь является упругой системой. Следовательно появляется понятия величины пространственных остаточных отклонений:

Δост=Ку.ф.·Δо ;

Ку.ф. - коэффициент уточнения формы. Для расчетов припусков на обработку последующих ступеней величина остаточных отклонений учитывается соответствующими значениями этого коэффициента.- погрешность установки детали, которая связанная с погрешностью самого технологического оборудования;

Т - допуск на размер (выбираем по таблице);

Номинальный припуск рассчитываем по формуле:

2Zном.р=2Zmin.p.i+Ti-1 ;

Расчетный диаметр Dp определяем по формуле:

для вала:

Dp i-1=Dp i+2Zном р i ;

округлив Dp в большую сторону получим Dmax , а Dmin определим по формуле:

Dmin i=Dmax i - Ti ;

- для отверстия:

Dp i-1=Dp i-2Zном р i ;

округлив Dp в меньшую сторону получим Dmin, а Dmax определим по формуле:

Dmax i=Dmin i + Ti ;

Зная значение Dmax и Dmin можно найти значение максимального (2Zmax) и минимального (2Zmin) припусков по следующим зависимостям:

для вала: 2Zmax i = Dmax i-1-Dmin i; 2Zmin i = Dmin i-1-Dmax i ;

для отверстия: 2Zmax i = Dmax i-Dmin i-1; 2Zmin i = Dmin i-Dmax i-1 ;

Полученные результаты заносим в таблицу 3.5.

Сущность нормативного метода состоит в назначении (установлении и оптимизации) общего припуска на формообразующие операции в зависимости от применяемых методов обработки, требуемой точности, шероховатости и размеров поверхности на основе опытно-статистических данных.

С помощью нормативного метода определяем припуски и операционные размеры ещё двух поверхностей вращения. Результаты расчета сведены в приложение Б.

3.2.3 РАСЧЕТ ПРИПУСКОВ И ОПЕРАЦИОННЫХ РАЗМЕРОВ ТОРЦЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ РАСЧЕТНО-АНАЛИТИЧЕСКИМ И НОРМАТИВНЫМ МЕТОДАМИ

Для удобства расчета припусков и операционных размеров на обработку диаметральных поверхностей создаем таблицу 3, в которой:

 - шероховатость поверхности.

 - величина дефектного слоя.

 - величина пространственных отклонений (- кривизна профиля сортового проката).

Величина пространственных отклонений в процессе обработки полностью не исчезает, а значительно уменьшается по величине. Величина остаточного значения пространственных отклонений определяется по величине коэффициента уточнения формы:

.

 - погрешность установки детали.

Все эти коэффициенты и величины определяются по справочнику технолога-машиностроителя [2].

- минимальная величина припуска, необходимая для избегания переноса погрешностей на другие ступени обработки. Припуск определяется по формуле:

Таблица 3.1 - Припуски на обработку торцевых поверхностей, определенные нормативным методом

Таблица 3.2 - Припуски на обработку торцов (Расчетно-аналитический метод)

3.2.4 ПОСТРОЕНИЕ РАЗМЕРНОЙ СХЕМЫ ПРОЦЕССА ОБРАБОТКИ ТОРЦЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ДЕТАЛИ. РАСЧЕТ ЛИНЕЙНЫХ ОПЕРАЦИОННЫХ РАЗМЕРОВ ДЕТАЛИ

Расчет линейных операционных размеров начинают с построения размерной схемы технологического процесса. Основой для построения схемы служит план технологического процесса.

Размерную схему необходимо строить, располагая эскизами плана обработки детали, следующим образом. Вычерчивают контур готовой детали, утолщёнными линиями указывают координаты торцевых поверхностей (обозначая их буквами ,,...,) в соответствии с координацией размеров на рабочем чертеже.

С учётом количества обрабатываемых торцевых поверхностей на эскизе детали условно показывают операционные припуски вплоть до соответствующего размера заготовки (H1, H2, ..., Нn). Затем все исходные, промежуточные и окончательные торцевые поверхности нумеруются слева направо.

