РАСЧЕТ НЕПРОБИВАЕМОСТИ КОРПУСА
РЕФЕРАТ
Проектная работа №2.
КОМПРЕССОР, КОНСТРУКЦИЯ, ЗАЗОР, КОРПУС, РОТОР, СТАТОР, ПЕРЕПУСК ВОЗДУХА, ЛОПАТКА, ВНА, РНА, ХВОСТОВИК, СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ, ЛАСТОЧКИН ХВОСТ
Изменена конструкция компрессора высокого давления ТРДД GE-90 в соответствии с индивидуальным заданием. Выполнен расчет хвостовика лопатки и непробиваемости корпуса.
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ.. 4
1 ПРОЕКТНОЕ ЗАДАНИЕ.................................................................................................6
2 Выбор хвостовика лопатки.. 7
3 РАСЧЁТ НЕПРОБИВАЕМОСТИ КОРПУСА.......................................................................10
ЗАКЛЮЧЕНИЕ.. 14
Список литературы... 14
ВВЕДЕНИЕ
Компрессор является одним из самых важных узлов ГТД, так как параметры его работы (КПД и степень повышения давления) оказывают значительное влияние на удельные параметры двигателя. Если учесть также и то, что масса компрессора составляет 30-50% массы двигателя, то можно заключить, что создание лёгкого, эффективного компрессора – одна из основных задач фирм, разрабатывающих двигатели. Сейчас при проектировании и производстве компрессоров применяются современные технологии, что позволяет создавать компрессоры со степенью сжатия до 40 при относительном малом числе ступеней. В производстве компрессоров всё чаще применяется технология blisk, когда лопатки и диск представляют единое целое. Данная технология позволяет облегчить конструкцию на 15-20%.
Предметом данной работы является компрессор двигателя GE-90.
Впервые двигатель GE90 был использован на самолёте Боинг 777 компании British Airways в ноябре 1995. В то время он был единственным видом двигателя для этого самолёта. Он использовался для моделей 200, 200ER, 200 LR, 300 и 300ER.
По габаритам двигатели семейства GE90 являются самыми крупными в истории авиации (для первого варианта двигателя диаметр вентилятора составлял 3,12 м). Последний вариант (115B) имеет диаметр 3,25 м и занесён в книгу рекордов Гиннеса как имеющий самую большую тягу (569 kN), хотя номинальная тяга составлет 513 kN. Этот рекорд тяги был установлен во время испытаний нагрузки двигателя.
Двигатель с 10-ступенчатым компрессором высокого давления был разработан в 70-е годы XX века на основе высокоэффективного двигателя НАСА. Компрессор создаёт степень сжатия 23:1, что также является рекордом. Вентилятор двигателя GE90 115B сделан из композитного материала. В настоящее время ведутся работы по модификации двигателя с целью увеличения его тяги (предполагается, что дальнейшее развитие двигателя приведёт в будущей модели к удвоению тяги).
Транспортировка двигателя возможна на таких самолётах, как Ан-225 «Мрия» или Ан-124 «Руслан» завода Антонова. Так, 17 декабря 2005неполадки двигателя GE90-94B на самолёте Air France Боинг 777, летевшего из Сеулa в Париж, привели к экстренной посадке в Иркутске. Подменный двигатель был доставлен на самолёте Ан-124. Причина аварии до сих пор расследуется.
Характеристики двигателя
Взлётный режим
§ Тяга — кгс 39680
§ Степень двухконтурности — 8,14
§ Полная степень повышения давления — 39,3
§ Расход воздуха, кг/сек — 1379
Крейсерский режим
§ Высотность, м — 10668
§ Максимальное число М полёта — 0,81
§ Тяга, кгс — 7945
Описание конструкции компрессора
Компрессор осевой 10-ти ступенчатыйбарабанно дискового типа. На первых 5-ти ступенях выполены регулируемые направляющие аппараты. За 5 ступенью осуществляется отбор воздуха на самолётные нужды, за 6 ступенью отбор воздуха на охлаждение турбины. Направляющие аппараты двухопорные. Крепление лопаток РК к дискам по типу "ласточкин хвост".
ПРОЕКТНОЕ ЗАДАНИЕ
КВД GE-90: НА выполнить консольного типа, крепление лопаток НА к корпусу типа "ласточкин хвост", КПВ расположить за 6 ступенью, отбор воздуха на охлаждение турбины за 7 ступенью.
Исходная и измененная конструкции компрессора высокого давления двигателя GE-90 представлены соответственно на рисунках 1 и 2.
Как исходный, так и проектный компрессоры десятиступенчатые.
Выбор хвостовика лопатки
Приведем расчетную схему определения напряжений в хвостовике
Рисунок 6 – Расчётная схема определения номинальных напряжений в замке типа «ласточкин» хвост
Преобразуем первый диск компрессора таким образом, чтобы вместо сварки лопатки крепились к диску с помощью хвостовика «ласточкин хвост», типа I, с углом в 40°.
Примем высоту хвостовика первой ступени:
h1=24 мм,
Диаметр обода D для диска рабочего колеса первой ступени возьмём с чертежа:
D=186 мм.
