Турбовальный двигатель для транспортного вертолета с мощностью 8800 кВт

Турбовальный двигатель для транспортного вертолета с мощностью 8800 кВт

ВВЕДЕНИЕ

Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразностью типов летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми к ним, к их силовой установке.

К числу основных удельных параметров газотурбинного двигателя относятся удельная мощность и удельный расход топлива. Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, то есть увеличения температуры газов перед турбиной, степени повышения полного давления в компрессоре, а также совершенствования основных улов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Одним из основных этапов теоретического проектирования газотурбинного двигателя является формирование его облика. На этой стадии начального проектирования создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования: согласование работы компрессора и турбины, сокращения габаритных размеров и массы изделия, получения максимальных КПД лопаточных машин, т.е. снижение стоимости эксплуатационных расходов.

Газодинамический расчет турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона крутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) лопаточных венцов.

В реальной практике процесс проектирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоемкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что создает предпосылки применения ЭВМ.

Прогресс авиационного двигателестроения в значительной мере определяет развитие современной авиации. Совершенствование авиационных двигателей, в свою очередь, выдвигает новые требования к технологии их изготовления. Рост рабочих температур и давлений требует все более широкого использования высокопрочных и жаропрочных сплавов, тенденция сокращения числа деталей приводит к усложнению их геометрических форм.

Успешная реализация конструкторских решений в большей степени определяется технологией. Проектируемые технологические процессы должны обеспечивать повышение производительности труда и качества изделий при одновременном снижении затрат на их изготовление. Решение этих задач во многом зависит от рационального построения размерных связей в процессе обработки, обоснованного назначения припусков на обработку и допусков операционных размеров.

Эффективность технологического процесса существенно зависит от рационального выбора припусков. Чрезмерные припуски влекут за собой перерасход материала и требуют введения дополнительных технологических переходов, увеличиваю расход режущего инструмента и электроэнергии, трудоемкость обработки и в конечном итоге - себестоимость продукции. Ввиду высокой стоимости авиационных материалов уменьшение припусков обычно окупает затраты на изготовление точных заготовок, однако, необоснованно заниженные припуски не обеспечивают удаления дефектной части поверхностного слоя и достижения заданной точности, увеличивая вероятность брака. Важен также выбор допусков на операционные размеры. Выбранные слишком большие значения допусков приводят к увеличению припусков на обработку, увеличению габаритов заготовки. При выборе слишком малых допусков увеличивается вероятность брака, повышается себестоимость продукции за счет использования более точных методов формообразования поверхностей и дорого оборудования.

1. Теоретическая часть

.1 Термогазодинамический расчет

.1.1 Выбор и обоснование параметров

В зависимости от назначения и условий, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры узлов (sвх, hк, sкс, hг, hт*, φс) и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимум удельного расхода топлива, максимум тяги, обеспечение надежности на чрезвычайных режимах работы и т.п.

Основными параметрами рабочего процесса двигателя, оказывающими существенное влияние на его удельные параметры, является температура газа перед турбиной Т*г и степень повышения давления в компрессоре во внутреннем контуре π *кІ, в вентиляторе π *вІІ.

Выбор основных параметров двигателя сказывается на эффективности его работы. Основным требованием к двигателю является высокая экономичность (малые значения удельного расхода топлива) и высокая удельная тяга, надежность. Топливом для данного двигателя является авиационный керосин.

.1.2Температура газа перед турбиной

Увеличение температуры газа перед турбиной Тг* позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Повышения температуры газа улучшает также экономичность двигателя. Для обеспечения надежной работы турбины при высоких значениях температуры газа (Тг*>1250) необходимо применять охлаждаемые лопатки. Вновь разрабатываемые перспективные вертолетные ГТД проектируются с учетом более высоких значений температур. Предварительно для выбора Тг* на расчетном режиме, расчет проведем для Тг* = 1450 К.

турбина двигатель компрессор газодинамический

1.1.3 Суммарная степень повышения полного давления в компрессоре

При разработке вертолетных ГТД на начальных стадиях их развития основным требованием было получение минимальной удельной массы двигателя, что приблизительно соответствует максимуму удельной мощности. Несмотря на благоприятное влияние повышения Пк* на удельные параметры двигателя, применение больших значений Пк* ограничено усложнением конструкции и увеличением массы, габаритов компрессора. Выбор высоких значений Пк* при проектировании двигателей малой мощности приводит к получению малых высот лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины. Это в свою очередь приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров, уменьшения значения числа Рейнольдса и понижения относительной точности изготовления пера лопатки. Предварительно для выбора Пк* на расчетном режиме, проведем расчет для Пк* =19

1.1.4 КПД компрессора и турбины

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в компрессоре и КПД его ступеней , где - среднее значение КПД ступеней компрессора.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах =0.88..0.9. Принимаем =0.9.

Т.о, получаем =0.845.

Для определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранных значения Тг*, в термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:

 т.к. Тг*>1250К,

где  = 0.92 - КПД неохлаждаемой турбины.

Т.о, =0.889.

1.1.5 Физические константы воздуха и продуктов сгорания

Показатель изоэнтропы:

к =1,4; кг=1,33.

Универсальная газовая постоянная:=287 Дж/кг·K; Rг =288 Дж/кг·K.

Теплоёмкость при постоянном давлении:=1005 Дж/кг*К; Срг=1160 Дж/кг*К.

Потери в элементах проточной части двигателя

Потери в элементах проточной части двигателя задаются значениями коэффициентов восстановления полного давления в этих элементах.

Коэффициент восстановления полного давления для входных устройств:

Для входных устройств ТРДД sВХ составляет 0,97…0,99. Принимаем sВХ=0,97.

Потери полного давления в камере сгорания вызываются гидравлическим и тепловым сопротивлением. Гидравлическое сопротивление определяется в основном потерями в диффузоре, фронтовом устройстве камеры сгорания, при смешении струи газов, имеющих различные плотности, при повороте потока газов. s гидр=0,93...0,97, принимаем s гидр = 0,97.

Тепловое сопротивление возникает вследствие подвода тепла к движущемуся газу. Примем величину коэффициента теплового сопротивления sтепл = 0,975. Определяем величину коэффициента потерь полного давления в камере сгорания:

s кс = s гидр. s тепл = 0,970·0,975=0,94575.

Потери тепла в камерах сгорания, главным образом, связаны с неполным сгоранием топлива и оцениваются коэффициентом полноты сгорания ηг. Этот коэффициент на расчётном режиме достигает значений 0,97...0,99. Выбираем .

Коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между каскадами компрессора принимаем равным σвк=0,985.

При наличии переходного канала между турбинами компрессора НД и ВД коэффициент восстановления полного давления σпт выбирается в пределах σпт =0,985…1. Принимаем σпт=0,995.

С помощью механического КПД учитывают потери мощности в опорах двигателя, отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Механический КПД находится в интервале ηm=0,98...0,995. Для ротора компрессора и турбины высокого давления принимаем ηm вд=0,985.

При истечении газа из суживающегося сопла возникают потери, обусловленные трением потока о стенки сопла, а также внутренним трением в газе. Эти потери оцениваются коэффициентом скорости φс. Для сопла при-нимаем φс= 0,98.

Современные двигатели имеют сложную систему охлаждения горячих частей (первые ступени турбины). Необходимо также производить подогрев элементов входного устройства, поскольку попадание в проточную часть двигателя льда может привести к повреждению лопаток. Для всех этих нужд требуется воздух, отбираемый из-за компрессора или какой-либо его ступени. Отбор сжатого воздуха оценивается относительной величиной  Для расчёта принимаем =0,15.

Порядок расчета

Термогазодинамический расчет проводим с помощью программы GTD.EXE.

Исходными данными для расчета являются параметры, выбранные в предыдущем разделе.

Результаты расчета приведены в таблице 1.1

Таблица 1.1 - Результаты термогазодинамического расчета

В результате термогазодинамического расчёта двигателя определены значения основных параметров потока в характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя кВт*с/кг - удельная мощность, удельный расход топлива - кг/кВт*ч, соответствующие современному уровню параметров ТВаД.

1.2 Согласование работы компрессора и турбины

.2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования

Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы между каскадами и ступенями компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные условия, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности ступеней компрессора, нагрузка на ступени турбины.

Исходными данными для этих расчетов являются значения заторможенных параметров рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) в характерных (расчетных) сечениях проточной части, основные геометрические (диаметральные) соотношения каскадов лопаточных машин и принимаемые значения коэффициентов аэродинамической загрузки компрессорных и турбинных ступеней.

После термогазодинамического расчета двигателя известны его основные параметры (тяга, расход рабочего тела, удельный расход топлива). Определены параметры термогазодинамического цикла двигателя (температура газа перед турбиной - Тг*, степень повышения полного давления в компрессоре - pк*), параметры потока в характерных сечениях проточной части и т.д., выбраны КПД компрессора и турбины, а также коэффициенты потерь в других элементах двигателя. Таким образом, для расчетного режима найдены удельные параметры двигателя, и при дальнейшем проектировании необходимо обеспечить уже выбранные параметры цикла и эффективность процессов сжатия и расширения. Упомянутые выше параметры при согласовании турбин и компрессоров газотурбинных двигателей, как правило остаются неизменными.

При работе на ЭВМ используем программу расчёта для турбовального двигателя (ТВаД).

Файлы программ формирования облика ТВаД:

gtd.dat - файл исходных данных;

gtd.exe - исполнимый файл;

gtd.rez - файл результатов теплового расчета ТВаД;

slgt1.dat - файл передачи данных теплового расчета;

slgt1.exe - исполнимый файл;

slgt1.rez - файл результатов программы формирования облика ТВаД

Для возможности просмотра графического изображения получаемой проточной части ГТД в комплект введена и программа графического сопровождения fogt.exe.

Результаты счета заносятся в файл slпе1.rez и в файл исходных данных fogtd.dat программы графического сопровождения fogt.exe.

Результаты расчёта и формирование облика двигателя

Формирование облика (проточной части) ГТД является одним из наиболее важных начальных этапов проектирования ГТД, непосредственно следующим за выполнением теплового расчета и предшествующим газодинамическим расчетам элементов проточной части (каскадов компрессоров и турбин). При выполнении расчетов по формированию облика ГТД определяются: форма проточной части, частоты вращения роторов и число ступеней каскадов лопаточных машин.

Результаты расчёта и формирование облика двигателя

Результаты расчета представлены в таблице 1.2.

Таблица 1.2 - Результаты расчета

Графическое изображение проточной части турбокомпрессора ТРДД приведено на рисунке 1.1

Рисунок 1.1 - Схема проточной части двигателя

На данном этапе проектирования сформирован облик двигателя.

Компрессор низкого давления, средненагруженный , состоит из шести ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия .

Компрессор высокого давления, средненагруженный , состоит из семи ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия . Относительный диаметр втулки последней ступени КВД, , что не превышает допустимого значения, .

1.3 Газодинамический расчет на ЭВМ

На всех полноразмерных современных ГТД (как в авиационной, так и наземной технике) используются, как правило, осевые турбины. Широкое применение осевых газовых турбин в авиационных газотурбинных двигателях обусловлено, прежде всего, их высокой энергоёмкостью, производительностью и экономичностью. Именно эти преимущества осевых газовых турбин наряду со сравнительной простотой и надежностью и определили доминирующее положение газотурбинных двигателей в авиации.

Современные достижения в теории и практике проектирования осевых газовых турбин обеспечивают возможность надёжного определения параметров турбины на расчётном режиме с достоверным учётом всех видов потерь механической энергии в её проточной части. При этом газодинамический расчёт весьма сложен, поэтому его реализация возможна при использовании ЭВМ [4].

Газодинамический расчет многоступенчатой турбины выполняем при заданной форме проточной части. Конкретная форма меридионального профиля проточной части турбины определяется, прежде всего, конструктивными и технологическими соображениями.

