Расчет граничных условий теплообмена для всех режимов работы двигателя

ТРДД, взятый в качестве прототипа, устанавливается на истребитель. Обобщенный полетный цикл (ОПЦ) для такого самолета имеет вид, представленный на рис. 3.

 

 

Рисунок 3 – Обобщенный полетный цикл

 

Как видно из рис.3, двигатель работает на девяти режимах (без учёта высоты; кроме останова), параметры которых приведены на рис 3.

Для упрощения расчетов примем, что двигатель мгновенно изменяет режим работы.

Анализируя полетный цикл можно заметить, что всего на нем можно выделить 7 различных по условиям работы режимов – в зависимости от высоты и тяги двигателя.

Расчет граничных условий для каждого из 7 различных режимов работы двигателя проводим аналогично расчётам в пункте 4.1, учитывая изменение высоты полёта и режима работы с помощью использования приведенных параметров (частота вращения, температура и давление), которые находятся по следующим формулам (7)-(9):

(7)

где  – частота вращения ротора ВД двигателя на текущем режиме,  частота вращения ротора на максимальном (взлётном) режиме на земле при нормальных условиях, относительная частота вращения ротора,  температура воздуха на высоте полёта согласно МСА,  приведенная к земным условиям частота вращения ротора;

(8)

где относительное давление компрессора в зависимости от относительной частоты вращения ротора,  давление на выходе из КВД на максимальном режиме,  давление на выходе из КВД на текущем режиме,  давление воздуха на высоте полёта согласно МСА, приведенное к земным условиямдавление на выходе из КВД;

(9)

где  полная температура за компрессором, полная температура за компрессором на взлётном режиме, приведенная к земным условиям температура за компрессором. Параметры МСА приняты по ГОСТ 4401-81.

В дальнейших расчётах также участвует значение угловой скорости вращения ротора, которое рассчитывается по формуле (10):

(10)

Параметры работы двигателя, рассчитанные по вышеперечисленным формулам, представлены в таблице 6.

Результаты расчета граничных условий теплообмена для всех режимов работы двигателя приведены в таблице 7.

В результате получены граничные условия на установившемся базовом режиме работы, а также на всех режимах при работе двигателя по принятому обобщенному полетному циклу.

 

Таблица 6– Параметры работы двигателя на всех режимах полёта

 

1	0,76	0	288,15	101325	14820	14830	0,2	297121	196000	714,279	714,279	1552
2	0,97	0	288,15	101325	18915	18955	0,78	864914	763000	800,4	800,4	1981
3	0,76	0	278,4	101325	14820	14900	0,2	297121	196000	795,1009	768,19741	1552
4	1	0	255,68	101325	19500	19500	0,9	977940	880000	800,4	710,20743	2042
5	0,91	7600	255,68	38400	17745	17856	0,212	246151	548000	743,8517	660,03123	1858
6	0,97	3500	255,68	65900	18915	18905	0,78	562497	763000	800,4	710,20743	1981
7	0,76	500	255,68	95464	14820	14742	0,188	279921	196000	761,8172	675,97229	1552
8	0,98	500	255,68	101325	19110	19355,4	0,82	904073	802000	788,67	699,79924	2001
9	0,76	0	255,68	101325	14820	14905,65	0,2	297121	196000	800,4	710,20743	1552

 

 

Таблица 7– Результаты расчета граничных условий теплообмена для всех режимов работы двигателя

 

Режимы	1;3;9		2		4		5		6		7		8
№ участка
1	593	266	593	625	593	690	593	229	593	443	593	254	593	648
2	594	333	594	782	594	863	594	286	594	554	594	317	594	810
3	599	473	599	1112	599	1227	599	407	599	788	599	451	599	1152
4	605	578	605	1359	605	1499	605	497	605	963	605	551	605	1408
5	614	668	614	1570	614	1733	614	575	614	1113	614	637	614	1627
6	626	746	626	1755	626	1936	626	642	626	1244	626	712	626	1818
7	742	685	742	1610	742	1776	742	589	742	1141	742	653	742	1668
8	609	617	609	1451	609	1601	609	531	609	1028	609	588	609	1503
9	612	647	612	1520	612	1677	612	556	612	1078	612	617	612	1575
10	619	705	619	1658	619	1829	619	607	619	1175	619	672	619	1718
11	712	659	712	1550	712	1710	712	567	712	1098	712	629	712	1606
12	613	654	613	1537	613	1696	613	563	613	1090	613	623	613	1593

 

ВЫВОДЫ

  Результатом выполнения конструкторской части данной работы являются расчеты на статическую прочность рабочей лопатки и диска первой ступени турбины высокого давления, расчет на прочность замкового соединения «елочного» типа лопатки, определение динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки и анализ диапазона рабочих частот вращения на наличие резонансных режимов.

В результате статического расчета лопатки на прочность были получены значения изгибных напряжений, растяжения, и суммарных эквивалентных напряжений. Наиболее нагруженным является корневое сечение входной кромки лопатки (σ_ΣА=236,06 МПа). При использовании сплава ЖС6-К коэффициент запаса составил минимальное значение К=1,94, что является допустимым по нормам прочности.

Получены значения динамических частот первой формы изгибных колебаний рабочей лопатки первой ступени турбины, возможных при вращении ротора турбины на различных оборотах работающего двигателя. Построена частотная диаграмма, из которой видно, что в рабочем диапазоне частот вращения ротора турбокомпрессора (от n_мг до n_max) резонанс не возникает.

В результате расчета диска на прочность получены значения напряжений и коэффициента запаса прочности по высоте диска. При расчете учитывалось изменение температуры по высоте диска. Максимальный запас прочности имеем на периферии диска (к=11,7). Минимальный запас прочности к=1,5 на поверхности отверстия, который удовлетворяет требованиям прочности, предъявляемым к дискам турбин.

Был проведен расчет замковой части лопатки на прочность. Рассчитывался замок «елочного» типа. 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.

Полученные коэффициенты запаса прочности по каждому из рассмотренных объектов указывают на то, что рассчитанные элементы двигателя способны работать в условиях, оговоренных режимами работы двигателя и на терять свою прочность и работоспособность в течении назначенного ресурса.

В ходе выполнения дипломной работы была выбрана схема охлаждения рабочей лопатки 1-й ступени турбины ротора высокого давления и проведен расчет её термонапряжённого состояния. После подготовки и анализа исходных данных, мы определили греющую и охлаждающую температуры. В результате было принято решение, сделать лопатку охлаждаемый. После чего была построена сетка конечных элементов для расчетной модели.

Был, также, проведен расчет коэффициентов теплоотдачи в каналах охлаждения и по наружным поверхностям лопатки. Для расчёта термонапряжённого состояния определили величину сил и моментов, которые действуют на лопатку. Назначен ресурс лопатки 1071 часов.

Так как запас прочности не соответствует современным нормам прочности (≥1,3), то необходимо провести ряд дополнительных конструкторских мероприятий: взять материал с улучшенными свойствами.

Для обеспечения работоспособности лопатки был применен материал с улучшенными свойствами ЖС-6К. Это привело к достижению требуемых результатов и обеспечило работоспособность лопатки в заданных условиях.

 

 

Технологическая часть

 

 

Назначение и условия работы

 

Деталь, для которой проектируется технологический процесс ее изготовления, представляет собой рессору.

Подобного рода рессоры используются в различных агрегатах. Рессоры работают в крайне напряженных условиях. Залогом долговечности и надежности таких деталей является соблюдение очень жестких требований по точности и шероховатости рабочих поверхностей. Допуск на погрешность геометрической формы, также очень узкий.