Через пронумерованные поверхности проводятся вертикальные линии. Между вертикальными линиями, начиная с последней операции, с учётом эскизов обработки, указывают операционные размеры (обозначая их S1, S2, ..., Sn). Размер представлен в виде стрелок с точкой, причём точка совмещена с исходной технологической базой, а стрелка своим остриём упирается в ту поверхность, которая получается в результате проведения данной операции, после снятия соответствующего межоперационного припуска.

Размерная схема технологического процесса представлена в приложении В.

После построения размерной схемы мы можем составить размерные цепи (приложение В). В качестве замыкающих звеньев выступают конструкторские размеры или размеры припусков, в качестве составляющих, искомых звеньев выступают операционные размеры, которые функционально связывают торцевые поверхности на всех операциях - от заготовительной до окончательной.

Определив  в предыдущей части работы, на основании составленных размерных цепей составляем для них исходные уравнения относительно замыкающих размеров:

 ,

где  - наименьший предельный размер увеличивающего звена размерной цепи;  - наибольший предельный размер уменьшающего звена размерной цепи;  - число увеличивающих звеньев;  - число уменьшающих звеньев.

Обозначим определяемый операционный размер , тогда если искомый размер является уменьшающим звеном, получаем:

.

А если искомый размер является увеличивающим звеном, то:

.

Определив величины ,  устанавливаем допуск на операционный размер . Далее по заранее составленным уравнениям рассчитываем номинальные размеры и предельные отклонения операционных припусков. Вычисленные значения заносим в приложение Г.

3.3 ПРОЕКТИРОВАНИЕ ОПЕРАЦИЙ МЕХАНИЧЕСКОЙ ОБРАБОТКИ

Следующим этапом, после определения минимальных припусков и операционных размеров, является проектирование операций механической обработки. Целью проектирования операций является определение основных режимов резания и параметров, характеризующих этот режим.

При определении этих параметров необходимо учитывать характер обработки, тип и размеры инструмента, материал его режущей части, материал и состояние заготовки, тип и состояние оборудования.

Помимо этого были определены силы резания. Потребная для осуществления переходов мощность станка была согласована с мощностью, приведенной в паспортных данных станка.

3.3.1 Проектирование токарной операции

Для выполнения данной операции выбран токарно-винторезный станок 1А616. При выборе станка принимаем во внимание мощность, необходимую для резания и максимальный диаметр обрабатываемой детали.

Рисунок 3.2 - Схема токарной операции №20

Полученные в ходе расчетов параметры режимов резания приведены в таблице 3.3.

Таблица 3.3 - Значения параметров, характеризующие режимы резания при токарной операции