Поскольку основные исходные данные для расчёта турбины получают в результате термогазодинамического расчёта двигателя, согласования параметров его лопаточных машин, газодинамического расчета компрессора, то к началу расчета проточная часть и отдельные ее параметры уже известны. Распределение теплоперепада между ступенями тесно связано с формой проточной части и с соотношением частот вращения ступеней. Если все ступени имеют одинаковую степень реактивности, то для достижения высоких КПД они должны быть рассчитаны на примерно одинаковые значения коэффициента . В последних ступенях многоступенчатых турбин относительный диаметр втулки может оказаться значительно меньше, чем в первых. В результате во избежание получения отрицательной степени реактивности у корня лопаток в этих ступенях приходится повышать значение степени реактивности и соответственно повышать значения , что при данной U соответствует снижению Сад, относительному уменьшению теплоперепада в последних ступенях. Принимаем форму проточной части турбины Dвт=const.

Проводим расчёт турбины с помощью ЭВМ. В программе gdrgt.exe используется распространенный метод газодинамического расчета при заданной геометрии проточной части газовой турбины. Геометрия получена на базе данных таблицы 1.2 с уточнением по результатам предварительных расчетов.

Исходными данными для газодинамического расчета многоступенчатой газовой турбины являются:

●общее число ступеней турбины - Zт=4;

●массовый расход газового потока на входе в турбину (c учетом отбора) - Gг=25.53кг/с;

,

где GВІ = 28.37 кг/с - расход воздуха через внутренний контур, кг/с; Т = 0,0231 - относительный расход топлива в камере сгорания;

= 0,018 - величина относительного отбора воздуха на самолетные нужды;

 - относительный расход охлаждающего воздуха в ступени турбины.

●заторможенные параметры газового потока на входе в турбину - Тг*=1450К и Рг*=1766600 Па;

●температура охлаждающего воздуха Тохл=714 К;

●параметры, определяющие особенности охлаждения турбинных лопаток;

●относительные коэффициенты, определяющие кромочные потери на выходе из неохлаждаемых и охлаждаемых турбинных лопаток.

Далее следуют данные, определяющие работу каждой ступени турбины. Для каждой ступени в исходных данных задаются (см. таблицу 6.1):

мощность ступени N в кВт;

частота вращения n в об/мин;

термодинамическая степень реактивности на среднем радиусе ρт;

геометрия проточной части турбины - значения среднего диаметра и высоты лопатки на входе и на выходе из РК - Dср1,Dср2, h1 и h2, в м;

относительная максимальная толщина профилей лопаток СА и РК - mса и mрк;

относительный расход охлаждающего воздуха на пленочное ( ΔGох0 ) и конвективное ( ΔGох1 ) охлаждение лопаток СА;

относительный расход воздуха на конвективное охлаждение рабочих лопаток - ΔGох2.

Исходные данные газодинамического расчета осевой газовой турбины размещаются в файле исходных данных gdrgt.dat (таблица 6.1). Результаты расчета, получаемые по программе gdrgt.exe, заносятся в файл gdrgt.rez (таблица 6.2). Приведенная в таблице схема печати дает достаточно полное представление об объеме результатов, получаемых в ходе выполнения поступенчатого газодинамического расчета турбины. Программа графического сопровождения gft.exe позволяет представить результаты расчетов в более наглядной графической форме.

При использовании программы gdrgt.exe следует иметь в виду, что в данной программе газодинамический расчет турбины выполняется при заданной форме ее проточной части. Поэтому предварительному профилированию проточной части турбины следует уделить должное внимание, т.к. при заданных параметрах рабочего тела и неверно заданной форме проточной части возможны случаи отсутствия возможности физического решения поставленной задачи. В качестве рабочего тела турбины продукты сгорания авиационного керосина и в соответствии с этим задаются значения Кг и Rг.

Определяем мощность ступеней турбины:

,

кВт,

кВт.

Таблица 1.3 - Исходные данные

*Обороты были изменены в результате газодинамического расчета компрессора

Таблица 1.4 - Результаты расчета

Рис. 1.2 - Схема проточной части турбины

Рис. 1.3 - График изменения Т*,Т, Р*, Р, С, Са по ступеням турбины

Рис. 1.4- График изменения Hz, Rc, μ, Dвт, Dср, Dн по ступеням турбины

Рис. 1.5 - Планы скоростей ступеней осевой турбины

В результате проведенного газодинамического расчета на ЭВМ получены параметры, которые соответствуют требованиям, предъявляемым при проектировании осевых турбин. Спроектированная турбина на расчетном режиме работы обеспечивает допустимые углы натекания потока на рабочее колесо первой ступени α1 > 14,0 град; приемлемый угол выхода из последней ступени турбины α2 = 82,2 град. На последней ступени срабатывается меньшая работа, что позволяет получить осевой выход потока на выходе из ступени. Характер изменения основных параметров (Т*,Р*,С) вдоль проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин. Степень реактивности ступеней турбины во втулочном сечении имеет положительные значения.

1.4 Профилирование лопаток РК первой ступени турбины при помощи ЭВМ

Исходные данные берутся из подробного газодинамического расчета турбины на среднем радиусе.

Профилирование лопаток РК турбины производим с помощью программы OCТ.EXE и GFRТ.EXE.

Программа OCТ.EXE позволяет выбрать закон крутки потока по результатам сравнения изменения параметров потока при различных законах крутки с использованием графического изображения этих параметров. Графическое сопровождение программы позволяет также просмотреть вид треугольников скоростей ступени в пяти сечениях по высоте лопатки.

При выборе закона крутки потока по радиусу, удлинения лопаток, изменения углов атаки, густоты решетки и относительной толщины профилей по высоте лопатки следует руководствоваться рекомендациями, изложенными в литературе [4].

Выбираем закон крутки потока .

Исходными данными для расчета параметров газа по высоте лопатки и определения геометрических параметров решеток профилей являются величины, полученные в результате газодинамического расчета турбины на среднем (арифметическом) диаметре при заданной форме проточной части.

Исходные данные вводятся в файл ОСТ.dat (таблица 1.4.1), результаты расчета находятся в ОСТ.rez (таблица 1.4.2).

Таблица 1.5 - Исходные данные

Таблица 1.6 - Результаты расчета

б)

Рисунок 1.6 - Сечения решеток профилей РК ТВД по высоте лопатки

Рисунок 1.7 - Треугольники скоростей РК ТВД по высоте лопатки

В данном разделе были получены решетки профилей лопаток первой ступени рабочего колеса турбины в пяти сечениях по высоте лопатки.

На всех радиусах выполняется условие  > 60˚,, а на внутреннем радиусе скорость W2 >W1, т.е. межлопаточный канал получился конфузорным и исключена возможность проявления дифузорности на втулочном радиусе.

Полученные профили лопаток имеют довольно большую относительную толщину. Это связано с тем, что лопатка охлаждаемая, так как работает при высоких температурах. Наличие в лопатке охлаждающих каналов и вызвало увеличение относительной толщины профиля по сравнению с неохлаждаемыми лопатками.

Результатом выполнения расчетно-теоретической части данной работы является термогазодинамический расчет двигателя мощностью N=8800 кВт, согласование параметров компрессора и турбины, расчет осевого компрессора, расчет турбины и построение решеток профилей лопаток рабочего колеса первой ступени турбины.

В ходе проведения расчетов были получены следующие параметры:

температура газа - Тг* = 1450 К;

Удельная иощность двигателя - кВт·с/кг;

Удельный расход топлива - ;

Расход воздуха на входе в компрессор - Gв = 28,37кг/с

При расчете турбины окончательно определили размеры проточной части, а также коэффициенты загрузки турбины.

Были построены треугольники скоростей и решетки профилей лопаток первой ступени рабочего колеса турбины в пяти сечениях по высоте лопатки.

В результате профилирования обеспечиваются расчётные параметры потока на входе и выходе из решётки, уменьшается возможность отрыва потока от поверхности профиля, а форма лопатки удовлетворяет требованиям прочности и технологичности. Применение законов a1=const и b2=const значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, а также позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.

2. Конструкторская часть

2.1 Описание конструкции двигателя

.2.1 Прототипом проектируемого узла выбран узел двигателя Д-136

Турбовальный трехвальный двигатель 1 серии устанавливается на один из самых больших в мире транспортных вертолетов Ми-26. Высокая мощность, низкий рабочий расход топлива, малая рабочая масса двигателя получены благодаря оптимизации параметров рабочего цикла и использованию высокопрочных материалов и прогрессивных технологий. Простота обслуживания и высокая ремонтная способность обеспечиваются модульностью конструкции двигателя. Двигатель разделен на девять основных модулей, каждый из которых является законченным конструктивно-технологичным узлом и может быть (кроме основного модуля) демонтирован и заменен без разбирания соседних модулей.

Модули двигателя:

компрессор низкого давления;

корпус промежуточный с компрессором высокого давления;

камера сгорания;

ротор турбины низкого давления;

ротор турбины высокого давления;

корпус опор турбин;

свободная турбина;

вал ведущий;

труба выхлопная.

Рис. 2.1 - Конструктивная схема двигателя

Двигатель выполнен по двухвальной схеме с осевым двухкаскадным тринадцатиступенчатым компрессором, промежуточным корпусом, кольцевой камерой сгорания, двумя ступенями турбин компрессоров, свободной двухступенчатой турбиной и выхлопным устройством. Схема укладки роторов - шестиопорная, т.е. каждый из трех роторов установлен на двух подшипниках.

Особенностью двухкаскадной схемы двигателя является разделения ротора на ротор низкого давления (РНД) и ротор высокого давления (РВД). Оба ротора приводятся во вращения соответственно своими турбинами и связаны между собою не жесткой, а газодинамической связью. Ротор свободной турбины соединен с трансмиссией вертолета.

Компрессор двигателя - осевой, двухкаскадный, тринадцати ступенчатый, состоит из околозвукового компрессора низкого давления (КНД) и до звукового компрессора высокого давления (КВД).

КНД расположен в передней части двигателя за пылезащитным устройством (ПЗУ) и предназначен для сжатия воздуха, поступившего из ПЗУ в двигатель.

Дальнейшее сжатие воздуха и подача его в камеру сгорания происходит в компрессоре высокого давления, который находится за промежуточным корпусом.

Для настройки режима работы каскада низкого давления двигателя имеется входной направляющий аппарат (ВНА КНД) с поворотными лопатками.

Для согласования работы каскадов двигателя, лопатки входного направляющего аппарата КВД также выполнены поворотными.

Для обеспечения газодинамической устойчивости двигателя на запуске и малой частоте вращения роторов, в КНД и КВД предусмотрены клапаны перепуска воздуха. Наличие смотровых окон в КНД и КВД позволяет при необходимости осматривать рабочие лопатки всех ступеней роторов.

КОМПРЕССОР НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ (КНД) - осевой, шестиступенчатый, состоит из переднего корпуса со входным направляющим аппаратом (ВНА) КНД, ротора, статора, клапанов перепуска воздуха и подшипникового узла передней опоры ротора. Шарикоподшипник передней опоры ротора установлен на масляном демпфере.

Передний корпус КНД - литой, состоит из наружного и внутреннего колец, соединенных между собой восемью обтекаемыми стойками, образует воздушный тракт на входе в компрессор и осуществляет силовую связь передней опоры ротора КНД с корпусными деталями двигателя.

Через внутренние полости стоек подается горячий воздух, поступающий из-за компрессора при включении противообледенительной системы, на обогрев ВНА КНД, часть этого воздуха идет на обогрев стоек.

К переднему фланцу наружного кольца переднего корпуса крепится проставка, служащая для крепления пылезащитного устройства (ПЗУ) на входе в двигатель. К переднему фланцу внутреннего кольца крепится заглушка, замыкающая внутреннюю воздушную полость, соединенную с полостью наддува масляных уплотнений.

К заднему фланцу наружного кольца переднего корпуса крепится наружное кольцо ВНА КНД, в котором установлены верхними цапфами сорок лопаток ВНА. Нижними цапфами лопатки ВНА установлены во внутреннем разъемном кольце, которое крепится к заднему фланцу внутреннего кольца переднего корпуса.

В пазах на верхних цапфах лопаток закреплены винтами рычаги, которые шарнирно соединены с синхронизирующим кольцом, центрирующимся относительно переднего корпуса десятью катками. При монтаже ВНА КНД на передний корпус, лопатки ВНА устанавливаются в трактовом канале под определенным углом и лимб фиксируется двумя винтами при совмещенном положении отметки «0» лимба с нулевой риской на стрелке-рычаге.

Ротор КНД - шестиступенчатый, дискобарабанной конструкции, состоит из следующих основных деталей: рабочих колес 1,2,3 ступеней, сварной секции рабочих колес 4,5,6 ступеней, переднего вала, заднего вала, переднего лабиринта, заднего лабиринта с зубчатым венцом, являющимся индуктором для датчика замера частоты вращения ротора низкого давления бесконтактным способом.

