航空发动机受力分析.ppt

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1、航空发动机结构 第三章 发动机的受力分析 载荷与载荷谱的确定是实现计划的首要条件 3.1 载荷、载荷谱及其在结构设计中的作用 静载荷是发动机结构静强度设计的基础 (1)设计准则 : s (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？ 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。 飞行任务剖面图 1为发动机启动和预热段； 2为滑行段； 3为起飞段； 4为爬升段； 5为巡航段； 6为下降段； 7为盘旋段； 8为转场和下降段

2、； 9为着陆、滑行和关机段。 3.2 作用在各零部件上负荷 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。 (4) 其它负荷 摩擦力、挤压力等 。 负荷传递 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

3、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 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” 。 3 3 气体力计算 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。 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： 管内流体作用于管壁的压力为 ，等于 ， 即 对于气

4、体： ，因此： 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 ， 作用于内壁表面的气体力 为 : =- R壁 = - 壁RAPAPmcmc 110001 )()( 000111110001 APmcAPmcAPAPmcmcR 壁 )()( 000111 APmcAPmc 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

5、 (方向恒指离心方向 )。 叶栅通道 对于压气机而言：（下标 z 转子，下标 j 静子） 轴向（下标 0） （向前） （向后） 切向（下标 t） （与转向相反） （与转向相同） 对于涡轮而言： (内容雷同，从略 ) 2233230 )( APAPccmP aaj 1122120 )( APAPccmP aaz )( 12 uuzt ccmP )( 23 uujt ccmP 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 （

6、向后） 切力与转向相反 (逆于动叶 ) 涡轮转子轴向力计算 (1)叶片上的气体力 P1 q g( 2a- 1a) 2F2 1F1 0 (实际为负值，即向后 ) (2)盘前密封齿以外的气体力 P2 ( 22 32)Pa /4 (3)盘前密封齿以内的气体力 P3 32Pb/4 (4)盘后端面的气体力 P4 22 c/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。 典型发动机的气体轴力分布 (1) 轴力分布特点： a.推力是发动机所有部件

7、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 0.13-0.16 MPa，则压气机 转子由 +52000降至 (+29000)，而轴承机匣相应由 -20100增至

8、(+2900 dan)； 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 3500 dan； 3) 压气机 (OK)与涡轮 (TY)转子相连 (共轴 ).25400- 23100=2300 dan. 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 1000 dan 左右，过小会引起反向冲击与滚动表面蹭伤 。 3.4 气体力作用于组合件上的扭矩 涡轮 (1)静子 涡轮静子作用于气流的扭矩为 : Mtj =q

9、mg(c1umr1m-c0umr0m) 通常涡轮为轴向进气，即 c0um=0,则 Mtj =qmgc1umr1m 根据反作用力原理，气流给静子的扭矩为 Mtj=-Mtj =-qmgc1umr1m (2)转子 涡轮转子作用于气流的扭矩为 Mtz =qmg(c2umr2m-c1umr1m) 由于涡轮出口气流的方向一般接近轴向，可认为 c2u=0，则 Mtz =-qmgc1umr1m 根据反作用力原理，气流给转子的扭矩为 Mtz=-Mtz =qmgc1umr1m 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。 压气机 从整个压气机来说，进、出口气流均为轴向 , c

10、1u=c2u 故无动量矩变化，也就是作用于整个压气机的扭距为 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=-Mcz WP 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 WJ 发动机 因为 Mcz+M桨 =-Mtz 所以 M桨 =-Mtz-Mcz 0 这样 MtjM cj |Mtj|M cj| 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，其数值大约等于螺旋桨的扭矩。 3.5 机动飞行时的惯性力与惯性力矩

11、 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。 惯性力 转子的惯性离心力为 : Pj=mR2= R2=nW 式中 W 重量， R 飞行轨迹的曲率半径； 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 78，最大 10；轰炸机最大 3。 g w g 2 Rn 2.6 静子的承力系统 承力系统定义和要求 (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

12、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 。 安装节基本结构特点 * 安装节作为联接件 ,用于发动机在飞机上的固定；并 传递它的外传力。 * 安装节结构形式不仅取决于飞机与发动机的机种； 而且还与发动机在飞机上的安装型式、安装位置有 关。 (1) 布局原则按“静定”结构设置 1) 不致因温度、变形或制造装配 , 而引起内应力。 飞机与发动机不是刚体，受热、受力引起的变形量 较大，所以不希望出现“ 静不定”约束。 2) 设计计算精度高，对可靠性至关重要。 结构负荷只需用力平衡方程式获得，不需用变形一 致条件 。 (2) 安装

13、面有主、辅之分 1) 目的： A.利于飞机与发动机的加强部位相对集中 轻、 易实现。 B.利于飞机与发动机的装配。 2) 主按装节： * 功用： A.作为发动机在飞机上的定位点 ,通常以 固持铰 形式 出现。 B.传递推力和大部分惯性力。 * 位置要求： A.置于低温区 (对发动机和飞机结构均有好处 )。 B.力求靠近重心 (其惯性外传力相对集中 )。 C.推力销不通过重心 (或轴线 )，以避免推力线落入 推力脉动园内，或形成变向惯性力矩，从而对辅助 安装节带来影响。 3) 辅助安装节： * 功用：只传递部份横向外传力，并允许相对轴向 位移， 起发动机辅助支承和热补偿作用。 * 要求： A. 其位置与主安装节间距离的确定，既要使其传递 的横向力减小，又要注意横向弯矩对机匣壳体变形 带来的影响。 B. 其安装部位的刚性要作适当的局部强化 ,以保证 薄壁壳体的园度。