Помощничек
Главная | Обратная связь


Археология
Архитектура
Астрономия
Аудит
Биология
Ботаника
Бухгалтерский учёт
Войное дело
Генетика
География
Геология
Дизайн
Искусство
История
Кино
Кулинария
Культура
Литература
Математика
Медицина
Металлургия
Мифология
Музыка
Психология
Религия
Спорт
Строительство
Техника
Транспорт
Туризм
Усадьба
Физика
Фотография
Химия
Экология
Электричество
Электроника
Энергетика

Нагрузки, действующие на статор (корпус, направляющий аппарат)



Статор компрессора воспринимает самые разнообразные нагрузки такие как, осевые газовые силы; силы давления; изгибные и крутящие моменты от направляющих аппаратов (НА) и от сопрягаемых деталей; силы от опор валов; тепловые деформации [2].

Осевая сила, действующая на проточную часть НА осевой ступени компрессора (рис. 6):

, (9)

где pпi, pзi, С1V, C2V – статические давления и осевые скорости на средних радиусах лопатки перед и за РК; Dпi, dпi,Dзi, dзi – наружный и внутренний диаметры входной и выходной кромки лопатки; m – расход воздуха.

Крутящий момент возникающий от газовых сил на лопатках НА вычисляется на основе треугольников скоростей на среднем радиусе ступени:

, (10)

где m – расход воздуха (газа); R2ср,R3ср – средний радиус проточной части перед и за НА; С2U,С3U – окружная скорость воздуха на среднем радиусе.

Рис. 6. Схема действующих газовых сил на лопатку НА осевого компрессора

 

Сила, действующая на корпус компрессора, будет складываться из осевых сил и крутящих моментов, действующих на каждый лопаточный венец НА и силы от опор компрессора.

Для многоступенчатых осевых компрессоров характерно увеличение температуры по числу ступеней, т.е. для последних ступеней многоступенчатых компрессоров к вышеперечисленным силам добавляются термические напряжения.

При определении газовых сил, действующих на элементы проточной части компрессора (как роторные, так и статорные) лучше всего использовать 3D численное твёрдотельное термогазодинамическое моделирование [6], так как результат моделирования будет максимально приближен к действительности, в расчёте будет учтены конструктивные особенности, изменения свойств и параметров рабочего тела на различных режимах (рис. 7).

Рис. 7. Некоторые результаты моделирования газовых сил, действующих на элементы проточной части компрессора в ANSYS 13.0 CFX

 

Необходимые для работы экспертной системы данные (геометрия проточной части и лопаточных венцов, параметры потока) определяются при помощи термогазодинамического расчёта в СИМ работы лопаточных машин (например, СИМ Kompr) на наиболее тяжёлых для конструкции режимах (режимы с максимальными газовыми силами, режимы с максимальными температурами, режимы с максимальными центробежными силами).3 Нагрузки, действующие на камеру сгорания

Камеры сгорания (КС) ГТД предназначены для превращения химической энергии топлива в тепловую энергию и подводу её к рабочему телу. В КС можно выделить два основных структурных элемента, это корпус КС и жаровая труба (ЖТ). ЖТ не воспринимает никаких нагрузок, кроме термических (тепловой поток от горячей зоны) и газовых (перепад давления на стенках ЖТ может достигать 300 МПа). ЖТ необходима только для организации зоны горения и снижения температуры корпуса КС. Корпус КС воспринимает осевые и крутящие моменты от смежных корпусных деталей (от корпусов компрессора и турбины), перепад давления внутри и с наружи КС, термические нагрузки (сравнительно меньшие, чем ЖТ). На ЖТ КС обычно наносят различные термозащитные и термобарьерные покрытия, препятствующие прогару, не допускающих перегрева конструкции и уменьшающие воздействие агрессивной среды.