Рабочие колеса 1,2,3 ступеней и секция 4,5,6 ступеней крепятся между собой призонными болтами. Кпередним фланцам сварной секции ротора крепится передний вал. На валу смонтированы детали передней опоры ротора. К диску ступени крепится задний вал. Хвостовик вала опирается на роликоподшипник в корпусе опор турбины и передает вращение ротору от турбины низкого давления. На валу крепится лабиринт заднего воздушного уплотнения с зубчатым венцом индуктора для замера частоты вращения ротора низкого давления бесконтактным способом. Каждое рабочее колесо ротора состоит из диска рабочих лопаток, установленных в ободе диска с помощью замков типа «ласточкин хвост». От осевого перемещения лопатки зафиксированы пластинчатыми замками.

Статор КНД - состоит из корпуса, в котором установлены пять венцов направляющих аппаратов и шесть рабочих колец.

Корпус КНД - цельный, с двумя фланцами по торцам.

Задним фланцем корпус крепится к промежуточному корпусу. К переднему фланцу корпуса КНД крепится наружное кольцо ВНА КНД. На поверхность корпуса приварены три ресивера с фланцами для крепления клапанов перепуска воздуха из-за третьей ступени с их кожухами и два патрубка с фланцами для отбора воздуха из-за четвертой ступени на наддув уплотнений турбины.

На корпусе КНД расположены смотровые бобышки, используемые для ввода оптического инструмента, с помощью которого производится осмотр рабочих лопаток ротора КНД в эксплуатации.

Направляющие аппараты всех ступеней имеют разъемы в диаметральных плоскостях. Рабочие кольца и лабиринтные кольца направляющих аппаратов всех ступеней имеют мягкие легко прирабатываемые покрытия. Спрямляющий аппарат ступени выполнен цельным и крепится к внутреннему кольцу промежуточного корпуса.

Передняя опора ротора - шариковый радиально-упорный подшипник с разрезной внутренней обоймой. Наружная обойма подшипника установлена в упругом стакане типа «беличье колесо». Упругий стакан крепится к фланцу переднего корпуса. Поверх упругого стакана надет корпус опоры. Между корпусом опоры и упругим стаканом предусмотрена замкнутая полость, ограниченная маслоуплотнительными кольцами. Во время работы двигателя полость заполняется маслом, образуя масляный демпфер. Упругий стакан в сочетании с масляным демпфером обеспечивает снижение динамических нагрузок, передающихся от вращающегося ротора на корпус двигателя. Смазка подшипника ротора КНД осуществляется маслом, подводимым к форсуночному кольцу с четырьмя форсуночными жиклерами. Внутренняя полость ротора КНД отделена от масляной полости передней опоры заглушкой.

КОРПУС ПРОМЕЖУТОЧНЫЙ, установленный между КНД и КВД, один из самых основных элементов силовой схемы двигателя, а также предназначен для установки агрегатов двигателя и приводов к ним и образует воздушный тракт двигателя на своём участке.

Корпус промежуточный имеет форму двух усечённых конусов, внутреннего и наружного, соединённых между собой восемью силовыми стойками-рёбрами.

Между наружным и внутренним конусами образован канал воздушного тракта двигателя, разделённый на восемь отсеков.

К корпусу промежуточному крепятся:

спрямляющий аппарат 6 ступени КНД;

корпус КНД;

корпус КВД;

входной направляющий аппарат КВД;

корпус передней опоры ротора ВД.

Стойки-рёбра выполнены полыми и сообщаются с внутренней полостью промежуточного корпуса. Через две стойки-рёбра проходят рессоры, передающие вращение к приводам, установленном в верхнем и нижнем коробочных приливах. Полости других двух стоек-рёбер служат для слива масла из полости верхнего коробчатого прилива в полость центрального привода. В ещё одной стойке-ребре выполнено отверстие для замера давления воздушно-масляной смеси в полости центрального привода. В следующей стойке-ребре имеется канал, через который проходит трубопровод системы замера давления воздуха перед безрасходным уплотнением подшипника КВД. В специально выполненном канале ещё одной стойке-ребре размещены электропровода от датчиков частоты вращения роторов НД и ВД.

На наружной поверхности промежуточного корпуса ниже верхнего коробчатого прилива имеются бобышки со шпильками под кронштейн для установки на них электромагнитных клапанов пускового топлива, противообледенительной системы ВНА КНД и сигнализатора открытого положения клапанов перепуска воздуха КНД; фланец установки узла фиксации ВНА КНД с лимбом.

На наружном конусе в верхней и нижней частях имеются коробчатые приливы с фланцами для установки агрегатов. На верхнем коробчатом приливе расположены фланцы для установки следующих агрегатов: топливного регулятора, блока насосов, центробежного суфлёра, воздушного стартера, датчика частоты вращения ротора ВД, сигнализатора перегрева воздушно-масляной смеси в полости верхнего коробчатого прилива, а также имеются бобышки со шпильками для установки двух агрегатов зажигания.

На нижнем коробчатом приливе расположены фланцы для установки следующих агрегатов и устройств: воздухоотделителя, маслоагрегата, поддона со стружкосигнализатором и двух термостружко-сигнализаторов.

КОМПРЕССОР ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ (КВД) − осевой, семиступенчатый, состоит из входного направляющего аппарата (ВНА), ротора, статора, клапанов перепуска воздуха с кожухами и подшипникового узла передней опоры ротора ВД.

Конструкция ВНА позволяет производить регулировку углов установки лопаток на собранном неработающем двигателе в стендовых условиях. В эксплуатации регулировка не допускается. Ротор КВД барабанно-дисковой конструкции.

Шариковый подшипник передней опоры ротора установлен в упругом стакане с жестким ограничителем хода.

ВНА расположен в передней части КВД. Консольные лопатки ВНА, с жёстко прикреплёнными к их цапфам рычагами, помещены в разъёмное кольцо, которое крепится к промежуточному корпусу. Рычаги пазами соединены со штифтами на синхронизирующем кольце, которое катками центрируется относительно беговой дорожки на рабочем кольце ступени 6.

Синхронизирующее кольцо приводным штырём связано с валиком привода, который центрируется в промежуточном корпусе и в корпусе-лимбе, закреплённом на промежуточном корпусе. На хвостовике валика привода крепится рычаг-стрелка.

При сборке ВНА лопатки устанавливаются под определённым (расчётным) углом в трактовом канале промежуточного корпуса, при этом корпус-лимб устанавливают таким образом, чтобы отметка "0" на лимбе совпадала с риской на стрелке.

При необходимости изменить угол установки лопаток ВНА с помощью регулировочных винтов стрелка устанавливается на требуемый угол по шкале корпуса-лимба по технологии, исключающей влияние зазоров в соединениях узла на угол установки лопаток. При этом валик привода проворачивает в окружном направлении синхронизирующее кольцо поворота, а катки прокатываются по опорной поверхности рабочего кольца ступени 6 и посредством рычагов поворачивают на требуемый угол все лопатки ВНА.

Ротор КВД − семиступенчатый, барабанно-дисковой конструкции, состоит из секции ротора 1…5 ступеней, рабочих колёс 6 и 7 ступеней, проставки, переднего вала и заднего вала.

Секция ротора 1…5 ступеней, рабочее колесо 6 ступени, проставка и рабочее колесо 7 ступени, передний и задний валы крепятся между собой болтами. Передний вал крепится фланцем к диску 6 ступени и проставке, а хвостовиком опирается на шарикоподшипник передней опоры ротора. На переднем валу установлены детали передней опоры ротора и ведущая шестерня для привода агрегатов двигателя. Задний вал крепится передним фланцем к диску 7 ступени и проставке.

Каждое рабочее колесо ротора состоит из диска и рабочих лопаток, установленных в ободе диска с помощью замков типа «ласточкин хвост». От осевого перемещения лопатки зафиксированы пластинчатыми замками. Диски 1…5 ступеней соединены электронно-лучевой сваркой.

Статор КВД состоит из корпуса, в котором установлены шесть венцов направляющих аппаратов и семь рабочих колец. Корпус КВД- цельный, с двумя фланцами по торцам. На переднем фланце, которым корпус крепится к промежуточному корпусу, выполнены отверстия под шпильки крепления и одно отверстие вверху в вертикальной плоскости для штифта, фиксирующего угловое положение корпуса КВД относительно промежуточного корпуса. На заднем фланце выполнен ряд отверстий под винты крепления к корпусу камеры сгорания и одно отверстие, в которое запрессовывается штифт, фиксирующий окружное положение набора рабочих колец 5,6 и 7 ступеней, НА 4,5 и 6 ступеней и корпуса камеры сгорания.

В первом ряду (считая от переднего фланца) расположены:

пять фланцев отбора воздуха из-за третьей ступени КВД, из них три фланца отбора на охлаждение турбины;

фланец отбора воздуха на противообледенительную систему двигателя;

фланец отбора воздуха для уравнивания осевой силы свободной турбины;

Во втором ряду расположены:

два фланца отбора воздуха из-за 4 ступени КВД на нужды ГТУ;

один фланец отбора воздуха из-за 4 ступени КВД на автомат управления клапанами (АУК) перепуска воздуха из КНД;

один фланец отбора воздуха на нужды ПОС двигателя;

три фланца для установки клапанов перепуска воздуха из 4 ступени КВД.

Рабочие кольца всех ступеней - цельные, НА всех ступеней имеют разъёмы в диаметральных плоскостях. К внутренним кольцам НА приварены по два лабиринтных кольца межступенчатых воздушных уплотнений. Рабочие кольца и кольца межступенчатых воздушных уплотнений имеют мягкие, легко прирабатываемые покрытия.

Передняя опора ротора КВД - шариковый, радиально-упорный подшипник с разрезной внутренней обоймой. Наружная обойма подшипника установлена в упругом стакане типа «беличье колесо» для демпфирования колебаний ротора. Фланец упругого стакана крепится к промежуточному корпусу. Смазка шарикоподшипника осуществляется тремя форсунками, установленными на корпусе центрального привода. Проникновению масла в полость ротора препятствуют два контактных радиально-торцовых уплотнения и одно лабиринтное.

Камера сгорания - кольцевого типа, предназначена для подогрева воздуха после сжатия его в компрессоре за счет сгорания в ней топлива и для получения заданной температуры газов перед турбиной.

Камера сгорания расположена между компрессором высокого давления (КВД) и сопловым аппаратом турбины высокого давления, состоит из корпуса, диффузора со спрямляющим аппаратом ступени КВД и жаровой трубы.

Камера сгорания диффузором сцентрирована по рабочему кольцу ступени КВД и соединена передним фланцем корпуса с корпусом КВД болтовым соединением. К сопловому аппарату турбины высокого давления и статору турбины низкого давления камера сгорания закреплена задним фланцем корпуса с помощью болтового соединения (часть болтов выполнена призонными).

Подогрев воздуха в камере сгорания осуществляется за счет тепла, выделяющегося при сгорании в ее жаровой трубе тонко распыленного топлива, непрерывно впрыскиваемого 24 рабочими форсунками, установленными в завихрителях и закрепленными на корпусе.

Воспламенение топлива в камере сгорания при запуске осуществляется двумя пусковыми воспламенителями, установленными на ее корпусе.

Корпус КС состоит из кожуха, переднего и заднего фланцев.

На корпусе КС имеются:

фланца для крепления рабочих топливных форсунок;

фланца для крепления пусковых воспламенителей;

фланца с окнами для осмотра жаровой трубы;

фланец отбора воздуха из-за КВД на нужды ГТУ;

бобышка отбора воздуха из-за КВД для регулятора частоты вращения свободной турбины (синхронизация мощности спарки двигателей) и для клапана системы сигнализации помпажа;

бобышка отбора воздуха для сигнализатора помпажа;

бобышка отбора воздуха для топливного регулятора и датчика Πкå;

бобышки отбора воздуха для двух автоматов управления клапанами перепуска воздуха из компрессора и 4 бобышки для их крепления;

бобышки - резервные;

бобышки для крепления дренажного бачка;

бобышки для крепления датчика перегрева;

бобышки для крепления электропроводки от колодки термопар;

фланец для крепления клапана перепуска воздуха из-за КВД.

