Метрология / Том 1. Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы / 4-2-Silovyje_skhemy_rotorov

Рисунок 4.14 — Определение направления действия гироскопического момента на ротора двигателей самолета

x = 2 - для ротора с осевым компрессором; k = 20…30.

Направление гироскопического момента определяется по направлению действия поворотного ускорения. При этом удобно пользоваться правилом: гироскопический момент, возникающий при отклонении самолета от прямолинейной траектории, направлен таким образом, что под действием его самолет стремится повернуться в пространстве так, чтобы направления вращения с угловыми скоростями ω è Ω , видимые от постороннего наблюдателя, совпадали. На Рис. 4.14 приведен пример определения направления действия гироскопического момента.

Гироскопический момент имеет весьма большую величину. Он передается на корпус от ротора через подшипники и опоры, вызывая в корпусах и роторах напряжения изгиба. Для уменьшения сил, действующих от гироскопического момента на подшипники и опоры, расстояние между последними выбирают как можно больше.

Угловую скорость вращения самолета можно также определить по коэффициенту перегрузки.

При эволюциях самолета возникает центробежная сила инерции ротора (см. Рис. 4.14):

ãäå V – скорость полета самолета.

Для самолетов-истребителей величина коэффициента перегрузки k1= 8…10 (десятикратная перегрузка получается, в частности, при выходе самолета из пикирования).

4.2 – Силовые схемы роторов

Силовые схемы роторов отличаются следующим:

-способом соединения дисков ступеней компрессора и турбины между собой;

-числом и расположением опор;

-способом соединения роторов турбины

èкомпрессора для передачи крутящего момента

èосевых сил;

-способом фиксации осевого положения роторов, исключающего их смещение и нарушение осевых и радиальных зазоров между элементами ротора и корпуса двигателя.

В зависимости от числа опор различают двух-, трех-, четырехопорные роторы, а в зависимости от числа роторов – одно-, двух- и трехвальные двигатели. Двухопорные роторы применяются при относительно коротких и жестких роторах компрессора и турбины, чаще всего — в системе газогенератора. Трехопорные роторы применяются в конструкциях многоступенчатых компрессоров и турбин, чаще всего — в системе наружных каскадов двухили трехвальных двигателей. Радиально-упорный подшипник, воспринимающий разность осевых нагрузок на компрессор

èтурбину, стараются расположить исходя из соображений его наименьшей тепловой напряженности, т.е. в «холодной» части двигателя, например в передней части компрессора.

На Рис. 4.15 представлены примеры широко применяемых силовых схем роторов авиационных двигателей:

-силовая схема роторов двигателя General Electric CF-6-80 – двухвальная с двухопорным ротором НД и четырехопорным ротором ВД;

-силовая схема роторов двигателя PW-2037 – двухвальная с трехопорным ротором НД и двухопорным ротором ВД;

-силовая схема роторов двигателя ÏÑ-90À –

двухвальная с трехопорным ротором НД и трехопорным ротором ВД;

- силовая схема роторов двигателя Rolls-Royce Trent 800 – трехвальная с трехопорным ротором НД

с межвальным расположением шарикоподшипника, трехопорным ротором СД и двухопорным ротором ВД.

Силовые схемы роторов ГТД наземного применения значительно проще. Как правило, они включают в себя одновальный ротор ВД базового авиационного двигателя (с высокой степенью унификации конструктивных решений) или новый специально разработанный ротор.

4.3 – Силовые схемы статоров

Силовые корпуса двигателей предназначены для восприятия и суммирования усилий, действующих в ГТД, и частичной передачи их в виде силы тяги (двигатели воздушных судов) на силовые эле-

Рисунок 4.16 – Типовые схемы статоров одноконтурных авиационных двигателей а) с «внутренней» связью; б) с «на-

ружной» связью; в) с комбинированной связью 1 – корпус компрессора; 2 – корпус

переднего подшипника; 3 – корпус среднего подшипника; 4 – корпус турбины; 5 – корпус заднего подшипника; 6 – корпус газосборника; 7 – корпус заднего подшипника; 8 – корпус камеры сгорания

менты самолета или крутящего момента (двигатели, как приводы к другим агрегатам) на подмоторную раму.

К силовым корпусам ГТД относят корпуса компрессора, камеры сгорания, турбины, а также корпуса опор. Все эти корпуса собираются в единую конструкцию - статор с помощью фланцев, которые соединяются болтами, шпильками, штифтами. К силовым корпусам крепятся входные

èвыходные устройства двигателя, коробки приводов, корпуса наружного контура, устройства форсирования и реверса тяги. На силовых корпусах размещаются узлы крепления двигателя к самолету или к подмоторной раме.

Силовые схемы статоров одноконтурных двигателей различаются, в основном, по виду связи корпусов компрессора, камеры сгорания, турбины и опоры заднего подшипника ротора. На Рис. 4.16 приведены три типовые схемы статоров одноконтурного двигателя с трехопорным ротором.

На всех схемах корпус 1 компрессора непосредственно связан с корпусом 2 переднего подшипника и корпусом 3 среднего подшипников ротора. На схеме à корпус турбины 4 связан с корпусом среднего подшипника ротора через корпус 5 заднего подшипника ротора и корпус 6 газосборника. На схеме á задний подшипник расположен за турбиной и его корпус 7 через корпус турбины и корпус 8 камеры сгорания связан с корпусом среднего подшипника ротора. На схеме â изображена разветвленная связь корпусов, при которой к корпусу среднего подшипника ротора независимо крепят корпус заднего подшипника ротора, а через корпус камеры сгорания корпус турбины.

Âнастоящее время нашли широкое применение силовые схемы статоров типа á è â. Силовая схема типа à широко не распространена на двигателях с прямым потоком газа ввиду относительно небольшой жесткости и сложности конструктивного выполнения. Однако, она применяется на двигателях с петлевым потоком газа, к примеру, на промышленных ГТД или двигателях малой мощности.

Силовые схемы статоров двухконтурных двигателей, в основном, являются развитием какойлибо из вышеперечисленных схем с включением в нее силового корпуса наружного контура. Рассмотрим одну из таких схем статоров на примере авиационного двигателя ПС –90А.

Âсиловую схему статоров газогенератора двигателя ПС-90А (см. Рис. 4.17) входят разделительный корпус 1, корпус 2 КВД, наружный корпус 3

èвнутренний корпус 4 камеры сгорания, корпус 5