Осевые усилия, действующие на КС ГТД, определяются как сумма приложенных к ней статических и динамических усилий под действием статических давлений [2]:

, (11)

где P1, V1, P2, V2 – статические давления и скорости воздуха и газа на входе и выходе из КС; mв – массовый расход воздуха на входе; mг – расход газа на выходе из КС; Dп, dп, Dз, dз – геометрические размеры КС на входе и выходе.

Напряжения, вызывающие разрушение конструкции, во многих случаях происходит от частых изменений режима работы двигателя, при которых происходит резкий перепад температур. Анализ разрушений конструкций показывает, что часть из них происходит из-за температурных напряжений в материале.

Камера сгорания работает в весьма сложных условиях: температура газов в ядре горения достигает 2300 К, корпус КС работает при температурах порядка 600 – 650 К, рабочие температуры ЖТ – до 1200 К. Материалы, применяющиеся в КС ГТД должны обеспечивать высокую прочность, стойкость к газовой коррозии, хорошо переносить вибрации, обеспечивать достаточную пластичность, легкость штамповки, волочения, сгибания и сварки. Для КС применяют сплавы на никелевой основе с жаростойкими покрытиями, иногда термобарьерными покрытиями и облицовкой керамикой, в перспективе для V-го поколения использование керамокомпозитов.

Необходимые для работы экспертной системы данные (геометрия проточной части, параметры потока, свойства и состав рабочего тела) определяются при помощи термогазодинамического расчёта в СИМ Dvigw на наиболее тяжёлом для конструкции режиме (режим с максимальными газовыми силами и температурами).4 Нагрузки, действующие на турбину

Турбины ГТД это лопаточные машины, предназначенные для превращения кинетической и потенциальной энергии рабочего тела в энергию механического вращения (для привода компрессора, электрогенератора или агрегата). Элементарная ступень турбины состоит из соплового аппарата (СА) и рабочего колеса (РК) турбины.

Осевое усилие от газовых сил, величины крутящих моментов, действующее на ротор и статор турбины, определяются аналогично соответствующим силам для компрессора, формулы (2) – (10), но процессы, происходящие в турбине, носят противоположный характер. Так как осевая нагрузка на рабочие лопатки, компрессора направлена против направления потока воздуха, для турбины – по потоку, кроме того направление окружной нагрузки для рабочих лопаток турбин совпадает с направлением вращения, а для компрессора – наоборот.

Лопатки РК газовых турбин испытывают высокие напряжения растяжения, изгиба, что вызывает усталость материала. Температурные напряжения увеличиваются с увеличением градиентов температур. В более горячих зонах лопатки возникают температурные напряжения сжатия, а в более холодных – растяжения. Температурные напряжения на рабочих лопатках турбин считаются по следующей формуле:

, (12)

где NТ, Т, Т – температурная сила и моменты; F' - площадь сечения лопатки; ξ, η – главные центральные оси; I'ξ, I'η – моменты инерции; α – коэффициент линейного расширения; T – температура лопатки.

Для повышения эффективности рабочего цикла ГТД стремятся как можно сильнее увеличить температуру за КС, что приводит к необходимости применения особых покрытий и применения охлаждаемых лопаток РК и СА. В лопатках турбин современных авиационных ГТД, в которых температура газа перед турбиной достигает 1500…1800 К, применяются эффективные системы охлаждения и используются различные теплозащитные и термобарьерные покрытия, поддерживающие среднюю температуру лопатки на 400 градусов ниже температуры газа.

Распределение температурных полей по профильной части пера лопатки и по внутренней поверхности лопатки (система охлаждения) в условиях высокой окружной и радиальной неравномерности тепловых и газодинамических полей потока представляет собой отдельную сложную техническую задачу. На практике для проведения прочностного анализа обычно задаются некоторым стандартным распределением. Для более точных вычислений, необходимы дополнительные экспериментальные исследования или применение программных комплексов для 3D численного твёрдотельного термогазодинамического моделирования (например, ANSYS 13.0CFX). На рис. 9 приведены результаты расчёта совмещённого теплообмена элемента рабочей лопатки турбины высокого давления в ANSYS 13.0 CFX.