Диффузор со спрямляющим аппаратом (СА) ступени КВД установлен в корпусе КС и закреплён на его переднем фланце. Диффузор состоит из наружной и внутренней оболочек, соединённых между собой спрямляющими лопатками.

К фланцу диффузора прикреплён внутренний кожух СА ТВД.

Жаровая труба - кольцевого типа, подвешена в кольцевом канале корпуса КС на 24 полых втулках, окружающих рабочие топливные форсунки и фиксирующихся по отверстиям в обтекателе. Своим наружным и внутренним кожухами жаровая труба опирается на СА ТВД.

Наружный и внутренний кожухи жаровой трубы выполнены из отдельных, соединённых между собой, колец и снабжены соплами. Спереди кожухи соединены между собой лобовым кольцом и обтекателем. В лобовом кольце установлены 24 завихрителя с центральными отверстиями для установки рабочих топливных форсунок.

Турбина двигателя - осевая, реактивная, четырехступенчатая, преобразует энергию газового потока в механическую энергию вращения компрессоров двигателя, приводов агрегатов и трансмиссии вертолета.

Турбина расположена непосредственно за камерой сгорания. К турбине крепится выхлопное устройство, служащее для снижения скорости газового потока за турбиной и отвода его в атмосферу.

Турбина состоит из одноступенчатой турбины высокого давления (ТВД), одноступенчатой турбины низкого давления (ТНД),каждая из которых включает статор и ротор, и двухступенчатой свободной турбины(ТС), которая состоит из статора, ротора и корпуса опор ротора свободной турбины.

Ротор ТВД и ротор КВД образуют РВД.

Ротор ТНД и ротор КНД образуют РНД.

Ротор свободной турбины соединен с трансмиссией вертолета.

Опорами роторов ТВД и ТНД, являющимися задними опорами роторов ВД и НД, служат роликоподшипники; опорами ротора свободной турбины - шарикоподшипник и роликоподшипник. Все опоры роторов турбин имеют устройство для гашения колебаний роторов, возникающих при работе двигателя, - масляные демпферы опор роторов.

Роторы турбин не имеют механической связи между собой, их взаимодействие обусловлено газодинамической связью.

Все подшипники охлаждаются и смазываются маслом под давлением. Для предотвращения нагрева подшипников горячими газами их масляные полости изолированы радиально-торцевыми контактными уплотнителями.

Турбина высокого давления (ТВД) - осевая, реактивная, одноступенчатая, предназначена для преобразования части энергии газового потока поступающего из камеры сгорания, в механическую энергию, используемую для вращения ротора компрессора высокого давления и всех приводных агрегатов двигателя.

ТВД расположена за камерой сгорания, ее статор крепится к корпусу и конической балке корпуса камеры сгорания. Опора ротора смонтирована в статоре турбины низкого давления (корпусе опор турбин), а ротор крепится к валу компрессора высокого давления.

ТВД состоит из статора и ротора.

Статор - сопловой аппарат ТВД включает: наружный корпус, внутренний корпус, сектора сопловых лопаток между ними, деталей смазки и уплотнения подшипника: форсуночного кольца, наружной обоймы переднего уплотнения, корпуса заднего уплотнения, состоящего из обоймы и крышки лабиринта с графитоталькированным покрытием, соединенных между собой четырьмя винтами.

Наружный корпус имеет проставки с сотовыми элементами лабиринтного уплотнения. Сектор сопловых аппаратов состоит из лопаток, охлаждаемых воздухом, отбираемым из полости вторичного потока камеры сгорания, наружной и внутренней полок и имеет выступ для фиксации сектора в окружном направлении; в осевом направлении сектор фиксируется буртиком, а в радиальном - пояском. Бурт и поясок входят в соответствующие пазы во внутреннем и наружном корпусах. К внутреннему поясу болтами крепятся кольца с сотовыми элементами лабиринтных уплотнений. Лопатки СА ТВД - дефлекторные. Воздух для охлаждения отбирается из полости вторичного потока КС. В проточную часть воздух выходит через отверстия на спинке и корытце лопатки и через щель в хвостовой части.

К наружному и внутреннему корпусам болтами крепятся кольца с сопловыми элементами лабиринтных уплотнений. Толщина материала сот - 0.1 мм, толщина сотового набора - 6,8 мм.

Наружный корпус центрируется относительно корпуса камеры сгорания призоными болтами и крепится к нему болтовыми соединениями, состоящими из болтов и само контрящихся гаек; внутренний корпус крепится к конической балке камеры сгорания болтами.

Для выдерживания необходимого положения внутреннего корпуса относительно наружного корпуса соплового аппарата поставлено дистанционное кольцо. Внутренний корпус служит опорой для сопловых лопаток, для центрирования внутреннего кольца камеры сгорания и имеет уплотнительное кольцо, покрытое для лучшей приработки металлокерамическим составом. Во внутреннем корпусе выполнены профилированные отверстия для безударной подачи охлаждающего воздуха к рабочему колесу первой ступени турбины.

Ротор ТВД включает рабочее колесо и задний вал. Рабочее колесо состоит из диска, имеющего на ободе елочные пазы, в каждом из которых крепится левая и правая рабочие лопатки, образующие лопаточный венец и зафиксированные пластинчатыми фиксаторами, а также гребешков лабиринтных уплотнений.

Охлаждение лопаток - конвективное с продольным течением воздуха, отбираемого для охлаждения из-за компрессора высокого давления. Каждая охлаждаемая рабочая лопатка имеет бандажную полку с гребешком лабиринтного уплотнения, полку хвостовика и хвостовик ”елочного типа”.

На диске рабочего колеса выполнены две полки с лабиринтными гребешками, работающие совместно с сотовыми вставками внутреннего корпуса статора ТВД.

Задний вал ТВД крепится к диску рабочего колеса фланцево-болтовым соединением. Ротор ТВД крепится к заднему валу компрессора высокого давления стяжными болтами, имеющими призонные участки, для центрирования рабочего колеса относительно заднего вала КВД и передачи крутящего момента, а также призонные участки для центрирования заднего вала ТВД относительно рабочего колеса.

На заднем валу, имеющем гребешки лабиринтных уплотнений, смонтированы детали радиально-торцевого контактного уплотнения и внутреннее кольцо роликоподшипника, внутри вала - уплотнительное кольцо.

Материал рабочих лопаток - ЭИ-929. Балансировка выполняется без ротора компрессора по двум поясам: передний пояс - съемом металла, задний - установкой балансировочных грузиков.

Турбина низкого давления (ТНД) - осевая, реактивная, одноступенчатая, предназначена для преобразования части энергии газового потока поступающего из камеры сгорания, в механическую энергию, используемую для вращения ротора компрессора низкого давления.

ТНД расположена непосредственно за ТВД и состоит из статора и ротора. Её статор крепится к корпусу КС, опора монтируется в статоре ТНД, а ротор крепится к валу КНД.

Статор ТНД - силовой элемент двигателя. Это - сварно-литая конструкция, состоящая из внутреннего корпуса с развитыми ребрами, литого наружного корпуса, соединенных между собой болтами, и секторов сопловых лопаток, смонтированных между внутренними и наружными корпусами. Стяжные болты посажены с малым зазором (менее 24мкм) поэтому детали статора невзаимозаменяемые.

К корпусу опор турбин болтами крепятся переднее уплотнительное кольцо и кожух, а во внутреннем корпусе смонтированы наружные кольца роликоподшипников ТВД и ТНД с деталями демпферов опор и форсунка подачи масла. Подача масла к подшипникам осуществляется с двух сторон, чтобы исключить неравномерный нагрев и возникновение конусности обойм, которая может привести к зажиму и развороту роликов.

Внутренний корпус имеет кольца лабиринтных уплотнений с сотовыми элементами. Сопловой аппарат выполнен в виде девяти секторов по 3 лопатки в каждом. Сектор состоит из лопаток, наружной и внутренней полок. Лопатки СА ТНД - дефлекторные, охлаждаемые воздухом, отбираемым из-за третьей ступени КВД. Отверстия для выхода воздуха - со стороны корытца лопаток.

Наружная полка сектора имеет опорные пояски для фиксации в радиальном направлении и паз для фиксации в окружном направлении. Внутренняя полка имеет буртики для фиксации сектора в осевом направлении.

В наружном корпусе расположены фланцы с маркировкой для крепления трубопроводов:

Е01,Е04,Е09 - подвода воздуха на охлаждение лопаток СА и дисков роторов ТНД и ТВД; Е02 - отбора воздуха для замера воздуха за лабиринтной полостью;

Е03 - подвода масла на смазку и охлаждение подшипников опор ТВД и ТНД и масляные демпферы;

Е05,Е06,Е012 - подвода воздуха на охлаждение корпуса подшипников;

Е07-откачки масла;

ЕЮ,E11 - суфлирования газа межлабиринтной полости;

Е13,Е14- суфлирования масловоздушной полости расположения опор роторов ТВД и ТНД, а также два окна осмотра состояния рабочих лопаток турбин, закрытых заглушками, закрепленными гайками и законтренными проволокой. Окна осмотра аналогично окнам осмотра ТНД закрыты заглушками, крепящимися гайками, законтренными проволокой.

Корпус опор центрируется относительно корпуса КС призонными болтами и крепится к нему с помощью самоконтрящихся гаек.

Ротор ТНД состоит из рабочего колеса и вала, закрепленного к нему болтами. Рабочее колесо состоит из диска, на ободе которого выполнены пазы типа "ёлочка". В пазы установлены рабочие лопатки (в каждый паз по одной), имеющие бандажные полки с двумя гребешками лабиринтного уплотнения. Фиксация рабочих лопаток от осевых перемещений осуществляется пластинчатыми фиксаторами.

На валу имеются гребешки лабиринтного уплотнения, монтируются детали радиально-торцевого уплотнения и внутреннее кольцо роликоподшипника.

Крутящий момент с ротора ТНД на вал КНД передается с помощью шлицевого соединения. Одновременно вал КНД центрируется к валу ТНД по двум пояскам и крепится гайкой. Осевые зазоры настраиваются с помощью регулировочного кольца.

Балансировка выполняется без ротора по двум пояскам: передний пояс - съемом металла, задний - установкой балансировочных грузиков.

Свободная турбина (СТ) - двухступенчатая, консольного типа, расположена за ТНД и состоит из статора, ротора и корпуса опор ротора. Своим статором СТ крепится по переднему фланцу к статору ТНД. По заднему фланцу к статору СТ при помощи 80 болтов, 10 из которых призонные, крепится корпус опор СТ. Конструкция элементов свободной турбины аналогична конструкции элементов ТВД и ТНД. Вал свободной турбины через муфту соединен с главным редуктором трансмиссии вертолета.

Статор СТ состоит из наружного, двух внутренних корпусов, двух рядов секторов лопаток СА. Внутренние корпусы - листовые сварные конструкции. К ним приклепаны кольца с сотовыми элементами лабиринтных уплотнений. Оба лопаточных венца сопловых лопаток имеют по 13 секторов, каждый из которых состоит из наружной и внутренней полок и 5 лопаток. Секторы - цельнолитые, неохлаждаемые. Относительная фиксация секторов, наружного и внутреннего корпусов - выступами на наружных и внутренних полках.

На наружном корпусе в плоскости первого СА расположены фланцы крепления термопар замера Т газового потока за рабочим колесом ТНД и окно осмотра лопаток ротора СТ. Другое окно осмотра расположено в плоскости второго соплового аппарата.

Окна осмотра, аналогично окнам осмотра ТНД, закрыты заглушками, крепящимися гайками и законтренными проволокой.

Центрирование статора осуществляется призонными болтами, крепление выполнено с помощью самоконтрящихся гаек.

Ротор СТ состоит из двух РК, вала и кольца лабиринтного уплотнения, которые соединены между собой болтами. РК состоят из дисков, в которых замками типа "ёлочка" крепятся рабочие лопатки и фиксируются от осевого перемещения пластинчатыми фиксаторами. Рабочие лопатки имеют бандажные полки с лабиринтными гребешками.

На валу смонтированы лабиринтные кольца, детали радиально-торцевых контактных уплотнений, шестерня привода регулятора частоты вращения, одновременно являющейся индуктором датчиков - измерителей частоты вращения, регулировочное кольцо, внутреннее кольцо роликоподшипника, шарикоподшипник и крепящие их на валу гайки. Внутри вала развальцована заглушка, исключающая перетекание горячего воздуха через вал.

