航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)ppt課件(參考版)
2025-01-06 00:57本頁面
【正文】 熱應(yīng)力 。在燃?xì)獾臎_擊下，會(huì)產(chǎn)生很大的熱應(yīng)力。 06:05 NPUZhaoMing 83 一般可用下面公式進(jìn)行簡略計(jì)算 ? = E? ?T ? 對于壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片，一方面由于工作溫度較低，后幾級轉(zhuǎn)子葉片的溫度為 230530度或更高一些；另一方面由于葉片較薄，葉片各部分溫差不很明顯，所以熱應(yīng)力不作為壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片的主要考慮因素。 當(dāng) ω 與 Ω 的方向成 90度時(shí)， MG值最大。 陀螺力矩的計(jì)算：當(dāng)飛機(jī)在機(jī)動(dòng)飛行時(shí)陀螺力矩：MG=J0*ω*Ωsinθ J0表示發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子對旋轉(zhuǎn)軸線的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量； ω 發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的角速度； Ω 飛機(jī)在機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的旋轉(zhuǎn)角速度，根據(jù)飛機(jī)的過載系數(shù)來確定； Ω=ng/ V ， V為飛機(jī)的飛行速度。 陀螺力矩的方向：（右手定則）力矩的方向是使ω 矢量轉(zhuǎn)到 Ω 矢量的方向（如圖）。 θ — ω 與 Ω 的方向夾角。 06:05 NPUZhaoMing 77 HP 110 LP 021 （ 1982年 12月 8日 宣布研制） 06:05 NPUZhaoMing 78 HP 110 LP 021 （ 1982年 12月 8日 宣布研制） 06:05 NPUZhaoMing 79 作用在發(fā)動(dòng)機(jī)上的載荷 按其 性質(zhì) 分為： ? 氣體力 ? 慣性力 ? 熱應(yīng)力 ? 機(jī)械負(fù)荷 06:05 NPUZhaoMing 80 06:05 NPUZhaoMing 81 發(fā)動(dòng)機(jī)上的慣性力和慣性力矩 當(dāng)飛機(jī)在機(jī)動(dòng)飛行時(shí)轉(zhuǎn)子的慣性離心力： Pj=（ W/g） RΩ 2=n*W W轉(zhuǎn)子的重量； R飛機(jī)飛行航跡的曲率半徑； n某一飛行狀態(tài)的過載系數(shù)，由飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范給定。 轉(zhuǎn)子支承方案要解決的主要問題 轉(zhuǎn)子需要幾個(gè)支點(diǎn)；支點(diǎn)如何配置；支點(diǎn)形式如何確定 轉(zhuǎn)子支承方案的設(shè)計(jì)要求 保證轉(zhuǎn)子的橫向剛性；可靠地承受轉(zhuǎn)子負(fù)荷；結(jié)構(gòu)簡單、裝拆方便 單轉(zhuǎn)子支承方案： 四支點(diǎn) 三支點(diǎn) 兩個(gè)支點(diǎn) 06:05 NPUZhaoMing 73 單轉(zhuǎn)子支承方案 —— 四支點(diǎn) 1— 3— 0轉(zhuǎn)子支承方案 （ J47） 轉(zhuǎn)子支承方案的表達(dá)方式 : a— b— c 1— 3— 0四支點(diǎn)支承方案 06:05 NPUZhaoMing 74 單轉(zhuǎn)子支承方案 —— 三支點(diǎn) 120 (WP6) 06:05 NPUZhaoMing 75 單轉(zhuǎn)子支承方案二支點(diǎn)（ 1— 1— 0 ） 06:05 NPUZhaoMing 76 雙轉(zhuǎn)子支承方案 斯貝 MK5115W發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子支承方案 低壓轉(zhuǎn)子： 1— 2— 1方案 7，其中 4為中介支點(diǎn)，將低壓轉(zhuǎn)子的軸向力通過高壓轉(zhuǎn)子的止推支點(diǎn) 5傳出。 06:05 NPUZhaoMing 72 發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子： 由 壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子 、 渦輪轉(zhuǎn)子 和聯(lián)接這些轉(zhuǎn)子的零件（ 聯(lián)接件 ）所組成。 