Застосовувані матеріали. Осьові і радіальні зазори

 

6.1. Вибір матеріалів основних деталей проектованого двигуна

Деталі авіаційних ГТД працюють у різноманітних умовах: при високій і низькій температурах і вологості, при значній запиленості і "засоленості" навколишнього середовища. Ці умови накладають ряд специфічних вимог до конструкційних матеріалів.

При неправильному виборі конструкційних матеріалів можливі значні ерозійно-корозійні ушкодження деталей ГТД, збільшення питомої витрати палива, зниження запасу газодинамічної стійкості компресора, падіння потужності двигуна тощо.

З метою виконання вимог надійності і безпеки польотів, зниження ступеня впливу умов експлуатації на міцностні і газодинамічні характеристики ГТД у даний час у якості матеріалів проточної частини компресорів усе ширше застосовують нержавіючі сталі, нікелеві і титанові сплави. Сучасні титанові сплави мають достатньо високу корозійну стійкість, а за рівнем ерозійної стійкості суперничають із сталями. Деталі гарячої частини двигунів (камери згоряння, лопатки і диски турбіни) виготовляють із спеціальних жаростійких і жароміцних нікелевих сплавів. Відомості про такі матеріали приведені в підручниках і спеціальній довідковій літературі.

Вибір матеріалів основних деталей двигуна варто проводити мотивовано з урахуванням робочих температур деталей, повітря і газу на підставі рекомендацій, викладених у навчальній і довідковій літературі, на лекційних і лабораторних занят­тях.

Марки матеріалів, що використовуються в проектованому ГТД зазначені в таблиці №3.

Таблиця №3

Використовувані матеріали основних деталей ГТД

Найменування вузла і деталі	Марка матеріалу	Межа короткочасної міцності σв (МПа)	Межа пропорційності σ0,2 (МПа)	Твердість по Бринеллю (МПа)	Рекомендована робоча температура Т ()
Диск 1 ст.	ХН77ТЮР			255 -321
Корпус КВД	20ГСЛ			Нет данних
Корпус силовой	13Х11Н2В2МФ
Корпус СА	20Х13			197-248

 

6.2. Вибір осьових і радіальних зазорів

Раціональний вибір радіальних і осьових зазорів між обертаючимися і нерухомими деталями двигуна є дуже важливою задачею, розв'язуваної на етапі проектування ГТД.

При вирішенні задач вибору радіальних і осьових зазорів необхідно виходити з того, що їхнє зменшення між деталями, що утворюють проточну частину двигуна, призводить до збільшення ККД компресора і турбіни внаслідок зменшення перетікання газу через зазори. Проте при цьому зростає можливість стикання рухомих деталей роторів компресора і турбіни з нерухомими корпусними деталями статора внаслідок теплових і пружних деформацій при зміні теплового стану і навантажень, що діють на деталі ГТД. Тому необхідно враховувати зміну їхніх лінійних розмірів, а також допуски на виготовлення роторних і статорних деталей, можливість перекосу, прогину, неспівосності роторів, овалізації корпусів і т.п.

У загальному випадку осьові і радіальні зазори в холодному стані (так називані монтажні зазори) вибирають при проектуванні ГТД таким чином, щоб у робочому стані вони були мінімальними, але виключали стикання роторних і статорних деталей на всіх режимах роботи, особливо на режимах запуску й останову ГТД.

Так, режимом, що визначає мінімальний розмір монтажного радіального зазору d_м, є режим останову двигуна в польоті, а розмір цього зазору (у холодному стані) можна приблизно оцінити по формулі (мм):

,

де D – діаметр корпуса, мм.

Діаметр корпуса соплового апарату двигуна-прототипу дорівнює Ø552мм

 

δм = 3 × = 1,65 мм

Діаметр корпуса компрессора двигуна-прототипу РУ19А-300 в межах Ø490мм

δм = 3,1 × = 1,51 мм

 

Приблизне значення осьового монтажного зазору D у холодному стані можна визначити по відстані L від місця зазору до місця фіксації ротора відносно корпуса (у радіально-упорному підшипнику) (мм):

.

Компресор двигуна-прототипу РУ19А-300 семиступеневий тому умовно позначимо відстані Lкі від місця зазору радіально-упорного підшипника.

Обираємо наближені данні

Lк₁ = 440мм

Lк₂ = 385мм

Lк₃ = 330мм

Lк₄ = 275мм

Lк₅ = 220мм

Lк₆ = 165мм

Lк₇ = 110мм

Lк₈ = 55мм

Звідки розрахуємо приблизне значення осьового монтажного зазору Dі:

D₁ = 4× =1,76мм

 

D₂ = 4× = 1,54мм

 

D₃ = 4× = 1,32мм

 

D₄ = 4× = 1,1мм

 

D₅ = 4× = 0,88мм

 

D₆ = 4× = 0,66мм

 

D₇ = 4× = 0,44 мм

 

D₈ = 4× =0,22мм

 

Турбіна двигуна-прототипу РУ19А-300 одноступенева тому умовно позначимо відстань L_Т від місця зазору радіально-упорного підшипника, обираємо наближені данні L_Т =200мм.

D_Т = 4× =0,8мм

 

При визначенні мінімального осьового зазору враховують його розмір у радіально-упорному підшипнику й у муфті з'єднання валів роторів компресора і турбіни.

При курсовому проектуванні необхідно розрахувати осьові і радіальні зазори відповідно до вищеназваних рекомендацій і вказівок, приведеним в навчальній літературі. Отримані результати звести в табл.4.

Таблиця №4

Осьові та радіальні зазори між статорними та роторними деталями

 

Найменування зчленування деталей	Зазор
	Радіальний, мм	Осьовий, мм
Компресор 1ст	1,51	1,76
Компресор 2ст	1,51	1,54
Компресор 3ст	1,51	1,32
Компресор 4ст	1,51	1,1
Компресор 5ст	1,51	0,88
Компресор 6ст	1,51	0,66
Компресор 7ст	1,51	0,44
Компресор 8ст	1,51	0,22
Турбіна	1,65	0,8