Крутящий момент с ротора СТ с помощью шлицевого соединения передается на ведущий вал, приводящий во вращение трансмиссию вертолета.

Роликоподшипник и шарикоподшипник ротора монтируются в корпусе опор ротора СТ.

Корпус опор состоит из наружного и внутреннего корпусов и 11 силовых стоек, защищенных от воздействия высоких температур газа кожухами, имеющими обтекаемую форму. Вся конструкция - сварная.

На наружном корпусе расположены правый и левый фланцы транспортировочной подвески двигателя: две такелажных серьги, кронштейн крепления трубопровода, бобышки крепления противопожарного коллектора вибродатчика (вибродатчик ставится со стороны среза выхлопного устройства), фланцы с маркировкой для крепления трубопроводов: Ж01- подвода масла для охлаждения и смазки подшипников и подвода огнегасящего состава во внутреннюю полость корпуса опор; Ж02-эжектора центробежного суфлера; ЖОЗ- крепления привода регулятора СТ; Ж04- подачи воздуха к радиально- торцевому контактному уплотнению шарикоподшипниковой опоры ротора СТ ( от третьей ступени КНД); Ж05, Ж08- эжекторы дренажа КС и дренажного бачка; Ж07- откачки масла из масляной полости опор ротора СТ; ЖЮ -подачи воздуха для уравновешивания осевых сил на роторе СТ ( от четвертой СТ КВД ); Ж11- крепления трубопровода суфлирования корпуса опор турбин; Ж12- подачи воздуха к радиально-торцевому контактному уплотнению роликоподшипниковой опоры ротор а СТ от третьей ступени КНД и вывода электропроводов от датчиков СТА-10 частоты вращения СТ;

Ж13 - суфлирования масляной полости опор ротора СТ.

К внутреннему корпусу крепится корпус лабиринтных уплотнений, корпус переднего лабиринтного уплотнения и корпус подшипника с наружным кольцом роликоподшипника, форсункой подачи масла с фильтром и деталями масляного демпфера.

В масляной полости опор ротора СТ смонтированы трубопровод подвода масла к форсункам, центральный привод регулятора частоты вращения ротора СТ с шестерней, индукционные датчики частоты вращения СТ.

Шарикоподшипниковая опора ротора СТ имеет детали масляного демпфера и форсунку подачи масла с фильтром.

Со стороны выхлопного устройства, у шарикоподшипниковой опоры ротора СТ, расположено кольцо радиально-торцевого контактного уплотнения, кольцо лабиринтного уплотнения, а на наружной поверхности - фланец крепления конической балки.

Выходное устройство расположено непосредственно за корпусом опор ротора свободной турбины двигателя и служит для снижения скорости и отвода в атмосферу газового потока.

Для уменьшения утечки газа по выхлопному тракту установлены уплотнительные кольца. Выхлопная труба состоит из внутреннего кожуха и экрана конической балки, которые соединены между собой стойками.

Охлаждение ТВД, ТНД и СТ двигателя - воздушное, нерегулируемое.

СА ТВД охлаждается вторичным воздухом, поступающим из КС через отверстия в корпусе. Воздух омывает внутри стенки сопловых лопаток и выходит в проточную часть через отверстия в передней кромке и щели в задней кромке, обеспечивая конвективное охлаждение. Для эффективной циркуляции охлаждающего воздуха лопатки снабжены дефлекторами.

Ротор ТВД также охлаждается вторичным воздухом, отбираемым за седьмой ступенью КВД через щель между РК и спрямляющим аппаратом. Часть этого воздуха охлаждает вал ротора ВД, ступицу диска ТВД и диск сзади. Другая часть воздуха из-за седьмой ступени КВД охлаждает диск ТВД спереди и через профилированные отверстия, обеспечивающие безударное натекание, попадает в полость рабочих лопаток ТВД, обеспечивая их конвективное охлаждение с выбросом воздуха через периферийные кромки в проточную часть. Полости рабочих лопаток ТВД выполнены в виде трех продольных каналов сложной формы. Лабиринтные уплотнения рабочего колеса ТВД обеспечивают заданный расход охлаждающего воздуха и величину наддува переднего уплотнительного устройства масляной полости опор турбины компрессора.

СА ТНД охлаждается воздухом, поступающим по трем наружным трубопроводам из-за третьей ступени КВД. Часть воздуха охлаждает лопатки СА и через отверстия в их корытцах поступает в предмасляную полость, затем, омывая диски ТНД и СТ, выходит в тракт двигателя.

Корпус опоры СТ охлаждается воздухом, отбираемым из-за третьей ступени КВД и подводимым по наружному трубопроводу. Стойки и корпуса, наружная часть статора СТ и центральный цилиндр выходного устройства охлаждается воздухом, поступающим от вентилятора установленного на вертолете. Наддув предмасляных полостей осуществляется воздухом, отбираемым из-за четвертой ступени КВД.

2.2 Расчет на прочность пера рабочей лопатки турбины

Рабочая лопатка турбины является весьма ответственной деталью газотурбинного двигателя, от надежности работы которой зависит надежность работы двигателя в целом.

При работе авиационного двигателя на рабочую лопатку действуют статические, динамические и температурные нагрузки, вызывая сложную картину напряжений.

Рассмотрим расчет на прочность пера лопатки турбины высокого давления только от действия статических нагрузок. К ним относятся центробежные силы масс лопаток, которые появляются при вращении ротора, и газовые силы, возникающие при обтекании газом профиля пера лопатки и в связи с наличием разности давлений газа перед и за лопаткой.

Центробежные силы вызывают деформации растяжения, изгиба и кручения, газовые - деформации изгиба и кручения.

Напряжения кручения от центробежных и газовых сил обычно малы и ими пренебрегают.

Рис. 2.1                                              Рис. 2.2

Расчётная схема лопатки. Схема нагружения лопатки.

Расчет проводится в следующей последовательности: в расчетных сечениях лопатки определяют напряжение растяжения от центробежных сил и напряжение изгиба - от газовых сил; максимальное находим суммированием в точках, наиболее удаленных от нейтральных осей сечения пера лопатки и вычисляем запасы прочности по длине лопатки. Расчетные формулы приведены ниже.

При расчете лопатки на прочность принимают следующие допущения:

лопатку насматривают как консольную балку, жестко закрепленную в ободе диска;

напряжение определяют по каждому виду деформаций отдельно

(для сильно закрученных лопаток это допущение несправедливо);

температуру в рассматриваемом сечении пера лопатки считают одинаковой, т.е. температурные напряжения отсутствуют;

лопатку считают жесткой, а деформацией лопатки (отклонение оси лопатки) под действием сил и моментов пренебрегают;

предполагают, что деформации лопатки протекает в упругой зоне, т.е. напряжение в пере лопатки не превышает предела пропорциональности.

Целью расчета является определение напряжений и запасов прочности в кромках и в различных сечениях по длине пера лопатки.

Исходные данные для расчета взяты из газодинамического расчета турбины и профилирования лопатки:

материал лопатки ЖС-6К;

длина лопатки L = 0.035 м;

радиус корневого сечения Rк= 0.221 м;

радиус периферийного сечения Rп= 0.3256 м;

число лопаток Z=83 шт;

объем бандажной полки V=3*10-7 м3;

хорда профиля сечения пера: bk= 0,0274(м);= 0,0274(м);п= 0,0274(м);

максимальная толщина профиля в сечениях: dк=0,00685(м);

dс=0,00548(м);

dп=0,00411(м);

угол установки профиля в сечениях:  aк=1,28(рад);

aс=1,21(рад);

aп=1,13(рад);

вынос ц. т. периферийного сечения пера в окружном направлении:0;

вынос ц. т. периферийного сеч. пера в осевом направлении: 0;

интенсивность газовых сил в окружном направлении на среднем радиусе:

интенсивность газовых сил в осевом направлении:

где P1=1000000 Па, P2=657000 Па, C1а=186м/с, C2а=227 м/с,

Т.о. Ра к =5499,99 Н/м; Ра п.=6317 Н/м;

частота вращения рабочего колеса n = 14813 об/мин;

плотность материала лопатки r = 8100 кг/м3;

Определение температуры лопатки турбины

Знать температуру лопатки турбины в различных ее сечениях необходимо для установления предела длительной прочности.

Температуру охлаждаемой лопатки на среднем радиусе, с учётом её охлаждения, принимаем равной tЛ.С.=860°C.

Т.к. тепло от лопатки переходит в диск, то температура ее примерно на одной треть длины у корня существенно уменьшается. Обычно температура в корневом сечении составляет:tЛ.KOPH.=tЛ.С.-(100…150°), принимаем t Л.KOPH.=760°C.

Температура по всей длине лопатки изменяется, соответственно изменяется и предел длительной прочности по линейному закону sДЛ=ê(t).

Расчетным режимом является режим с максимальной частотой вращения ротора и максимальным расходом воздуха.

В нашем случае: n=14813об/мин и GВ=28,74кг/с.

Напряжения изгиба в каждой точке расчетного сечения определяются формулой:

sUi =±;

в точке А: sUA=±

в точке B: sUB=±

в точке C: sUC=±.

Вместе с тем знак при определении напряжения изгиба характеризует вид деформации волокон лопатки. Так, если волокна лопатки растянуты, то напряжение изгиба имеет знак "+", если же они сжаты, то "-". Заметим, что от действия газовых нагрузок на кромках профиля (в точках А и В) всегда возникают напряжения растяжения, а на спинке профиля (в точке С) - напряжения сжатия.

При определении запасов прочности следует учитывать напряжения, как растяжения, так и изгиба лопатки.

Суммарное напряжение в каждой точке расчетного сечения профильной части лопатки рассчитываем по формуле: såi=sPi+sUi;

для точки А: såAi=sPi+sUAi;

для точки В: såВi=sPi+sUВi;

для точки С: såСi=sPi+sUсi.

Для турбинных лопаток запас статической прочности в каждой точке расчетного сечения: KTi=sДЛi/såi,

где sДЛ - предел длительной прочности материала лопатки с учетом температуры в данном сечении и длительной работы.

Таблица 2.1- Параметры материала по сечениям лопатки

Расчет выполняется на ЭВМ с помощью программы statloр.exe. Ввод исходных данных производится в диалоговом режиме.

Программа делит высоту лопатки на 11 частей. Для каждого сечения она считает в трех точках напряжения изгиба: т.А - носок лопатки, т.В - выходная кромка, т.С - спинка лопатки, а также запас прочности.

Результаты расчета, соответствующие 11 сечениям по высоте пера лопатки приведены ниже в табл.2.2.1.:

-расстояние от расчетного сечения до корня лопатки;

-площадь сечения лопатки;

-минимальный момент инерции сечения;

-напряжение растяжения от центробежных сил;

-напряжение изгиба от газовых сил в наиболее опасных точках лопатки;

-суммарное напряжение от центробежных и газовых сил;

-запасы прочности в трех наиболее опасных сечениях лопатки.

Результаты расчета представлены в виде распечатки.

