ПРЕДИСЛОВИЕ

Газотурбинные двигатели (ГТД) - основной тип двигателей в авиации. В последние годы они широко применяются для наземных и морских транс­ портных средств, в качестве привода энергетических установок, газоком­ прессорных станций и т.д. Газотурбинные двигатели - классический пример сложнейшего устройства, детали которого работают длительное время в ус­ ловиях предельно высоких температур и нагрузок. Вместе с тем, эти двигате­ ли —образец высокой надежности, которая обеспечивается эффективными конструкторскими решениями и прочностными расчетами.

Обучение конструированию газотурбинных двигателей предусматривает изучение существующих конструкций двигателей, их деталей и узлов, усвое­ ние студентами навыков анализа конструкций, условий их работы, нагрузок, обеспечения прочности. Для получения этих навыков необходимо решить большое количество задач по анализу конструкций, выполнению эскизов конструкций, прочностных расчетов.

Настоящее учебное пособие предназначено для практических и лабора­ торных занятий и самостоятельной работы студентов при изучении дисцип­ лин «Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установою). Оно соответствует программе дисциплины и основным задачам се освоения, а именно - приобретению практических навыков и опыта само* стоятельного анализа конструкций авиадвигателей, их узлов и расчетов на прочность элементов двигателей.

Учебное пособие представляет собой сборник вопросов и задач по наи­ более сложным для изучения разделам дисциплины: анализу конструкций двигателей и их узлов, а также по расчетам элементов двигателей на проч­ ность и колебания. Изучение этих разделов предполагает выполнение сту­ дентами большого объема самостоятельной работы: решения задач, анализа чертежей и схем, выполнения расчетов, эскизов, схем. Именно такая форма обучения, наряду с курсовым проектированием, позволяет студенту приобре­ сти практические навыки и опыт конструирования и расчетов. Насколько нам известно, подобные издания по конструкции и прочности авиационных дви­ гателей не издавались уже более 20 лет.

Основная особенность издания состоит в том, что в нем собраны не­ сложные нетрудоемкие задачи, решение которых позволяет охватить широ­ кий круг вопросов конструкции и прочности авиационных двигателей. Сбор­

вать действующие усилия, температуру деталей, характер их изменения на различных режимах работы двигателя. Необходимо опираться на приведен­

ные в теоретических разделах курса сведения о проблемах, которые необхо­ димо решить при разработке конструкции того или иного узла, возможных вариантах конструкции, их сильных и слабых сторонах. Решение задач этих разделов необходимо иллюстрировать эскизами и схемами, подробно аргу­ ментировать принимаемые решения.

В разделах 6 - 9 приведены задачи по расчету на прочность и колебания типичных элементов газотурбинных двигателей: дисков, лопаток, роторов. Решение этих задач направлено не столько на освоение практических мето­ дик расчетов (в настоящее время часто используют сложные трудоемкие ме­ тодики, рассчитанные на специалистов-прочнистов), сколько на приобрете­ ние навыков приближенной оценки и сравнительного анализа прочности и колебаний. В задачах в ряде случаев используются различные единицы изме­ рения одних и тех же величин, это сделано сознательно и направлено на то, чтобы выработать у студентов навыки перевода данных из одной системы в другую. При решении задач этих разделов рекомендуется наряду со сведе­ ниями из теоретической части курса пользоваться краткой сводкой основных формул, приведенных в начале каждого раздела.

Пособие подготовлено и опробовано в учебном процессе преподавате­ лями кафедры «Авиационные двигатели» Пермского государственного тех­ нического университета: профессором, д-ром техн. наук М.А.Нихамкиным и доцентом, канд. техн. наук Л.В.Вороновым. Все разделы пособия написаны обоими авторами совместно.

Авторы просят прощения у читателей за неизбежные в подобных изда­ ниях ошибки и неточности и будут благодарны за помощь всем, кто сообщит свои замечания и пожелания по E-mail: nikhamkin@pstu.ac.ru.

1.КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ ГТД

1.1.Приведите классификацию газотурбинных двигателей.

1.2.В чем принципиальное различие газотурбинных двигателей прямой

инепрямой реакции, области их применения, достоинства и недостатки?

1.3.Сравните конструктивные схемы и области применения турбореак­

тивных двигателей (ТРД) и турбореактивных двигателей с форсажной каме­ рой (ТРДФ).

1.4.Сравните конструктивные схемы и области применения ТРД и тур­ бореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД).

1.5.Сравните конструктивные схемы и области применения ТРДД и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой (ТРДЦФ).

1.6.Какими соображениями определяется количество, тип и расположе­ ние опор ротора одновального ТРД?

1.7.Приведите пример расположения опор ротора одновального ТРД с составным валом турбокомпрессора; укажите тип опор.

1.8.Приведите пример расположения опор роторов двухвального ТРДД

ссоставным валом турбокомпрессора и промежуточным валом в роторе низ­ кого давления; укажите тип опор.