а) б)

Рис. 9. Расчёт совмещённого теплообмена в ANSYS 13.0 CFX: а) температурное поле на профильной части охлаждаемой лопатки турбины; б) температурное поле на внутренних поверхностях лопатки (система охлаждения)

 

Значительные температуры нагрева и резкие их изменения, статическая, динамическая и циклическая загруженность и ряд других факторов обусловили специфические требования к выбору конструкционных материалов для основных деталей газовых турбин: рабочих и сопловых лопаток, дисков, корпусов, валов и др. В числе этих требований: длительная жаропрочность; сочетание высокой сопротивляемости ползучести при достаточной пластичности; стойкость против газовой коррозии и эрозии; достаточно высокая теплопроводность и др. На тепловое состояние РК турбины наибольшее влияние оказывает радиальная неравномерность потока.

Для лопаток СА газовых турбин ГТД также характерны действия высоких температур, явлений ползучести, газовой коррозии, эрозии и термической усталости. На тепловое состояние СА турбины наибольшее влияние оказывает окружная неравномерность потока.

Нагрузки, действующие на диски осевых турбин практически не отличаются от нагрузок, действующих на диски компрессоров, но в отличие от дисков компрессоров диски турбин работают при гораздо больших температурах. Часто для дисков турбин допускается работа в зоне пластических деформаций (напряжения достигают 50…70 МПа).

Корпусные детали турбин, по сравнению с корпусами компрессоров, отличаются сложностью формы и к их изготовлению предъявляются высокие требования в отношении точности размеров, взаимного расположения поверхностей, герметичности, прочности и устойчивости.

Валы турбин работают в аналогичных условиях с валами компрессоров, но температуры на них могут достигать и несколько больших значениях.

Элементы турбины, омываемые рабочим телом, испытывают большие термические напряжения, подвержены влиянию агрессивной среды, склонны к образованию трещин и разрушению при малоцикловой усталости. Необходимые для работы экспертной системы данные (геометрия проточной части и лопаточных венцов, параметры потока) определяются при помощи термогазодинамического расчёта в СИМ работы лопаточных машин на наиболее тяжёлых для конструкции режимах (режимы с максимальными газовыми силами, режимы с максимальными температурами, режимы с максимальными центробежными силами, режимы с максимальной температурной неравномерностью).5 Нагрузки, действующие на элементы выходных устройств

Выходное устройство предназначено для преобразования энергии газа, выходящего из двигателя, в энергию реактивной тяги заданного направления. Кроме того, выходное устройство используется для поддержания соответствующего режима работы турбокомпрессора с помощью необходимой площади проходного сечения выходного устройства (критического сечения сопла), для транспортирования газа в фюзеляже и гондоле двигателя, для снижения уровня шума высокоскоростного струи газа и для экранирования прямого инфракрасного излучения высокотемпературных элементов газогенератора [7]. В общем случае выходные устройства ГТД могут включать затурбинный диффузор, газоотводящее устройство, камеру смешения, форсажную камеру (ФК), реактивное сопло, реверсное устройство, шумоглушители.

Выходные устройства ГТД работают в тяжелых условиях:

· высокие температуры газа (при включении форсажа газ подходит к соплу при температуре 2100…2200 К), большие скорости газового потока (при включении форсажа достигает 1100 м/с);

· значительная неравномерность полей температур, скоростей и давлений газа, как по длине канала, так и по окружности;

· химически активная газовая среда, обусловленная тем, что в высокотемпературном газе, выходящем из турбины, содержится достаточно большое количество кислорода, который не участвовал в сжигании керосина в основной КС.

Выбор материалов для изготовления деталей выходных устройств определяется главным образом условиями их работы и действующими нагрузками.

 




Поиск по сайту:

©2015-2020 studopedya.ru Все права принадлежат авторам размещенных материалов.