Таблица 2.2 - Расчет на прочность пера рабочей лопатки турбины

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:= 2.000000 CL= 3.500000E-02 RK= 2.210000E-01 RP= 2.560000E-01

VP= 3.000000E-07 UPP= 0.000000E+00 APP= 0.000000E+00= 14800.000000 AA= 0.000000E+00 AU= 0.000000E+00 PU= 2227.125000= 5499.990000 PAP= 6371.000000 RO= 8100.000000= 2.740000E-02 2.740000E-02 2.740000E-02= 6.850000E-03 5.480000E-03 4.110000E-03= 8.800000E-03 8.300000E-03 6.900000E-03= 1.280000 1.210000 1.130000= 780.000000 690.000000 575.000000 500.000000

.000000 400.000000 400.000000 400.000000

.000000 400.000000 400.000000X F Jmin Spakt SизгA SизгB SизгC

m m^2 m^4 МПа МПа МПа МПа

1.00000.117E-03.863E-09 141.880 27.210 7.054 -14.533

.00350.113E-03.792E-09 132.308 23.862 6.917 -12.547

.00700.108E-03.728E-09 122.319 20.368 6.470 -10.666

.01050.103E-03.667E-09 111.879 16.887 5.829 -8.838

.01400.985E-04.607E-09 100.945 13.481 5.027 -7.066

.01750.938E-04.549E-09 89.469 10.217 4.098 -5.371

.02100.891E-04.492E-09 77.387 7.174 3.084 -3.786

.02450.844E-04.435E-09 64.628 4.456 2.048 -2.363

.02800.797E-04.379E-09 51.098 2.204 1.081 -1.175

.03150.750E-04.323E-09 36.684.619.324 -.332

.03500.704E-04.268E-09 21.240.000.000.000SсумA SсумB SсумC Ka Kb Kc

[МПa] [МПa] [МПa]

169.090 148.934 127.347 4.613 5.237 6.125

156.170 139.224 119.761 4.418 4.956 5.761

142.688 128.789 111.653 4.030 4.465 5.150

128.766 117.707 103.041 3.883 4.248 4.852

114.426 105.972 93.880 3.496 3.775 4.261

99.685 93.566 84.098 4.013 4.275 4.756

84.561 80.472 73.601 4.730 4.971 5.435

69.084 66.676 62.265 5.790 5.999 6.424

53.302 52.180 49.923 7.504 7.666 8.012

37.303 37.008 36.352 10.723 10.809 11.004

21.240 21.240 21.240 18.832 18.832 18.832

По полученным результатам строим графики напряжений и коэффициентов запаса прочности по длине лопатки для трех характерных точек поперечных сечений А, В и С (рис. 2.3. и 2.4.).

Рис. 2.3

Рис. 2.4

В результате расчёта лопатки на прочность получено распределение напряжений и коэффициентов запаса по длине пера лопатки. Из приведенных выше рисунков следует сделать вывод, что рассматриваемая лопатка обладает необходимым запасом прочности и удовлетворяет предъявляемым к ней требованиям. 

Напряжения меньше предела длительной прочности, минимальный коэффициент запаса К=3,496. Согласно нормам прочности минимальный запас не менее 1.25..1.3, следовательно, лопатки первой ступени турбины имеют малую вероятность разрушения по причине статических нагрузок или в экстремальных условиях.

2.3 Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки турбины высокого давления

Цель расчета - определение частоты собственных колебаний рабочей лопатки ТВД, и анализ частотной диаграммы для проверки отсутствия резонансных режимов в рабочей области частот вращения ротора.

Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки будем проводить с помощью методики указанной в пособии [3].

Исходные данные для расчета:

геометрия рабочей лопатки;

характеристики конструкционного материала ЖС-6K;

диапазон рабочих частот вращения ротора двигателя.

Так как существенное влияние на свойства конструкционного материала оказывает неравномерность температур по высоте лопатки, для подробного их описания строим зависимость модуля упругости Е от температуры. Найденные значения заносим в таблицу 2.3.

Таблица 2.3 - Свойства материала составных элементов материала

Расчет динамической частоты

Расчет проводим на ЭВМ с помощью программы Dinlop.exe.

Результаты расчета приведены в таблице 2.4.

Построение частотной диаграммы

По данным таблицы 2.4 строим зависимость fд = f(nс).

Для построения частотной диаграммы необходимо нанести на график диапазон рабочих частот вращения двигателя от оборотов малого газа до максимальных оборотов. За частоту вращения ротора на режиме малого газа принимаем для ТРДД

. (2.4)

Для определения резонансных режимов работы двигателя с учетом принятого масштаба наносим на этот же график частоты возбуждающих сил, кратные частоте вращения ротора:

. (2.5)

где k - порядок гармоник возбуждающих сил;

Для проектируемого двигателя =39 - число лопаток направляющего аппарата первой ступени ТВД и =24 число топливных форсунок камеры сгорания.

nc - частота вращения ротора.

Пересечение линий частот собственных колебаний с частотами возбуждающих сил, на частотной диаграмме (рисунок 2.5), показывает резонансные режимы работы двигателя.

Рисунок 2.5 - Частотная диаграмма

Вывод: в результате проведения расчёта получены значения динамических частот первой формы изгибных колебаний лопатки компрессора, возможных при вращении ротора компрессора на различных оборотах работающего двигателя. Построена частотная диаграмма, из которой видно, что в рабочем диапазоне частот вращения ротора турбокомпрессора (от nмг до nmax) резонанс не возникает.

2.4 Расчет на прочность диска турбины

Диски турбин - это наиболее ответственные элементы конструкций газотурбинных двигателей. От совершенства конструкций диска зависит надежность, легкость конструкций авиационных двигателей в целом.

Диски находятся под воздействием инерционных центробежных сил, возникающих при вращении от массы рабочих лопаток и собственной массы дисков. Эти силы вызывают в дисках растягивающие напряжения. От неравномерного нагрева дисков турбин возникают температурные напряжения, которые могут вызывать как растяжения, так и сжатие элементов диска.

Кроме напряжений растяжения и сжатия, в дисках могут возникать напряжения кручения и изгиба. Напряжения кручения появляются при передачи диском крутящего момента, а изгибные - возникают под действием разности давлений и температур на боковых поверхностях дисков, от осевых газодинамических сил, действующих на рабочие лопатки, от вибрации лопаток и самих дисков, под действием гироскопических моментов, возникающих при эволюциях самолета.

Из перечисленных напряжений наиболее существенными являются напряжения от центробежных сил собственной массы диска и лопаточного венца, а также температурные. Напряжения кручения обычно и в расчетах не учитываются. Напряжения изгиба зависят от толщины диска и способа соединения дисков между собой и с валом и могут быть значительными лишь в тонких дисках.

Для оценки напряженности диска расчет ведут в предположении его упругого состояния. Однако в некоторых случаях напряжения могут превосходить пределы упругости и текучести материала, в результате чего деформации наиболее нагруженных участков диска будут иметь пластический характер. Кроме того, при высоких температурах существенное влияние на прочность диска может оказать ползучесть его материала. В этих случаях расчет на прочность диска должен выполняться с учетом пластической деформации и ползучести.

Расчет на прочности диска турбины будем проводить с помощью методики указанной в пособии [3].

При расчете на прочность принимаются следующие допущения:

диск считается симметричным относительно срединной плоскости, перпендикулярной оси вращения;

диск находится в плосконапряженном состоянии;

температура диска меняется только по его радиусу и равномерна по толщине;

напряжения на любом радиусе не меняются по толщине;

наличие отверстий и бобышек на диске не принимается во внимание.

Цель расчета на прочность диска - определение напряжения и запасов прочности в различных сечениях по радиусу диска.

Исходные данные

Расчет диска методом конечных элементов основан на приближенном расчете системы дифференциальных уравнений путем замены входящих в них дифференциалов конечными разностями.

Для расчета диск разбиваем на 16 сечений (рисунок 2.4.2), которые нумеруем от 0 до 15. Геометрические параметры диска заносим в таблицу 2.4.3.

Диск изготовлен из сплава ЭИ-926.

Напряжения  от центробежных сил лопаток и замковой части обода может быть определено для случая, когда лопатки и диск изготовлены из одного материала с одинаковой плотностью, по формуле:

, (2.4.1.1)

где z = 83 - число лопаток;

 = 129.136 МПа - напряжение в корневом сечении лопатки от растяжения центробежными силами;к = 0.117·10-3 м2 - площадь корневого сечения лопатки;

ρ = 8200 кг/м3 - плотность материала диска и лопатки;= bk·lf = 0,022·0,01 = 22·10-4 м2 - площадь радиального сечения разрезной части обода диска;= 0,01 м - высота разрезной части диска;= 0,211 м - радиус центра тяжести площади f;= 0,207м - наружный радиус неразрезного обода диска;= 0,022м - ширина обода диска на радиусе RK;= 14813 об/мин - частота вращения диска;

= рад;

=82МПа

Коэффициент Пуассона μ = 0,3.

Основные расчетные уравнения для определении упругих напряжений в диске от центробежных сил и неравномерного нагрева

Для расчета диска на прочность используем два дифференциальных уравнения:

, (2.4.2.1)

, (2.4.2.2)

где и  - радиальные и окружные нормальные напряжения;

 - текущие значения толщины и радиуса диска;

- угловая скорость вращения диска;

 - плотность материала диска;

 - модуль упругости материала диска;

 - коэффициент Пуассона;

 - коэффициент линейного расширения материала диска;

 - температура элемента диска на радиусе.

Точные решения дифференциальных уравнений могут быть получены только для ограниченного числа профилей, поэтому применяем приближенный метод определения напряжений в диске - метод конечных разностей. Расчет диска этим методом основан на приближенном решении системы дифференциальных уравнений путем замены входящих в них дифференциалов конечными разностями.

Для расчета диск разбиваем на сечения, которые нумеруются от 0 до k. Число расчетных сечений - не менее 8…9. Нулевое сечение для диска с центральным отверстием проводится на радиусе отверстия

При выборе расчетных сечений для обеспечения необходимой точности расчета, для первых двух - трех сечений, необходимо соблюдать два условия:

; .

Рисунок 2.6 - Геометрические параметры диска и его расчетные сечения

Определение температуры диска

Сплав: ЭИ-926; =8200кг/м3; tлк =730˚С;

При расчете данного диска необходимо учитывать распределение температуры по радиусу и ее влияние на упругие свойства, прочность материала. Изменение температуры по радиусу зависит от интенсивности охлаждения диска, коэффициента теплопроводности материала диска, конструктивных особенностей диска.

Температура диска на наружном диаметре tк определяется через температуру в корневом сечении лопатки и тепловое сопротивление в замке  по формуле:

. (2.4.3.1)

Величина  для охлаждаемых лопаток может быть принята равной 100.

Тогда

˚С.

Разность температур обода и центра диска (tk- t0) для охлаждаемых лопаток на режиме nmax составляет 80˚С. Следовательно, t0 = 550˚С.

Для дисков с центральным отверстием температура диска в расчетном сечении определяется по формуле:

, (2.4.3.2)

где tR -температура на расчетном радиусе;- температура диска на радиусеR0;к - температура диска на наружном диаметре;- расчетный радиус;-радиус центрального отверстия;К - наружный радиус диска;

Принимая перепад температуры на диске =80˚С, получим формулу для расчета температур в сечениях диска:

.

Результаты расчета заносим в таблицу 2.4.3.

По полученным температурам в сечениях диска необходимо определить модуль упругости, коэффициент температурного расширения и предел длительной прочности.

Таблица 2.5 - Геометрические и физические параметры диска

Расчет диска на прочность на ЭВМ

Расчет проводим с помощью программы disk_112.exe. Результаты расчета приведены в таблице 2.6. По результатам расчета построены графики изменения напряжений (рисунок 2.7) и коэффициента запаса прочности по высоте диска (рисунок 2.8).