1.9.Каким образом обеспечивается свобода теплового расширения ро­ торов компрессора и турбины двигателя при их нагреве во время работы?

1.10.Каким образом обеспечивается осевая фиксация роторов компрес­ сора и турбины?

1.11.Почему ротор турбокомпрессора с осевой силовой связью между турбиной и компрессором имеет только одну упорную опору? Изобразите схему расположения опор.

1.12.Почему ротор турбокомпрессора без осевой силовой связи между турбиной и компрессором имеет две упорные опоры? Изобразите схему рас­ положения опор.

1.13.Перечислите способы регулирования соосности и перекоса валов компрессора и турбины.

1.14.Изобразите конструктивную схему ТРД с восьмиступенчатым ком­ прессором и двухступенчатой турбиной.

1.15.Изобразите конструктивную схему ТРДФ с восьмиступенчатым компрессором и двухступенчатой турбиной.

1.16.Почему в конструкции ТРДФ и ТРДДФ предусматриваются регулируемые сопла?

1.17.Сравните конструктивные схемы ТРДД со смешением и без сме­ шения потоков внутреннего и наружного контуров. В чем достоинства и недостатки каждой схемы?

1.18.Изобразите конструктивную схему ТРДД с четырехступенчатым компрессором низкого давления (КНД), десятиступенчатым компрессором

1.44.Изобразите конструктивную схему подъемного ТРД с шестисту­ пенчатым компрессором и одноступенчатой турбиной.

1.45.В чем состоят особенности конструктивных схем подъемно-

маршевых газотурбинных двигателей?

1.46.Изобразите конструктивную схему подъемно-маршевого ТРД с де­ сятиступенчатым компрессором и одноступенчатой турбиной.

1.47.Изобразите конструктивную схему подъемно-маршевого ТРДД с трехступенчатым КНД, семиступенчатым КВД, одноступенчатой турбиной высокого давления (ТВД), двухступенчатой турбиной низкого давления (ТНД) и реактивными соплами наружного и внутреннего контуров.

1.48.В чем состоят достоинства и недостатки подъемно-маршевых дви­ гателей с выносными вентиляторами?

1.49.Назовите области применения вспомогательных двигателей.

1.50.В чем состоят особенности конструктивных схем малогабаритных турбовальных двигателей, используемых в пусковых устройствах ГТД?

1.51.Назовите области наземного применения газотурбинных двигате­ лей. Какие типы двигателей используются в этих областях?

1.52.Назовите особенности конструктивных схем газотурбинных двига­ телей наземного применения.

1.53.Для указанного варианта (табл. 1.1) дайте краткую характеристику двигателя, изображенного на рисунке в приложении А.

2.16. В конструкции, представленной на рис. Б.2, указать опоры ротора, участвующие в передаче: а) осевых усилий; б) радиальных усилий.

2.17. В конструкции, представленной на рис. Б.З, указать опоры ротора, участвующие в передаче: а) осевых усилий; б) радиальных усилий.

2.18. В конструкции, представленной на рис. Б.4, указать опоры ротора, участвующие в передаче: а) осевых усилий; б) радиальных усилий.

2.19. В конструкции, представленной на рис. Б.5, указать опоры ротора, участвующие в передаче: а) осевых усилий; б) радиальных усилий.

2.20.В конструкции, представленной на рис. Б.6, указать опоры ротора, участвующие в передаче: а) осевых усилий; б) радиальных усилий.

2.21.В конструкции, представленной на рис. Б.7, указать опоры ротора ТВД, участвующие в передаче: а) осевых усилий; б) радиальных усилий.

2.22.В конструкции, представленной на рис. Б.8, указать опоры ротора свободной турбины, участвующие в передаче: а) осевых усилий; б) радиаль­ ных усилий.

2.23.В конструкции, представленной на рис. Б.9, указать опоры ротора турбины, участвующие в передаче: а) осевых усилий; б) радиальных усилий.

2.24.В конструкции, представленной на рис. Б. 10, указать опоры ротора силовой турбины, участвующие в передаче: а) осевых усилий; б) радиальных усилий.

2.25.Поясните различие передних разгрузочных полостей компрессоров высокого давления, представленных на рис. Б.2 и рис. Б.З.

2.26.Поясните назначение каскада лабиринтных уплотнений за послед­ ними ступенями КВД (см. рис. Б.2, поз. 75, рис. Б.З, поз. 7).

2.27.Поясните, каким образом осуществляется разгрузка упорного под­ шипника (поз. 7) в конструкции силовой турбины, представленной на рис.

Б.10?

2.28.Каким образом устраняется внецентренное растяжение стяжных болтов роторов ГТД?

2.29.Сравните характер изменения осевого усилия в стяжном болте ро­ тора компрессора с задним расположением упорного подшипника (рис. 2.2, а) и с передним расположением упорного подшипника (рис. 2.2, б) в связи с действием осевой силы на рабочие лопатки.

2.30.Сравните характер изменения осевого усилия в стяжных болтах ро­ торов ТВД и свободной турбины (рис. Б.8) в связи с действием осевой силы на рабочие лопатки.