06:05 NPUZhaoMing 71 航空發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu) 發(fā)動(dòng)機(jī)的總體結(jié)構(gòu)是指發(fā)動(dòng)機(jī)各大部件所受負(fù)荷的傳遞方案及具體結(jié)構(gòu)。 06:05 NPUZhaoMing 70 WP5發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管為不可調(diào)節(jié)的收斂型尾噴管 中介管殼體 整流錐 和噴口主體 11都用1mm厚的1Cr18Ni9Ti鋼板焊成。內(nèi)、外函分別排氣裝置又分長函道和短函道。 組成 ：尾噴管（發(fā)動(dòng)機(jī)必不可少的一個(gè)部件），反推力裝置、消音裝置（根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)的特殊需求而設(shè)置）。 在燃燒室內(nèi)形成 非均一的混合氣 ，以適應(yīng)飛行條件和工作狀態(tài)的變化。即在燃燒室局部區(qū)域（火焰筒前段燃燒區(qū)）內(nèi)造成適宜于穩(wěn)定燃燒的條件。 06:05 NPUZhaoMing 65 工作條件： (非常惡劣 ) ?燃燒是在高速氣流及貧油混合氣的條件下進(jìn)行的； ?燃燒室的主要組件是在高溫大負(fù)荷燃?xì)饬髦泄ぷ鞯?。 （ 兼有對流冷卻和氣膜冷卻的效果 ） 06:05 NPUZhaoMing 64 主燃燒室的功能 ：用來將燃油中 化學(xué)能 轉(zhuǎn)變?yōu)?熱能 ，將壓氣機(jī)增壓后的高壓空氣加熱到渦輪前允許溫度，以便進(jìn)入渦輪和排氣裝置內(nèi)膨脹做功。 氣膜冷卻 ：在葉片表面形成一層氣膜 ， 將葉片表面與高溫燃?xì)飧糸_ 。 06:05 NPUZhaoMing 62 06:05 NPUZhaoMing 63 渦輪葉片的冷卻 渦輪葉片的冷卻按冷卻空氣在葉片內(nèi)部的流動(dòng)狀況與流出方式的不同加以區(qū)分 ， 通常有下列幾種方式 ； 對流冷卻 ：冷卻空氣從葉片內(nèi)若干專門的通道流過 ， 通過與壁面的熱交換 ， 將熱量帶走 ， 從而使葉片溫度降低 。 在 P29發(fā)動(dòng)機(jī)中輪盤前后端均采用 由外向里的空氣冷卻流路 ，形成兩股并聯(lián)的流路。 06:05 NPUZhaoMing 61 WP7渦輪盤冷卻氣流圖 冷卻空氣沿輪盤的前面 由里向外徑向吹風(fēng) ，但前后端面的冷卻空氣是串聯(lián)的，因此冷氣產(chǎn)生較大溫升，冷卻效果減弱。常用的冷卻方式為： 1） 空氣沿輪盤側(cè)面徑向吹風(fēng) （ 氣流的流動(dòng)方向可分為由里向外 、 由外向里兩種 ） 。 冷卻后的空氣進(jìn)入燃?xì)饬髦?。 06:05 NPUZhaoMing 59 WP6發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪部件冷卻系統(tǒng) 圖 冷卻渦輪的空氣由燃燒室兩股氣流中分兩路引來 。 清潔 ：冷卻空氣必須是干凈的 。 流量 ：冷卻空氣的流量由冷卻的要求決定 。 06:05 NPUZhaoMing 58 引用冷卻空氣應(yīng)考慮的因素 壓力 ：冷卻空氣通常是從壓氣機(jī)引出 ， 不同級的空氣壓力是不同的 。 ?根據(jù)被冷卻零件的工作溫度和冷卻系統(tǒng)的流動(dòng)阻力確定從哪里引入冷卻空氣； ?根據(jù)冷卻后空氣的壓力和排氣系統(tǒng)的阻力確定如何排出 。 下面對 渦輪部件的冷卻系統(tǒng)、渦輪盤與葉片的冷卻方式 分別進(jìn)行分析。 輪緣處的溫度由葉片根部的溫度和榫頭中的溫降決定。 06:05 NPUZhaoMing 55 渦輪盤溫度的分布 燃?xì)庵械臒崃坑赊D(zhuǎn)子葉片經(jīng)過榫頭傳到渦輪盤，因此 輪盤邊緣溫度高、中心溫度低 。 轉(zhuǎn)子葉片的溫度分布 由圖可見（當(dāng)燃?xì)鉁囟妊貜较虿蛔儠r(shí)），沿大部分葉高，溫度都是不變的，只有從距葉根 1/3處開始， 溫度才向葉根按立方規(guī)律下降 。 圖 441 燃?xì)鉁囟鹊闹鹉晏岣咔闆r 06:05 NPUZhaoMing 54 典型零件的溫度分布與熱應(yīng)力 渦輪零件的工作溫度及其分布是確定零件熱應(yīng)力大小、高溫零件危險(xiǎn)斷面位置和安全系數(shù)、高溫材料選用等的重要依據(jù)。 為了研究有效的冷卻技術(shù)，必須了解渦輪零件的溫度分布與熱應(yīng)力，以及它們與冷卻措施間的關(guān)系。 06:05 NPUZhaoMing 53 渦輪是發(fā)動(dòng)機(jī)中 熱負(fù)荷 和 動(dòng)力負(fù)荷 最大的部件。 材料 ：高溫合金 結(jié)構(gòu) ：實(shí)心葉片（鑄造方便、但葉片內(nèi)熱應(yīng)力較大） 空心葉片 (精鑄工藝復(fù)雜，但葉片的工作溫度較低、熱應(yīng)力較小 ) 0
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