Таблица 2.6 - Расчет на прочность диска турбины

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:= 0 DT= 1

Частота вращения = 14800.0 об/мин

Количество расчетных сечений = 15

Количество скачков на контуре = 0

Контурная нагрузка = 82.000 МПа= 0 BZ= 0 NZ= 1 QZ= 0

Коэффициент Пуассона =.30( 1)=.0600 R( 2)=.0720 R( 3)=.0800 R( 4)=.0860

R( 5)=.1000 R( 6)=.1090 R( 7)=.1210 R( 8)=.1310( 9)=.1440 R(10)=.1600 R(11)=.1730 R(12)=.1850(13)=.1950 R(14)=.2020 R(15)=.2110( 1)=.0800 B( 2)=.0800 B( 3)=.0800 B( 4)=.0720( 5)=.0620 B( 6)=.0500 B( 7)=.0400 B( 8)=.0320( 9)=.0260 B(10)=.0210 B(11)=.0169 B(12)=.0176

B(13)=.0185 B(14)=.0220 B(15)=.0220

Плотность материала = 8200.00

T( 1)= 550.0 T( 2)= 556.0 T( 3)= 560.0 T( 4)= 563.0( 5)= 570.0 T( 6)= 574.0 T( 7)= 581.0 T( 8)= 587.0( 9)= 592.0 T(10)= 600.0 T(11)= 606.0 T(12)= 612.0(13)= 618.0 T(14)= 624.0 T(15)= 630.0( 1)= 172000.0 E( 2)= 171700.0 E( 3)= 171400.0 E( 4)= 171100.0( 5)= 170600.0 E( 6)= 170300.0 E( 7)= 170000.0 E( 8)= 169700.0( 9)= 169400.0 E(10)= 169100.0 E(11)= 168800.0 E(12)= 168600.0

(13)= 168300.0 E(14)= 168100.0 E(15)= 168000.0(K)= 1.558000E-05 1.561000E-05 1.564000E-05 1.567000E-05

.570000E-05 1.573000E-05 1.576000E-05 1.579000E-05

.582000E-05 1.585000E-05 1.588000E-05 1.591000E-05

.594000E-05 1.597000E-05 1.600000E-05( 1 )= 770.0 SDL( 2 )= 749.0 SDL( 3 )= 737.0( 4 )= 726.0 SDL( 5 )= 715.0 SDL( 6 )= 703.0( 7 )= 691.0 SDL( 8 )= 680.0 SDL( 9 )= 669.0(10 )= 657.0 SDL(11 )= 645.0 SDL(12 )= 632.0

SDL(13 )= 622.0 SDL(14 )= 617.0 SDL(15 )= 610.0

РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТА:

I R(I),M B(I),M SR,МПА ST,МПА SEK,МПА ZAP

1.0600.0800.00 608.27 608.27 1.3

.0720.0800 106.05 461.94 419.11 1.8

.0800.0800 133.62 404.46 356.93 2.1

.0860.0720 157.49 373.65 324.92 2.2

.1000.0620 188.91 314.71 274.37 2.6

.1090.0500 218.27 294.71 264.89 2.7

.1210.0400 243.15 269.13 257.13 2.7

.1310.0320 269.11 254.73 262.22 2.6

.1440.0260 282.94 244.03 265.63 2.5

.1600.0210 285.12 225.55 260.50 2.5

.1730.0169 293.31 214.92 263.03 2.5

.1850.0176 233.42 184.70 213.27 3.0

.1950.0185 181.42 153.11 169.06 3.7

.2020.0220 118.72 116.27 117.51 5.3

.2110.0220 82.00 86.07 84.11 7.3

Рисунок 2.7 - Распределение напряжений по радиусу

Рисунок 2.8 - Изменение коэффициента запаса прочности по радиусу

Вывод: в результате расчета получены значения напряжений и коэффициента запаса прочности по высоте диска. При расчете учитывалось изменение температуры по высоте диска.

Минимальный запас прочности к=1,3 на поверхности отверстия и в месте перехода толщин.

Минимальный коэффициент запаса удовлетворяет требованиям прочности, предъявляемым к дискам турбин.

Из проделанного расчета видно, что для 75% материала диска коэффициент запаса не превышает значения 2,7 и не опускается ниже значения 1,5 что говорит об удачном совмещении в конструкции диска экономии материала и массы с надежной работой на всем сроке эксплуатации.

2.5 Расчет на прочность замка рабочей лопатки ТВаД

Замковые соединения "ёлочного" типа являются основными для крепления лопаток турбин и лопаток последних ступеней высоконапорных осевых компрессоров.

При расчете “ёлочного” замка условно принимается, что центробежная сила, действующая на лопатку, распределяется по зубьям замка равномерно. В значительной мере это условие обеспечивается подбором зазоров в замке при монтаже, а также тем обстоятельством, что при перегрузке отдельных зубьев происходят пластические деформации, обеспечивающие выравнивание нагрузки.

При расчете замка обычно пренебрегают действием изгибающих и крутящих моментов от газовых и инерционных сил и определяют напряжения только от центробежных сил. При этом центробежная сила пера лопатки РП и центробежная сила хвостовика лопатки РХВ направлены по одному радиусу, проходящему через центр тяжести хвостовика лопатки: РЛ = РП + РХВ.

Исходные данные:

частота вращения n=14813 об/мин;

угол наклона контактной площадки a = 15°;

плотность материала замка ρ=8100 кг/м3;

напряжение растяжения лопатки в корневом сечении =141,88 МПа;

площадь корневого сечения лопатки FК=0,117*10-3 м.

На рис. 2.9 представлены эскизы хвостовика лопатки и зуба хвостовика.

Рис. 2.9

Результаты определения размеров замка по сечениям.

Таблица 2.7

где сi - плечо силы Pi;- хорда замка;- ширина контактной поверхности зуба;- высота основания зуба;

di - высота зуба у контактной поверхности.

Для вычисления объёмов по сечениям используются формулы:

Растягивающие напряжения в i - м сечении ножки лопатки:

где: i - номер рассматриваемого сечения;- число сечений;

Рjл- полная центробежная сила пера лопатки вместе с хвостовиком: РЛ = РП + РХВ

РХВ=å Pjni; РП= FK ´σRK=0,117*10-3 ´141,88 *106=30390Н; -центробежная сила части ножки, расположенной ниже i-го сечения;

r - плотность материала замка;- объём элемента замка заключённый между сечениями;- расстояние от оси вращения до центра тяжести объёма V.

Угловая скорость вращения w2 = (pn/30)2 =2,23*106 рад/с.

Результаты расчёта объемов и напряжений растяжения сведены в таблицу 2.8

Таблица 2.8

Полная центробежная сила лопатки Pjл = Рп + Рхв = 23120+30390=53510 Н.

Напряжение смятия на зубьях определяется по формуле:

, где ,

; m = 0,2 - коэффициент трения;

Т.о. напряжение смятия зуба замка sсм = 168,5 МПа.

Напряжение изгиба у основания зуба рассчитываем по формуле:

Максимальное напряжение среза:

У современных газовых турбин серийных ГТД указанные максимальные напряжения достигают:

растягивающие напряжения в ножке лопатки sл = 200 МПа;

напряжение смятия в зубьях sсм = 230 МПа;

напряжение изгиба у основания sи = 200 МПа;

напряжение среза зуба tср = 120 МПа.

Выводы: Полученные в результате расчёта напряжения во всех сечениях замка меньше допускаемых, следовательно, вероятность разрушения хвостовика лопатки либо замковой части диска достаточно мала.

Вывод: в результате расчета были получены напряжения смятия, изгиба, среза и растяжения в замке лопатки и напряжения растяжения в сечениях гребня диска турбины.

Напряжения смятия, изгиба и среза во всех сечениях одинаковые. Это связано с постоянством ширины замка и одинаковой геометрией зубьев.

Результаты расчетов показали, что все напряжения лежат в допускаемых пределах. Самые опасные из них действуют в районе зуба, следовательно, прочность узла крепления определяет прочность зуба хвостовика лопатки.

3. Технологическая часть

3.1 Анализ чертежа детали

.1.1 Назначение условия работы и конструкция детали

Для поддержания вращающихся деталей и для передачи вращающего момента от одной детали к другой (в осевом направлении) в конструкциях используют валы, устанавливаемые в подшипниковых опорах. Валы относятся к числу наиболее ответственных деталей машин. Существенное нарушение формы вала из-за высокой радиальной податливости или колебаний, а тем более разрушение вала влечёт за собой выход из строя всей конструкции. Поэтому к валам предъявляют высокие требования по точности изготовления, прочности, жёсткости, устойчивости и колебаниям.

Конструктивная форма зависит от нагрузок на вал и способа соединения вала с насаживаемыми деталями. При больших вращающих моментах и повышенных требованиях к центрированию валы соединяют с насаживаемыми деталями с помощью шлицевых соединений. При средних значениях вращающего момента и менее высоких требованиях к точности центрирования для посадки на валах деталей применяют шпоночные соединения.

Технические условия на изготовление валов зависят от требований к конструкции. Обработку валов производят обычно в центрах.

Шестерня предназначена для передачи вращательного движения от вала авиадвигателя к валу агрегата. Вал-шестерня является одной из основных деталей редуктора или коробки приводов, служит для передачи большого крутящего момента, понижения скорости вращения промежуточного или выходного вала.

Деталь представляет собой солнечную шестерню с зубьями и участком типа вал со шлицами. С точки зрения жесткости и прочности форма детали и соотношение размеров элементов достаточно рациональны.

Зубья детали работают в тяжелых условиях, под действием ударных и знакопеременных нагрузок, поэтому материал детали должен быть достаточно прочным, иметь пластическую, вязкую сердцевину и поверхностную твердость. Для достижения поверхностной твердости зубьев применяется термообработка токами высокой частоты (ТВЧ), которые проходят по поверхности детали.

Деталь образована цилиндрическими поверхностями и плоскостями. Наивысшая чистота поверхности Ra 0,16 мкм - принадлежит поверхности 3 низшая Ra 20 мкм - всем поверхностям, которые не сопрягаются с другими деталями механизма.

Степень точности зубчатого венца 7-С по ГОСТ 13755-81. Допускается радиальное биение поверхностей: 3 на величину 0,02 мм и 22 на величину 0,01 мм относительно поверхности 26. Допуск на перпендикулярность поверхности 1 относительно 26 не более 0,01 мм.

3.1.2 Материал детали

Материалом детали назначена конструкционная легированная сталь 50ХН. Ее применение в деталях машин: валки для горячей прокатки, валы-шестерни, зубчатые колеса, бандажи, коленчатые валы, шатуны, болты, выпускные клапаны и другие крупные ответственные детали. Свойства и характеристики материала приведены ниже.

Таблица 3.1 − Химический состав материала

Таблица 3.2 − Механические свойства материала при Т=20ºС

Таблица 3.3 − Физические свойства материала при Т=20ºС

Таблица 3.4 − Технологические свойства

Для достижения поверхностной твердости шестерня подвергается термообработке ТВЧ с достижением твердости HRC 56…58.

3.1.3 Конструктивные особенности детали

Технологичность детали можно оценить как среднюю. Наличие легирующих элементов определяет материал как дорогостоящий, средне-дефицитный. Это в свою очередь требует применения специального режущего инструмента.

С точки зрения жесткости и прочности конструкции форма детали и соотношение размеров элементов достаточно рациональны.

Требования точности формы и расположения поверхностей обусловлены необходимостью обеспечить соосность и надежность, так как вал насоса работает в масляной среде.

Присутствие в конструкции детали шлиц, отверстий, зубьев приводит также к уменьшению технологичности, так как производительность этих операций довольно низкая.

Большинство обрабатываемых поверхностей с точки зрения обеспечения точности и шероховатости не представляют технологических трудностей, позволяют вести обработку высокопроизводительными методами.

В основном деталь достаточно технологична, имеет хорошие базовые поверхности для первоначальных операций и довольно проста по конструкции.

3.1.4 Оценка технологичности детали

В соответствии с ГОСТом 14202-73 для оценки технологичности детали используются следующие коэффициенты Кт, Кш.

Уровень технологичности конструкции по точности обработки

где  - средний квалитет точности обработки изделия;- число размеров соответствующего квалитета;

Т - квалитет точности конструкции.

Тогда

Поскольку Кт> 0.8, то деталь технологична

Уровень технологичности конструкции по шероховатости поверхности[18, с.33]:

 где  - средняя шероховатость.

Тогда

Поскольку Кш< 0.32, то деталь технологична.

Коэффициент использования материала:

Ким=;

где Мд - масса детали, кг;

Мз - масса заготовки, кг.

По КИМ деталь нетехнологична.

3.1.5 Выбор и обоснование метода получения заготовки

При выборе заготовки для заданной детали назначают метод ее получения, определяют конфигурацию, размеры, допуски, припуски на обработку и формируют технические условия на изготовление.

Главным при выборе заготовки является обеспечение заданного качества готовой детали при ее минимальной себестоимости.

Технологические процессы получения заготовок определяются технологическими свойствами материала, конструктивными формами и размерами детали и программой выпуска.

Факторы, определяющие выбор способа получения заготовки:

) форма и размеры заготовки;

) требуемая точность и качество поверхностного слоя заготовки;

) условия эксплуатации детали;

) технологические свойства материала заготовки;

) количество выпускаемых деталей;

) производственные возможности предприятия.

Учитывая назначения и условия работы детали, ее конфигурацию, свойства материала и тип производства целесообразно избрать в качестве метода получения заготовки горячую штамповку.

Горячая объемная штамповка находит широкое применение в машиностроении, так как дает изготовить поковку с высокими механическими свойствами и по конфигурации близкую к исходной детали. Применение метода групповой технологии может обеспечить рентабельность горячей штамповки даже в условиях мелкосерийного производства.

Одним из возможных вариантов изготовления штампованной заготовки солнечной шестерни может служить штамповка на горизонтально-ковочной машине (ГКМ). Горячая штамповка на ГКМ имеет широкое применение в производстве поковок различной конфигурации. На ГКМ можно штамповать поковки шестерен, клапанов, болтов, гаек, колец, фланцев, валиков с уступами и т.д.