2.31.Какие нагрузки действуют на корпус ТРД, какие в нем возникают деформации?

2.32.Изобразите нагрузки, передаваемые на корпус ТРД с опор ротора.

2.33.Изобразите схему нагружения корпуса компрессора ТРД.

2.34.Изобразите схему нагружения корпуса камеры сгорания ТРД.

2.35.Изобразите схему нагружения корпуса турбины ТРД.

2.36.Постройте эпюры крутящих моментов, действующих в корпусе ТРД с восьмиступенчатым компрессором и двухступенчатой турбиной.

2.37.Постройте эпюры крутящих моментов, действующих в вале ком­ прессора (рис. 2.3), считая, что ротор вращается с постоянной угловой скоро­

стью и М 2 = М3 = Мх/ 2

г

Рис. 2.3. Варианты роторов компрессора

2.38. Постройте эпюры крутящих моментов, действующих в вале турби­ ны (рис. 2.4), считая, что ротор турбины вращается с постоянной угловой скоростью и М 2=М 3= М , / 2 .

2.39. Сравните характер изменения осевого усилия в стяжном болте ро­ тора компрессора барабанно-дискового типа с задним расположением упор­ ного подшипника (см. рис. 2.2, а) и с передним расположением упорного подшипника (см. рис. 2.2, б) в связи с нагревом деталей ротора на рабочих режимах.

Рис. 2.4. Варианты роторов турбины

2.40. Сравните характер изменения осевого усилия в стяжном болте ро­ тора компрессора барабанно-дискового типа с задним расположением упор­ ного подшипника (см. рис. 2.2, а) и с передним расположением упорного подшипника (см. рис. 2.2, б) в связи с передачей крутящего момента от диска

кдиску через треугольные торцевые шлицы.

2.41.При работе двигателя (рис. 2.5) корпус компрессора нагревается до средней температуры 300 °С, а вал - до 100 °С. В какую сторону ролики подшипника передней опоры сместятся относительно внутренней обоймы и

произойдёт ли их свисание с внутренней обоймы? Принять Z,2 = 1000 мм,

а= 15КГМ/°С, Д2 = 2 мм.

2.42.При работе двигателя (см. рис. 2.5) корпус турбины и камеры сго­ рания нагревается до средней температуры 600 °С, а вал - до 100 °С. В ка­ кую сторону ролики подшипника задней опоры сместятся относительно внутренней обоймы и произойдет ли их свисание с задней обоймы? Принять L]~\000 мм, а = 15 1O'6 1/°С, AJ = 3 MM.

2.43. Определите величину смещения роликов в подшипнике задней опоры ротора ТРД с шариковым подшипником в передней опоре, если при работе двигателя корпус компрессора длиной 1000 мм нагревается до сред­ ней температуры 300 °С, корпус турбины и камеры сгорания длиной 1000 мм - до средней температуры 600 °С, а валы - до 100 °С; принять

а= 15 10'6 1/ °С.

2.44.При работе двигателя (см. рис. 2.5) корпус турбины и камеры сго­ рания нагревается до средней температуры 600 °С, а вал - до 100 °С. Опре-

900 °С, зазор между ними составляет 0,5 мм, на режиме малого газа их тем­ пература равняется 500 °С. Радиус корпуса 500 мм, длина лопатки 50 мм, а = 1510'6 1/°С. Произойдет ли задевание корпуса о ротор? Принять, что тем­ пература диска не успела измениться, деформацией лопатки и корпуса от центробежных и газодинамических сил пренебречь, учитывать только темпе­ ратурные удлинения.

2.49. Какие силы действуют на подвеску двигателя к самолету в услови ях эксплуатации? Как они изменяются на различных режимах полета самолета?

2.50.Перечислите требования, предъявляемые к системе крепления дви­ гателя к самолету.

2.51.Какие силы действуют на подвеску двигателя массой 2000 кг в мо­ мент торможения самолета при коэффициенте эксплуатационной перегрузки, равном 4? Движение считать поступательным.

2.52.Какие силы действуют на подвеску двигателя массой 2000 кг в мо­ мент разгона самолета при коэффициенте эксплуатационной перегрузки, равном 3? Движение считать поступательным.

2.53.Какие силы действуют на подвеску двигателя массой 2000 кг при выполнении самолетом виража в вертикальной плоскости? Гироскопическим моментом пренебречь, радиус кривизны траектории принять равным 500 м, скорость самолета 500 км/ч.

2.54.Какие силы действуют на подвеску двигателя массой 4000 кг при выполнении самолетом виража в горизонтальной плоскости? Гироскопиче­ ским моментом пренебречь, радиус кривизны траектории принять равным 1000 м, скорость самолета 600 км/ч.

2.55.Предложите схему расположения опор и передачи усилий на ста­ тор для двухвального ТРДД (рис. 2.6).

2.56.Предложите схему расположения опор и передачи усилий на ста­ тор для трехвального ТРДД (рис. 2.7).