航空发动机构造(讲稿)

南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东2发动机受力分析由结构完整性计划看出，载荷与载荷谱的确定是实现计划的首要条件。2.1载荷、载荷谱及其在结构设计中的作用2.1.1静载荷是发动机结构静强度设计的基础PPAA(1)设计准则:σ≤σs(2)设计方法确定载荷P的大小→求出应力→是否满足设计准则？↑叶型设计提供面积A2.1.2载荷谱是发动机结构疲劳寿命设计的基础通俗地说，载荷谱即载荷随时间变化的历程。载荷谱研究包括两个方面：(1)飞行任务剖面随发动机的使用不同而不同。(2)飞行任务混频*载荷谱研究花费很大。2.2作用在各零部件上负荷2.2.1负荷类型(实际指“负荷的产生”)(1)气体力——气体对各零组件表面的作用(压)力。与气体接触的所有零件均有气体力。(2)质量负荷——具有质量(或点)的构件在力场(通常指速度矢量变化引起的惯性力场)中受有的作用力。(3)温度负荷因温度影响(受热不均或材料不同)而引起零组件本身或相互间的约束，从而产生“内在”的作用力。南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东(4)其它负荷摩擦力、挤压力等。2.2.2负荷方向上述负荷通常均以分布力(体力、面力)出现。实际使用中，可用合力或合力矩表示，它们的方向有轴向、横向（径向）、切向之分。2.2.3负荷传递性(1)定义传递性系指负荷沿给定物体(零组件、气体、液体)的传递过程。它们的传递路线主要用于定性分析时的结构强度要求。(目的)(2)传递特点a)处于平衡(静止)状态的传递路线呈“封闭式”。如果“封闭路线”位于研究对象的范围内，那么它们的负荷则称为内在力；否则为外传力。b)随着研究对象的范围划分和约束的位置变化,内在力和外传力要发生相互转化。(3)传递方式a.不同零组件间必须要有承压面┬─传递压力└─传递摩擦力(剪切力)举例：两个用螺栓连接在一起的机匣，受拉和受压时承压面的不同。b)同一零件本身┬取决于作用力与约束间的相对位置└单向应力按流线比拟(注意圣维南原理模糊区)南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东(3)发动机中载荷的传递方式a.在零件或组件中相互抵消而不传递出去。如：离心力、轮盘的热应力b.有些虽然传递给相邻的组件或零件，但在发动机内部抵消不传给飞机。如：部分轴向力或扭矩c.有些则通过相邻零件传递，最后传到飞机上去。如：大部分的轴向力及惯性力２.2.４负荷引起的失效模式机械构件的失效模式是多样化的(含不确定性)，主要取决于负荷引起的应力变化与性质，而不是仅仅取决于应力的分布和水平。负荷大小与其变化规律统称为“谱”。┌静强度、静刚度─┐不同载荷谱(或应力谱)┼动强度(疲劳)、动刚度┼引起不同失效模式└断裂强度(裂纹扩展)─┘2．3气体力计算2．3．1动量定律在定常流动中，管内流体在单位时间流出的动量与流入的动量之差，等于作用在管内流体上的体积力与表面力的矢量和。mv1-mv0=R体+R面把面力分为两部分：（1）管壁反力R壁和截面0-0、1-1处管外流体压力R截，因此：R壁=（mv1-mv0）+（-R体-R截）管内流体作用于管壁的压力为/R壁，等于-R壁，即/R壁=-R壁=（mv0-mv1）+（R体+R截）对于气体：R体=0，因此：/R壁=-R壁=（mv0-mv1）+R截南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东２.3.2直管通道设定图示为正方向“+”，R壁为壁面对气体的作用力(为“+”方向)，由动量定理可得，mc1-mc0=P0F0-P1F1+R壁R壁=mc1-mc0-P0F0+P1F1=(mc1+P1F1)-(mc0+P0F0)作用于内壁表面的气体力R/壁为R/壁＝-R壁=-[(mc1+P1F1)-(mc0+P0F0)]└───┘└───┘出口≥进口（试证明！）结论：(1)管壁受有的气体力仅与进出口参数有关。(2)截面气体力＝该截面气体的动、静压之和。