По таблице 1.3 [3], используя h1, подберём ближайшей типоразмер для данного типа хвостовика. Это будет типоразмер 5, со следующими параметрами:
,
,
,
,
,
,
.
Из условия прочности диска, лопатки на диске следует расположить так, чтобы минимальное расстояние между хвостовиками соседних лопаток было равно С (а=С). Иначе говоря, число лопаток на диске должно удовлетворять условию:
,
,
Таким образом, максимально возможное число лопаток равно Z=22. Проведём расчёт на прочность хвостовика лопатки. По чертежу и таблице определим
,
– длина хвостовика,
.
Максимальная нагрузка на лопатку:
где mП – масса пера лопатки, R – радиус центра тяжести лопатки.
Максимальная нагрузка на выступ:
Расчёт хвостовика на растяжение:
Нагрузка на лопатку:
.
Общая нагрузка:
.
Площадь растяжения:
;
- угол установки замка.
Напряжение растяжения:
.
Полученное значение меньше допускаемого [3]:
.
Расчёт хвостовика на смятие:
Сила на боковую грань хвостовика:
.
Площадь смятия:
.
Напряжение смятия:
.
Полученное значение меньше допускаемого[3]:
.
Таким образом, хвостовик проходит по прочности, как на растяжение, так и на смятие.
РАСЧЕТ НЕПРОБИВАЕМОСТИ КОРПУСА
Для того чтобы выполнялось условие непробиваемости корпуса необходимо, чтобы кинетическая энергия оторвавшейся лопатки была меньше потенциальной энергии корпуса, то есть:
.
Расчёт проведём для первой лопатки, так как она наиболее массивная в КВД.
1. Оценим массу лопатки:
По чертежу определим её размеры:
,
,
.
Для сплава ВТЗ-1 плотность равна r=4500 кг/м3.
Тогда:
2. Определение радиус центра тяжести лопатки:
.
3. Угловая скорость вращения ротора КВД:
,
.
4. Кинетическая энергия лопатки:
.
Параметры титанового корпуса:
.
Эмпирические коэффициенты:
,
,
,
.
Предел сопротивления срезу при ударе:
.
5. Периметр площадки соударения лопатки с корпусом:
Ширина лопатки в верхней части:
.
Толщина корпуса:
.
Периметр:
.
6. Потенциальная энергия корпуса:
Так как получили W > Ek, то отсюда следует, что условие непробиваемости корпуса выполняется.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В работе была изучена и модернизирована конструкция компрессора высокого давления двигателя GE-90.
Конструктивные изменения состояли в следующем:
отбор воздуха на охлаждение турбины перенесён и осуществляется за 7 ступенью, отбор воздуха на самолётные нужды осуществляется через клапан перепуска воздуха за 6 ступенью. Нерегулируемые направляющие аппараты последних 5 ступеней выполнены консольно, между дисками вставлены барабанные проставки, а крутящий момент от диска к диску передаётся через стяжные болты. У направляющих аппаратов выполнены крепления типа "ласточкин хвост".
Произведён расчёт хвостовиков лопаток.
Напряжение растяжения:
.
Полученное значение меньше допускаемого:
.
Напряжение смятия:
.
Полученное значение меньше допускаемого[3]:
.
Так же произведён расчёт непробиваемости корпуса.
Кинетическая энергия лопатки:
.
Потенциальная энергия корпуса:
Так как получили W > Ek, то отсюда следует, что условие непробиваемости корпуса выполняется.
Список литературы
1. Белоусов А.И., Иванов А.И. Расчет осевых сил, действующих в турбомашинах. - Куйбышев: КуАИ, 1981.- 84 с.
2. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей: Учебник для студентов вузов по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки»/ С. А. Вьюнов, Ю. И. Гусев, А. В. Карпов и др.; Под общ. ред. Д. В. Хронина. - М.: Машиностроение, 1989. - 368 с.: ил.
3. Проектирование подвески ГТД на летательном аппарате: Учебное пособие/ Е. П. Кочеров, Н. И. Старцев; Самарский государственный аэрокосмический ун-т. Самара. 1999. - 54 с.
4. Проектные работы по курсу «Конструкция и проектирование ГТД» Учеб. Пособие /Н. И. Старцев; Самар. авиац. ин-т. Самара, 1992. 80 с.
5. Н.И. Старцев Проектирование осевых компрессоров ГТД: Учеб. пособие. - КуАИ. 1978г.
6. Н.Д. Кузнецов и др. Управление радиальными зазорами в турбокомпрессорах авиационных ГТД: СГАУ. 1991г.
7. Старцев Н.И. Конструирование лопаток и дисков ГТД: Куйбышев, КуАИ, 1980г.
8. Гаврилов Н.Г. Старцев Н.И. Проектирование осевых и газовых турбин: Куйбышев, КуАИ, 1984г.
9. Лукачев В.П. Данильченко В.П. Резник В.Е. Выбор параметров и инженерные основы проектирования систем охлаждения лопаток турбин авиационных ГТД: Куйбышев, КуАИ, 1983г.
12.База данных газотурбинных двигателей кафедры КиПДЛА СГАУ