№ перехода	Режущий инструмент	t (мм)	S (мм/об)	То (мин)	Vр (м/мин)	n (об/мин)
1	ГОСТ 18879-73	0,52	0,5293	212,53773,53
2	ГОСТ18880-73	0,3	0,5293	227,241009,07 Операция сверления осуществляется с помощью сверлильного станка. Для данной операции выбираем сверлильный станок 2А135. При выборе станка принимаем во внимание мощность, необходимую для резания и максимальный диаметр обрабатываемой детали. Эскиз операции приведен на рисунке 4.3. Рисунок 3.3 - Схема сверлильной операции №75 Полученные в ходе расчетов параметры режимов резания приведены в таблице 3.4. Значение основного времени на операцию приведено как время для обработки всех шести отверстий. Таблица 3.4 - Значения параметров, характеризующие режимы резания при  сверлильной операции № перехода Режущий инструмент t (мм) S (мм/об) То (мин)V (м/мин)n (об/мин)   1 ГОСТ 10902-77 1,6 0,115 1,62 11,05 1100 2 ГОСТ 21543-76 0,15 0,115 1,38 13,13 1100 3 ГОСТ 1672-80 0,15 0,115 1,524 13,816 1100 Проектирование шлифовальной операции Для выполнения данной операции выбран круглошлифовальный станок 3151.При выборе станка принимаем во внимание мощность, необходимую для резания и максимальный диаметр обрабатываемой детали. Рисунок 3.4 - Схема шлифовальной операции №85 Полученные в ходе расчетов параметры режимов резания приведены в таблице 3.5. Таблица 3.5 - Значения параметров, характеризующие режимы резания при шлифовальной операции № перехода Режущий инструмент t (мм) S (мм) То (мин) Vзаг (м/мин) n (об/мин) 1 0,2275 10 0,0157 20 67 Проектирование шлифовальной операции Для выполнения данной операции выбран внутришлифовальный полуавтомат 3А252. При выборе станка принимаем во внимание мощность, необходимую для резания и максимальный диаметр обрабатываемой детали. Рисунок 3.5 - Схема шлифовальной операции №95 Полученные в ходе расчетов параметры режимов резания приведены в таблице 3.6. Таблица 3.6 - Значения параметров, характеризующие режимы резания при шлифовальной операции № перехода Режущий инструмент t (мм) S (мм) То (мин) Vзаг (м/мин) n (об/мин) 1 0,0895 10 4,64 30 170 ВЫВОДЫ В результате проведенных расчетов были получены операционные размеры процесса обработки детали для каждой операции в соответствии с планом технологического процесса. Полученные операционные размеры являются исходными для составления операционных карт, которые в свою очередь являются основными документами для промышленно-производственных рабочих. Таким образом, в представленной работе, разработана основная часть технологического процесса изготовления представленной детали типа «фланец».Также в результате были спроектированы 4 операции механической обработки. Подобран режущий инструмент для каждого перехода, рассчитаны режимы резания и нормы времени для обработки поверхностей. 4. ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ .1 АНАЛИЗ ЭКОНОМИЧНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ В качестве базового варианта для сравнения со спроектированным двигателем выберем двухконтурный турбореактивный двигатель АИ-222-28, который устанавливается на однодвигательный учебно-тренировочный самолет ЯК-130. Для того чтобы базовый и проектируемый двигатель можно было сравнивать между собой, необходимо привести параметры двигателей в сопоставимые условия: эти двигатели предназначены для установки их на один тип самолета; число двигателей, устанавливаемых на самолет, одинаково; время полета самолета, а также программ полета одинаковы; условия технического обслуживания также не отличаются. Для оценки проектируемого двигателя существует система показателей технического уровня и качества проектируемых изделий: показатели назначения (тяга, расход топлива, удельная масса, и т.д.); показатели надежности и долговечности (ресурс работы двигателя, межремонтный ресурс); показатели технологичности двигателя (производительность труда при эксплуатации и ремонте, затраты на ремонт); эргономические показатели, характеризующие удобства и безопасность труда; показатели стандартизации и унификации; экономические показатели, отражающие затраты на разработку, изготовление и эксплуатацию изделия, а также экономическую эффективность эксплуатации. Сравнение основных параметров спроектированного двигателя и его прототипа приведено в таблице 4.1. Таблица 4.1 - Сопоставление параметров Параметр Размерность Двигатель-прототип Спроектированный двигатель