(3)直管气体力等于进出口的截面气体力代数和。(4)直管气体力恒指向收敛方向。（式子中的“-”表示）推论：弯管气体力的大小和方向是进出口截面气体力的矢量和(方向恒指离心方向)。直观解释：思考题：(1)收敛喷管的受力向后，问去掉喷管后发动机推力是不是就要加大？(2)加力后加力燃烧室前的气流参数不变，那么发动机的推力为什么增大？２.3.２叶栅通道对于压气机而言：（下标z———转子，下标j——静子）南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东轴向（下标0）Pz0=ｍ(ｃ2a-ｃ1a)+ｐ2F2-ｐ1F1（向前）Pj0=ｍ(ｃ3a-ｃ2a)+ｐ3F3-ｐ2F2（向后）切向（下标t）Pzt=ｍ(ｃ2u-ｃ1u)（与转向相反）Pjt=ｍ(ｃ3u-ｃ2u)（与转向相同）对于涡轮而言：(内容雷同，从略)叶栅受力特点：压气机：动叶┬轴力与流向相反(向前)└切力与转向相反静叶┬轴力与流向相反(向前)└切力与转向相同(逆于动叶)涡轮：动叶┬轴力与流向相同(向后)└切力与转向相同静叶┬轴力同于动叶（向后）└切力与转向相反(逆于动叶)２.3.３涡轮转子轴向力计算(1)叶片上的气体力P1＝ｍg(ｃ2a-ｃ1a)＋ｐ2F2－ｐ1F1≤0(实际为负值，即向后)(2)盘前密封齿以外的气体力P2＝π(ｄ22－ｄ32)ｐa/4(3)盘前密封齿以外的气体力P3＝πｄ32ｐb/4(4)盘后端面的气体力P4＝πｄ22ｐc/4总的轴向气体力为：Ptz＝P1－P2－P3＋P4(实际为负值，即向后)*转子受力特点：1)部件轴力是气体对所有外表面的作用力的轴向分量代数和；2)多级转子轴力应是各级外表面气体轴力的代数和。２.3.４典型发动机的气体轴力分布(1)轴力分布特点：南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东a.推力是发动机所有部件气体轴力(通过传递后)的代数和。气体轴力通常以扩压器为界，前者向前，后者向后。承力壳体以受拉为主。如果出现受压则应有局部加强措施。b.飞行状态变→轴力分布变→推力变(以加力状态为例)c.径向止推轴承是转子轴力传出(向静子)的必经之路。可见，发动机的主轴承是转子向静子传力的关键件(不仅支撑，还要传力)，径向止推轴承尤其显得重要。(2)卸荷：目的：适当减小径向止推轴承的轴向负荷，以保证其可靠工作。措施：1)后腔(B腔)减压到0.13--0.16MPa，则压气机转子由[+52000]降至(+29000)，而轴承机匣相应由[-20100]增至(+2900dan)；2)前腔(A腔)增压，使压气机转子由(29000)降至25400dan，而前机匣则由(-100)增至3500dan；3)压气机(OK)与涡轮(TY)转子相连(共轴).25400-23100=2300dan.压气机转子压气机静子燃烧室进气锥轴承机匣涡轮转子涡轮静子尾喷管推力卸荷前+52000+6500+12500-100-20100-23100-12700-6300+8700B腔通大气+29000+2900+8700A腔通大气+25400+3500+8700原理：卸荷的实质是利用各部件气体轴力的重新分配，实现减小整个转子的外传轴力(通过径向止推轴承传出)。故而对推力无影响。注意：每套径向止推轴承允许承受的轴力控制在1000dan左右，过小会引起反向冲击与滚动表面蹭伤。2.4气体力作用于组合件上的扭矩（气体的动量矩方程）2.4.1涡轮(1)静子涡轮静子作用于气流的扭矩为Mtj’=mg(c1ur1-c0ur0)通常涡轮为轴向进气，即c0u=0,则Mtj’=mgc1ur1根据反作用力原理，气流给静子的扭矩为南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东Mtj=-Mtj’=-mgc1ur1(2)转子涡轮转子作用于气流的扭矩为Mtz’=mg(c2ur2-c1ur1)由于涡轮出口气流的方向一般接近轴向，可认为c2u=0，则Mtz’=-mgc1ur1根据反作用力原理，气流给转子的扭矩为Mtz=-Mtz’=mgc1ur1因此，Mtj=-Mtz即涡轮转子与涡轮静子所承受的扭矩大小相等，方向相反。