- •5. Усилия в гтд от действия газов. Усилия, действующие на входной направляющий аппарат.
- •4.Усилия, действующие в гтд. Причина возникновения, классификация.
- •3. Основные узлы и детали гтд
- •6.Инерционные силы и моменты, возникающие в двигателе.
- •27. Основные этапы развития газотурбинных двигателей (гтд). Классификация, область применения ад. Поколения гтд.
- •7. Понятие о запасе прочности. Запасы прочности основных деталей гтд.
- •8. Усилия, действующие на узел осевого компрессора.
- •33. Ступень осевого компрессора и решетка профилей, их геометрические параметры.
- •25. Жесткие и гибкие валы.
- •34. Кинематика потока в решетке осевого компрессора. План скоростей решетки профилей.
- •24.Колебания вращающихся валов. Невесомый вал с 1м диском.
- •21.Расчет дисков. Напряжения, действующие в диске.
- •19.Резонансные режимы работы двигателя. Источник возбуждения колебаний. Демпфирование колебаний.
- •26. Материалы применяемые для изготовления основных деталей гтд (лопаток,дисков,валов).
3. Основные узлы и детали гтд
Основные узлы : входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина, выходное устройство.
Входное устройстов,или воздухозаборники,служат для предварительного сжатия атмосферного воздуха по действием скоростного напора и подвода его к компрессору двигателя.(воздухозаборник)
Компрессоры – лопаточные машины, в которых осуществляеться механическое сжатие воздуха, поступающего в камеру сгорания. Передача механическое энергии потоку достигается за счет газодинамических сил, возникающих при взаимодействии потока с лопатками. Применяют центробежные и осевые компрессоры.
Камеры сгорания – генератор тепла.
Газовые турбины – лопаточные машины, преобразующие потенциальную энергию потока в механическую работу на валу.
Выходное устройство включает: затурбинный дифузор, удлинительную трубу, реактивное сопло.
19. Резонансные режимы работы двигателя. Источник возбуждения колебаний. Демпфирование колебаний.
В работающих турбомашинах практически все детали подвергаются вибрациям. При совпадении частоты внешнего воздействия с собственной частотой колебаний детали наступает явление резонанса, приводящее к резкому увеличению амплитуды колебаний, переменных напряжений в детали и часто - к последующему разрушению. Поэтому у наиболее ответственных деталей турбомашин (лопаток и дисков) определяются их вибрационные характеристики - собственные частоты и формы колебаний в течение всех этапов создания изделий: проектирования, изготовления и доводки. По результатам определения резонансных (собственных) частот и форм колебаний конструкторскими и технологическими способами проводится отстройка от резонанса. Определение собственных частот и форм колебаний деталей турбомашин и отстройка их от резонанса являются ответственными и необходимыми операциями, от результатов которых зависит техническое состояние и работоспособность турбомашин. Собственные частоты и формы колебаний определяются аналитическими, численными и экспериментальными методами. Первые два применяются в основном на стадии проектирования, третий - на стадиях изготовления и доводки.
6.Инерционные силы и моменты, возникающие в двигателе.
Инерционные силы и моменты возникают в деталях двигателя от статической и динамической неуравновешенности роторов, а также от изменения скорости и траектории самолета, на котором закреплен двигатель. Неуравновешенные силы и моменты роторов двигателя передаются на корпуса через подшипниковые опоры. Направление действия этих сил меняется во времени, а величины этих сил пропорциональны квадрату частоты вращения ротора. Благодаря высокой точности балансировки роторов амплитуды этих сил и моментов невелики. Однако, действуя с высокой частотой, они способны вызывать вибрации корпусов и усталостные повреждения в них. При разгоне и торможении самолета появляется дополнительная осевая сила (к силе обусловленной газовыми нагрузками), нагружающая ротор двигателя и передаваемая на корпус через упорные подшипники. Значение этой силы может превышать массу ротора в несколько раз. Кроме того, эта дополнительная сила нагружает узлы крепления двигателя к самолету. При отклонении траектории полета самолета от прямолинейной возникает угловое ускорение, которое вызывает гироскопический момент и инерционные перегрузки. Величина гироскопического момента пропорциональна угловому ускорению и частоте вращения ротора и может быть определена как:
МГ = ΙΩωsinα, где I - массовый момент инерции ротора относительно оси его вращения; Ω = 2π/τ - средняя угловая скорость вращения самолета в пространстве τ - время, необходимое для совершения рассматриваемого поворота самолета на угол 360°; ω - угловая скорость вращения ротора;
α - угол между осями, вокруг которых происходит вращение (как правило, при расчете берут наиболее неблагоприятный случай с углом равным 90°).
При отсутствии точных данных момент инерции ротора (кг см сек) можно определять приближенно по формуле: I = k ⋅ (R/1000)х,
Направление гироскопического момента определяется по направлению действия поворотного ускорения.
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
Pj = Ω2rG/g = k1G где G – вес ротора;
r – радиус кривизны;
k1 – коэффициент перегрузки.