Р кН 28 28 Суд 0,064 0,0647 Пк* --- 15,5 17,0 Gв кг/с 49,5 44,49 Тг* К 1460 1600 Сравнение проведем для максимального режима полета: Δ Суд=; Δ Руд= Сравним эти два двигателя в денежном эквиваленте: Сравнение проведем для самолета с одним двигателем (n=1), время работы t=1 час, стоимость одного литра топлива для расчета примем 8 грн. за литр: определим расход топлива и стоимость полета проектируемого двигателя: проект=СУДпроект·Рпроект=0,0647·28000=1811,6 кг/час; Цпроект=n· Cпроект ·t·Цтоплива=1·1811,6·1·8=14492,8 грн. определим расход топлива и стоимость полета двигателя-прототипа: прот=СУДпрот·Рпрот=0,064·28000=1792 кг/час; Цпрот=n· Cпрот ·t·Цпрот=1·1792·1·8=14336 грн. Проведем сравнения по грузоподъемности: К= где G - масса самолета с двигателем. Так как G одинакова в двух двигателях, тогда: Кпрот·Рпрот=Кпроект·Рпроект, так как Рпрот< Рпроект на 10%, то Кпрот< Кпроект также на 10%. Так как подъемная сила у проектируемого двигателя больше, то массу мы можем увеличить. Например, поставить дополнительные топливные баки, тем самым увеличив дальность полета. ВЫВОД В результате сравнения спроектированного двигателя с двигателем-прототипом, получили, что тяга на 10% больше, а следовательно и грузоподъемность больше также на 10%. ЗАКЛЮЧЕНИЕ В ходе выполнения дипломного проекта по дисциплине «Конструкция и прочность авиационных двигателей и энергетических установок», были затронуты 4 научные направления, которые имеют место при проектировании и изготовлении реального двигателя: теоретическая часть; конструкторская часть; технологическая часть; экономическая часть. Прототипом проектируемого двигателя является авиационный двухконтурный двигатель АИ-222-28. В ходе термогазодинамического расчета были получены следующие параметры: - удельный расход топлива Суд=0,0647 удельная тяга БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 1 Брехов А.Ф. Выбор параметров и термогазодинамический расчет двухконтурных турбореактивных двигателей: учеб. пособие/. А.Ф.Брехов, Г.В.Павленко, А.Е.Поляков.- Х.: ХАИ, 1984.- 100 с. Павленко Г.В.Формирование облика газотурбинных двигателей и газотурбинных установок: учеб. пособие/. Г.В. Павленко.- Х.: ХАИ,1996.-35 с. Павленко Г.В. Газодинамический расчёт осевой газовой турбины: учеб. пособие/. Г.В.Павленко, А.Г. Волов.- Х.: ХАИ, 2007.- 75 с. Коваль В.А. Профилирование лопаток авиационных турбин:учеб.пособие / В.А.Коваль. - Х.: ХАИ, 1986.- 48 с. Шошин Ю.С.Расчет на прочность рабочих лопаток компрессоров и турбин:учеб. пособие/ Ю.С.Шошин,С.В.Епифанов,Р.Л.Зеленский.- Х.:ХАИ, 2006.-28с. Шошин Ю.С.Расчет динамической частоты первой формы колебаний лопатки компрессора или турбины и построение частотной диаграммы:учеб.пособие/Ю.С.Шошин,С.В.Епифанов,С.Ю.Шарков.-Х.:ХАИ, 1992.- 23 с. Шошин Ю.С. Расчет на прочность дисков компрессоров и турбин:учеб.пособие/Ю.С.Шошин,С.В.Епифанов,Р.Л.Зеленский.-Х.:ХАИ, 2007.-28 с. Филахтов Ф.М.Расчет замков лопаток:учеб.пособие/ Ф.М.Филахтов.-Х.:ХАИ, 1972.-39 с. Косилова А.Г.Справочник технолога машиностроителя:справочник:в 2 т./А.Г. Косилова,Р.К. Мещеряков.- М.:Машиностроение,1985.-2т,495с. Мунгиев А.М. Технология производства АД и ЕУ: конспект лекций.Ч.1/А.М. Мунгиев.-Х.,2008.-93 с. Похожие работы на - Турбина авиационного двухконтурного двигателя   Турбина турбореактивного двухконтурного двигателя СкачатьСкачать документ Информация о работеИнформация о работе Советские авиационные конструкторы А.М.Люлька и Н.Д.Кузнецов СкачатьСкачать документ Информация о работеИнформация о работе Процесс работы газотурбинного двигателя СкачатьСкачать документ Информация о работеИнформация о работе Термогазодинамический расчет основных параметров турбореактивного двигателя ... СкачатьСкачать документ Информация о работеИнформация о работе Расчет турбины турбореактивного двухконтурного двигателя на базе АЛ–31Ф СкачатьСкачать документ Информация о работеИнформация о работе Нужна качественная работа без плагиата? Другие дипломные работы по другим направлениям Не нашли материал для своей работы? Поможем написать уникальную работу Без плагиата! Узнайте © 2003 - 2022 «Библиофонд» Обратная связь Пользовательское соглашение Политика конфиденциальности Полная версия Помощь по учебным работам Консультация по курсовой работе Консультация по дипломной работе ВКР Консультация по реферату Консультация по отчетам о практике