2.4.2压气机从整个压气机来说，进、出口气流均为轴向，c1u=c2u=0故无动量矩变化，也就是作用于整个压气机的扭矩为零。这就说明作用于各级静子叶片扭矩总和的大小等于作用于各级转子叶片的扭矩总和，但方向相反，Mcj=-Mcz2.4.3WP发动机略去机械损失，不计传动附件的扭矩，那么发动机在稳定工作状态下，涡轮转子的扭矩大约等于压气机转子的反扭矩，McZ=-MtZ因此Mcj=-Mtj思考题：（1）发动机在非稳定状态下，扭矩关系如何？（2）将发动机看成整体，根据其进出口气流的方向，运用动量矩定律分析其扭矩关系。2.4.4WJ发动机因为Mcz+M桨=-Mtz所以M桨=-Mtz-Mcz≥0这样Mtj≠Mcj|Mtj|≥|Mcj|发动机承受的总的扭矩也不为零，剩余的扭矩通过安装节传递到飞机上，南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东其数值大约等于螺旋桨的扭矩。思考题：若通过减速器带动螺旋桨，减速比为I，则扭矩如何变化？2.5机动飞行时的惯性力与惯性力矩飞机作不等速直线或曲线飞行，在发动机上产生惯性里力或惯性力矩。２.5.１惯性力转子的惯性离心力为Pj=mRΩ2=gwRΩ2=nW式中W——重量，R——飞行轨迹的曲率半径；n=gR2Ω——过载系数，表示发动机、飞机零部件的质量惯性力是其重量的n倍。歼击机7~8，最大10；轰炸机最大3。例：（1）电梯上的过载；（2）汽车上、下坡；（3）飞行员训练的旋转装置；（4）新百门口的“挑战者”号模拟器。２.5.２惯性力矩(着重讨论陀螺现象)(1)定义高速旋转的物体的自转轴被迫改变方向，就会产生陀螺力矩，出现陀螺效应。陀螺对外力矩的施力体的反作用力矩称为陀螺力矩（或回转力矩）。（实质是转子上各质点受有哥氏惯性力的合力矩。）与陀螺相关的效应称为陀螺效应（或回转效应）。Ω×ω=0GJM大小：|MG|=J0ωΩsin(Ωω,)方向：（右手定则）；式中J0——转子对旋转轴转动惯量（J0=∑mr2）ω——转子旋转角速度，Ω——飞机转弯角速度当(Ωω,)=90°时，sin(Ωω,)=1南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东陀螺力矩不是作用在转子上，而是作用在静子机匣上（通过轴承）。在大多数情况下，飞机做机动飞行时，发动机上所有转动零件在飞机做机动飞行时都存在陀螺力矩。（2）危害a.转子受交变载荷，而出现低周疲劳损坏。b.飞机操纵困难。南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东2.6静子的承力系统2.6.1承力系统定义和要求*典型引例：人体骨架(站立与双杆运动)、高层建筑笼形电梯的盒式垂井。(1)定义：在发动机静子中，向安装节(支承点)传递负荷的由构件组成的主干路线称为承力系统(又称传力方案)。主干构件主要由承力壳体、承力框架(穿过气流通道)以及安装节组成。(2)设计要求：1)在满足承受负荷(强度要求)与保证足够刚性(影响性能)的前提下，力求简单、轻。2)注意温度与受力对变形带来的影响。3)装拆与维护方便。Ex：用双层机匣构成承力壳体，可防止性能衰退：┬外层─传递负荷└内层─构成通道。2.6.2单转子传力方案*安装节有主、辅之分。*主干路线取决于静子结构方案、转子支承形式与安装节位置。(1)内传力方案使用维护方便(适合于单管KC)；转子支承负荷由低温框架传出；刚性弱(早期采用)(2)外传力方案(常用于涡轮后支承)刚性好、轻(充分利用静子承力构件)；涡轮支承必须由高温框架传出，困难较多，应注意框架与后支承的隔热(3)内外混合传力方案刚性好(盒形结构)；应合理设置热补偿结构(削弱局部刚性与选材)。(4)内外平行传力方案热应力小(适于涡轮前支承传力，而又不穿过高温区)；涡轮转子径向间隙均匀化受影响2.6.3风扇发动机传力方案特点(1)内函部分类同于单转子；(2)内函轴向传力汇聚点前移，而横向传力分前后两汇聚点(视辅助安装节而定)。由于内函承