Опоры и уплотнения-Новиков ДК

Силу P, действующую на оболочку, можно разложить на диаметре S1 на силы Qs и

Ns (рис. 2.1):

Qs = P ×sin aK – сила, изгибающая оболочку моментом Ms ;

Ns = P × cosα K – сила, растягивающая оболочку вдоль образующей.

Далее исследуют уравнения (2.1) и (2.2). Введем понятие осевой жесткости диа-

фрагмы Cx :

Cx = P . U x

При действии силы P, осевая жесткость Cx в соответствии с выражениями (2.1) и (2.2)

довательно, осевая жесткость Cx ↓ .

Нагружение газовыми силами.

Все элементы опоры, включая ребра, находятся под действием перепада давлений воздуха, подаваемого в полости опор из разных ступеней компрессора, о чем говорилось выше. Следовательно, к числу нагрузок, действующих на опору, необходимо причислять и газовые нагрузки. Кроме того, газовые нагрузки могут определять устойчивость оболочек. Поэтому обязательным является выполнение условия

q < qкр ,

где q – распределенная нагрузка, приложенная к срединной поверхности оболочки,

кг

см2 ;

qкр – критическое внешнее давление шарнирно опертой по краям оболочки (оболочки опоры удовлетворяют такому условию закрепления).

При проектировании опор с коническими диафрагмами (рис. 2.2) оценивается действие газовых критических давлений.

Для оболочек, близких к цилиндрическим (α K = 0...10°) :

qкр = 0, 92 Eh2 ,

lr0

32

Рисунок 2.3 - Возникновение напряжений от стесненных тепловых деформаций

При нагреве круглой пластины (диафрагмы) со стесненной деформацией по наружному радиусу возникают температурные сжимающие напряжения:

Потеря устойчивости произойдет при условии:

При нагреве цилиндрической оболочки (наружное и внутреннее кольца и ребра опоры) возникает температурные напряжения:

Следовательно, при проектировании проточной части опор и в первую очередь турбинных опор необходимо выравнивать температуры наружного, внутреннего кольца и ребер.

Анализ нагружения опор стержнями подвески.

В анализе следует исходить из принятого условия, что основной пояс подвески находится в плоскости средней опоры, а вспомогательный – в задней опоре.

Средняя опора по условию нагружается стержнями, воспринимающими тягу, боковую силу и радиальную силу от масс ротора.

Рассмотрим подвеску ТРДД на пилоне под крылом (рис. 2.4а). Здесь может быть два варианта восприятия тяги:

1. У ТРДД с малой степенью двухконтурности точки восприятия тяги размещаются на наружном кольце II контура и тогда опора испытывает изгиб в вертикальной плоскости

M z = Px × h;

2. У ТРДД с большой степенью двухконтурности и больших тяг плечо h достигает 1,0…1,5 м. Чтобы уменьшить его, точку восприятия тяги переносят на заднюю стенку корпуса разделителя потоков (плечо

Боковая сила Pz

масс двигателя по оси OZ, что определяет нагружение опоры моментом M x = Pz × h и возможности его уменьшения (плечо h1 ).

34

Рисунок 2.4 - Нагружение стержнями подвески средней опоры (осевого пояса подвески)

Радиальная сила

GΣ × nэy = (G'p + Gопоры + GВУ + GРУ + Gмотогондолы ) nэy ,

где G 'p – доля радиальной силы от масс роторов ВД и НД;

Gопоры , GВУ , GРУ , Gмотогондолы – вес опоры, входного устройства, реверсивного устройства и мотогондолы.

GΣ × nэy воспринимается в одной или двух точках на наружном кольце II контура или на

корпусе разделителя потоков.

В итоге, для расчета на прочность опоры ротора необходимо приложить осевые силы, радиальные и боковые силы, а на задней опоре – крутящий момент от корпуса.

2.3. Расчет на прочность по двумерной модели

Расчет на прочность такой сложной пространственной рамы, состоящей из оболочечных элементов – сложная инженерная задача. Поэтому при формировании расчетной схемы, условий нагружения приходится делать упрощения. Применение МКЭ делает расчет на прочность силовой системы опоры доступным в учебном процессе.

Опоры входят в состав силового корпуса двигателя и в системы подвески двигателя на самолете. Это учитывается при составлении конечно-элементной модели опоры: каждая опора соединяется с элементом корпуса длиной 300мм с жесткой заделкой кромки корпуса, а средняя опора – основной узел подвески – моделируется вместе с корпусом каскада ВД и жесткой задней опорой.

Расчетные режимы определяются, исходя из заданных самолетным ОКБ режимов полета с наибольшими нагружениями опоры. У двигателей для пассажирских самолетов этими режимами могут быть полет в неспокойном воздухе и аварийная посадка.

2.3.1 Формирование расчетной модели опоры

Средняя опора. Двухмерная модель опоры с нагружением с включением корпуса I контура и «жесткой» задней опорой показана на рис. 2.5.

Опора турбины, размещенная перед турбиной. Модель показана на рис. 2.6.

35

Рисунок 2.5 - Нагружение средней опоры (основной пояс подвески) и корпуса I контура

Рисунок 2.6 - Опора перед турбиной

2.3.2 Тепловое проектирование

Построение геометрической модели

При проектных расчетах теплового состояния конструктивных элементов для уменьшения времени счета целесообразно решать задачу в плоской постановке при использовании осесимметричного конечного элемента PLANE55. Целесообразно упростить некоторые конструктивные элементы деталей (например, фаски, скругления и т.п.) без существенного влияния на массогабаритные характеристики деталей для снижения количества конечных элементов в модели. Примеры таких моделей даны на рис. 2.7, 2.8.

36

Рисунок 2.7 - Плоская модель опоры компрессора

Рисунок 2.8 - Плоская модель опоры турбины

Задание температуры рабочего тела и коэффициентов конвективного теплообмена в

соответствии с циклограммой работы ЭУ

В соответствии с делением системы воздухоснабжения двигателя на геометрически однородные участки, выполненном при расчете температурного состояния рабочего тела в системе, на конструкцию двигателя наносятся в примитивизированном виде узлы системы и

37