- •1. Конструкторская часть.
- •Обоснование выбора проточной части узла.
- •1.2 Обоснование выбора конструктивной схемы узла.
- •1.3 Основные силовые факторы и усилия, действующие на элементы узла.
- •1.4 Силовая схема узла.
- •1.5 Тип ротора и его основные особенности.
- •1.12 Конструкция статора.
- •1.13 Конструкция сопловых аппаратов.
- •1.14 Уплотнение газовоздушного тракта.
- •1.15 Уплотнение масляных полостей.
- •1.16 Охлаждение турбины.
- •2. Расчет лопатки на статическую прочность.
- •2.1 Методика расчета:
- •2.2 Расчет газодинамических сил действующих на лопатку.
- •2.3 Определение геометрических параметров лопатки.
- •2.4 Определение расчетного режима по частоте вращения.
- •2.5 Определение рабочей температуры лопатки.
- •2.6 Выбор материала и его характеристики.
- •2.7 Расчет напряжений в лопатке.
- •2.8 Оценка работоспособности лопатки по условиям прочности.
- •Равен 1,66 то полученный результат не устраивает. Прочность лопатки не обеспечена.
- •2.9 Корректировка геометрии лопатки, материала
- •Равен 1,8-2,2, то полученный результат устраивает. Прочность лопатки обеспечена.
- •3. Расчет диска по разрушающим оборотам.
- •3.1 Методика расчета диска по разрушающим оборотам.
- •3.2 Выбор материала диска и его обоснование. Характеристики материала.
- •3.3 Определение основных размеров диска. Схематизация диска.
- •3.4 Определение контурной нагрузки, приложенной к ободу диска.
- •3.5 Определение расчетного режима по частоте вращения.
- •3.6 Определение зависимости предела длительной прочности материала от радиуса.
- •3.7 Расчет коэффициентов запаса.
- •3.8 Оценка работоспособности диска по условиям прочности.
- •4.2 Подготовка исходных данных для определения низшей собственной частоты.
- •4.3 Расчет низшей собственной частоты колебаний лопатки.
- •4.4 Построение резонансной диаграммы.
- •Выводы по работе:
1.14 Уплотнение газовоздушного тракта.
Промежуточные кольца имеют на ободах выступы образующие лабиринтное уплотнение с сопловыми аппаратами, между СА установлены проставки.
1.15 Уплотнение масляных полостей.
Уплотнение осуществляется с помощью упругих колец, установленных в канавках стакана и лабиринта.
1.16 Охлаждение турбины.
Охлаждение деталей свободной турбины производится воздухом, отбираемым из-за седьмой ступеней компрессора.
Охлаждение корпуса свободной турбины осуществляется путем продувки корпуса через систему отверстий, выполненных внутри самого корпуса. Воздух на охлаждение дисков подводится по трубопроводу в разгрузочную полость, расположенную за диском второй ступени. Воздух для охлаждения и наддува лабиринтных уплотнений подшипниковых опор подается из-за седьмой ступени компрессора, предварительно очищенный в инерционном воздухоочистителе и охлаждённый в теплообменнике. Этот воздух сначала надувает переднюю опору, затем через отверстия в валу поступает на наддув лабиринта задней опоры.
2. Расчет лопатки на статическую прочность.
2.1 Методика расчета:
Для оценки статической прочности лопатки требуется вычислить коэффициент запаса статической прочности:
, нормальный запас статической прочности К=1.8…2.2
Коэффициент запаса находится для наиболее нагруженного места лопатки
Суммарные напряжения:
Мы считаем что лопатка нагрета равномерно и σt=0, так как выносов центра тяжести по радиусу нет , то .
Наибольшие напряжения изгиба в точках наиболее удаленных от центральных осей.
В точке А: , где иизгибающие моменты приведенные к главным центральным осям.
Напряжения растяжения в профильной части лопаток от центробежных сил:
,
где F(R) - площадь корневого сечения лопатки, R2 – радиус периферийного сечения.
2.2 Расчет газодинамических сил действующих на лопатку.
Осевая газодинамическая сила:
Окружная газодинамическая сила:
, где
, - давление на среднем радиусе [Па],,,,- составляющие скорости на среднем радиусе [м/с].
Из курсовой работы по дисциплине “Турбомашины авиационных двигателей” берем для первой ступени:
=163 [м/с]; =204 [м/с];= - 392 [м/с];= 122 [м/с];
=331984 [Па]; =212876 [Па];
С1 = 424,7 [м/с] W1 = 192 [м/с] С2 = 237,8 [м/с] W2 = 460,5 [м/с] U1= 290,75 [м/с]
U2= 290,66 [м/с]
Рис №4
[Н/м]
2.3 Определение геометрических параметров лопатки.
Геометрические параметры лопатки рабочего колеса первой ступени определены в курсовой работе по дисциплине “Турбомашины авиационных двигателей”:
Таблица 1.
-
Величина
Сечение профиля
корневое
среднее
периферийное
β1
β2
β1л
β2л
rвх
rвых
Zрк
t
dmin
θ
γ
36
27
34
25
2,5
1
91
0,0224
0,01
121
74
58
26
56
24
2
0,8
0,0266
0,0108
100
64
89
25
87
23
1,5
0,6
0,0308
0,012
70
51