Штамповка на ГКМ имеет целый ряд преимуществ:

) возможность штамповки в закрытых штампах (без облоя);

) возможность штамповки без штамповочных уклонов, что сокращает припуски и допуски на поковку;

) возможность обеспечения в поковке необходимого направления волокон макроструктуры, придающего ей наибольшую прочность;

) высокая производительность;

) возможность полной автоматизации технологического процесса штамповки.

На ГКМ штампуют в открытых, закрытых штампах и в штампах для выдавливания. Типичным процессом штамповки на ГКМ является многоручьевая осадка в закрытых двухразъемных штампах. Основным отличием штампов ГКМ является наличие двух взаимно перпендикулярных разъемов.

Чертёж поковки составляют по чертежу готовой детали. При этом надлежит установить разъём штампов и назначить припуски и допуски, определить штамповочные уклоны, радиусы закруглений, а также установить форму и размеры наметок отверстий и перемычек под прошивку.

К основным факторам, определяющим величины допусков и припусков относятся прежде всего технологические свойства штампуемых сплавов, габаритные размере (или масса) и форма поковки.

Штамповочные уклоны необходимы для облегчения удаления поковки из ручья. Однако их величина (отклонение по вертикали) должна быть минимальной, так как её уменьшение способствует снижению массы поковки, уменьшению напуска, облегчению заполнения окончательного ручья и увеличению его стойкости.

Острые кромки на поверхности поковки необходимо закруглить. При закруглении этих кромок радиусами недостаточной величины концентрация напряжений в соответствующих углах окончательного ручья при работе штампа ведёт к быстрому образованию в нём трещин. Вместе с тем затекание металла в углы резко затруднено и требует повышенного давления при штамповке.

Значения радиусов закругления внешних углов (так называемых наружных радиусов закруглений) установлены ГОСТ 7505-74 в пределах 0,8-8,0 мм в зависимости от массы поковки в пределах до 200 кг.

Рис. 3.1 - Схема нумерации поверхностей детали

3.2 Расчет числа технологических переходов обработки основных поверхностей детали

Число переходов, необходимое для обработки каждой из поверхностей детали и их состав по применяемым методам обработки определяются соотношением характеристик точности размеров, формы и шероховатости одноимённых поверхностей исходной заготовки и готовой детали.

При определении необходимого и достаточного количества ступеней обработки отдельных поверхностей для обеспечения заданных характеристик точности формообразующих размеров, формы и качества поверхности с достаточной для практических целей точностью, воспользуемся зависимостями:

число ступеней обработки, необходимое для обеспечения заданной точности:

 (3.1)

где Тзаг - допуск размера заготовки, мкм;

Тдет - допуск размера детали, мкм.

число ступеней обработки, необходимое для обеспечения заданной шероховатости:

 (3.2)

где Raзаг - шероховатость поверхности заготовки, мкм;дет - шероховатость поверхности готовой детали, мкм.

Для торцевых и конических поверхностей расчет потребного числа переходов производится только по шероховатости ввиду отсутствия допусков на эти поверхности.

Число потребного количества ступеней обработки принимаем исходя из следующих факторов:

. Увеличение ступеней обработки приводит к уменьшению доли общего припуска, снимаемого на каждой операции в отдельности, что в свою очередь приводит к разгрузке оборудования, увеличению стойкости режущего инструмента, улучшению процесса резания.

. В свою очередь меньшее количество ступеней обработки требует меньшего количества оборудования, меньшее количество людей, значительно упрощается техпроцесс и уменьшается время на обработку.

Исходя из этих соображений будем намерено завышать количество операций для наиболее ответственных поверхностей. Для наименее ответственных поверхностей, будем намеренно занижать количество операций. Разбивку точности проводим исходя из метода обработки.

Для поверхности №3 [рис.2.1] имеем:

Принимаем ближайшее целое число для большего, т.е. n = 5.

3.3 Разработки плана технологического процесса

Выбор и обоснование технологических баз

База − это поверхность или выполняющее ту же функцию сочетание поверхностей, ось или точка, принадлежащая заготовке (детали) и используемая для базирования.

На чертеже детали проставлена одна конструкторская база. Также имеются две точно обработанные цилиндрические поверхности, которые имеют жесткие допуски по радиальному биению относительно базы. Таким образом, имеем три поверхности, которые могут быть использованы в качестве технологических баз. Исходя из соображений удобства закрепления заготовке на станке выбираем за базы левую внешнюю поверхность 3 и правую внутреннюю 22.

Также необходимо выбрать торцевые поверхности, которые будут служить упорами при обработке. Принимаем сопряженные с базами поверхности торцев 1 и 15.

Таким образом, имеем 2 комплекта технологических баз:

− левый комплект баз: внешняя цилиндрическая поверхность 3 и торец 1;

− правый комплект баз: внутренняя цилиндрическая поверхность 22 и торец 15.

Для большинства операций соблюдается принцип совмещения и постоянства баз, и такие базы называются чистыми. Исключение составляют первые операции, на которых базы уступают по точности и качеству обрабатываемым поверхностям. Это черновые базы, которые могут быть использованы только один раз и для координации только одной из обрабатываемых поверхностей. То есть обработку детали начинаем с той поверхности, которая будет служить установочной базой для дальнейших операций.

Обработку поверхностей точным взаимным расположением включаем в одну операцию, и выполняем за одно закрепление заготовки. А черновую и чистовую обработки заготовок со значительными припусками выделяем в отдельные операции, так как совмещение черновых и чистовых переходов в одной операции приводит к снижению точности обработки вследствие повышенного износа инструмента на черновых операциях.

План обработки строим так, чтобы последними обрабатывались поверхности, к которым предъявляются повышенные требования по точности, а в начале те поверхности, к точности которых предъявлены меньшие требования. При определении последовательности переходов операции, предусматриваем опережающее выполнение тех переходов, которые подготавливают возможность осуществления следующих за ними переходов.

3.4 Расчет припусков и операционных размеров на обработку

.4.1 Расчет припусков и операционных размеров на диаметральные поверхности нормативным методом

Величину минимального припуска на диаметральные поверхности определяют по формуле:

,(3.3)

где Rzi-1 и hi-1 - соответственно шероховатость и глубина дефектного слоя на предыдущей ступени обработки, мкм;

Δi-1 - величина суммарных пространственных отклонений на предыдущей ступени обработки, мкм;

εi - погрешность установки детали в данной ступени обработки, мкм.

Величина суммарных пространственных отклонений определяется по формуле:

,(3.4)

где Δкор - величина коробления поковки, мкм;

Δсм - величина смещения поковки, мкм.

Величина пространственных отклонений в процессе обработки полностью не исчезает, а значительно уменьшается по величине. Величина остаточных отклонений определяется по величине коэффициента уточнения формы:

,(3.5)

где Ку - коэффициент уточнения формы.

Номинальный припуск определяется по формуле:

где Ti-1 - допуск размера на предыдущей обработке, мкм.

Максимальный припуск определяется для отверстия и вала отдельно:

− валов

,(3.7)

− отверстий

.(3.8)

Минимальный припуск для:

− валов

,(3.9)

− отверстий

.(3.10)

Расчетный диаметр определяется для отверстия и вала отдельно:

− валов

,(3.11)

− отверстий

.(3.12)

Выполним расчет припусков на диаметральные поверхности на примере внешней цилиндрической поверхности 13 Ø224h12.

Составляющие припуска, входящие в формулу, определяются с учетом принятых методов обработки поверхностей. Результаты вычислений заносятся в таблицу 6.1 в следующем порядке:

) Маршрут обработки элементарных поверхностей и достигаемая при этом шероховатость поверхности заполняются в таблицу на основании данных метода обработки.

) Величины  и , характеризующие состояние поверхности заготовки после обработки различными методами, определяем по таблицам точности и качества обработки.

) Пространственные отклонения ∆Σ для поковок выражаются отклонением оси от прямолинейности в результате коробления и смещением оси заготовки в результате смещения половин штампа при штамповке. Для рассматриваемой поверхности

∆кор = 500 мкм,

∆см = 600 мкм.

Тогда суммарная погрешность ∆ определяется по формуле (3.4):

 мкм.

Следует отметить, что после термообработки возникает дополнительное коробление, определяемое по эмпирической формуле, мкм на 1мм длины рассматриваемой поверхности:

.

Тогда суммарная величина дополнительного коробления при длине поверхности L=30 мм:

Получаем пространственные отклонения по каждому технологическому переходу:

− точение черновое ∆ = 781∙0,06 = 46,86 ≈ 47 мкм;

− точение получистовое ∆ = 781∙0,05 = 39,05 ≈ 40 мкм;

− точение чистовое ∆ = 781∙0,04 = 31,24 ≈ 32 мкм;

− шлифование однократное

∆кор = (20+6,55)∙0,04/0,03 = 19,9 мкм,

∆см = 600∙0,03 = 18 мкм,

≈26 мкм.

4) Погрешность установки представляет собой отклонение фактически достигнутого положения заготовки при ее установке от требуемого. Она зависит от способа закрепления детали на станке, типа приспособления, его точности и т.д. По материалам таблицы получаем:

− точение черновое e = 200 мкм;

− точение получистовое e = 20 мкм;

− точение чистовое e = 10 мкм;

− шлифование однократное e = 10 мкм.

Имея значение составляющих элементов припуска, определяем расчетное значение минимального припуска на диаметр по формуле (3.3) для всех ступеней обработки:

− точение черновое

− точение получистовое

− точение чистовое

− шлифование однократное

) Следующую графу таблицы (допуск на размер) заполняем на основании данных о точности на каждой ступени обработки.

) Расчетный припуск 2Zномр определяется как сумма минимального припуска 2Zminр и допуска на предшествующей ступени обработки по формуле (3.6):

− точение черновое

− точение получистовое

− точение чистовое

− шлифование однократное

) Расчетный размер на последней ступени обработки равен размеру готовой детали. Для шлифования однократного Dp = 224 мм.

Для остальных технологических переходов:

− точение чистовое

− точение получистовое

− точение черновое

− штамповка

Обрабатываемая поверхность − наружная (вал), поэтому наибольшие предельные размеры на данной операции равны или примерно равны (с округлением в большую сторону до десятых долей миллиметра) расчетным:

− шлифование однократное

− точение чистовое

− точение получистовое

− точение черновое

− штамповка (с учетом отклонения +2,0 мм)

) Минимальные предельные значения заготовки на всех этапах ее обработки определяются по формуле:

,(3.14)

− шлифование однократное

− точение чистовое

− точение получистовое

− точение черновое

− штамповка

) Имея значение  и , можно найти значение максимального и минимального припусков:

− точение черновое

− точение получистовое

− точение чистовое

− шлифование однократное

Технологический операционный размер на каждой ступени обработки записывается как номинальный размер с допуском. При этом, в случае обработки охватывающих поверхностей в качестве номинального выступает минимальный размер, а в случае охватываемых - максимальный.

Технологический размер заготовки записывается как номинальный размер заготовки с соответствующим допуском.

Для остальных поверхностей расчет проводим нормативным методом, в котором минимальный расчетный припуск 2Zmin.p принимается из таблицы. Остальные расчеты аналогичны описанным выше.

Результаты расчетов припусков по расчетно-аналитическому и нормативному методам сведены в табл. 3.6.

Таблица 3.6 − Расчет припусков на диаметральные размеры нормативным методом

3.4.2 Расчет припусков и размеров-координат на торцевые поверхности

Величину минимального припуска на обработку торцевой поверхности определяют по формуле:

,(3.15)

где Rzi-1 и hi-1 - соответственно шероховатость и глубина дефектного слоя на предыдущей ступени обработки;

Δi-1 - величина пространственных отклонений на предыдущей ступени обработки;

εi - погрешность установки детали в данной ступени обработки.

Результаты расчета минимальных припусков на обработку торцевых поверхностей расчетно-аналитическим методом сведены в таблицу 3.7.

Таблица 3.7 − Расчет минимальных припусков на торцевые поверхности

Разработка и анализ размерной схемы обработки торцевых поверхностей детали.

Расчёт линейных операционных размеров начинают с построения размерной схемы технологического процесса. Основой для построения схемы служит план технологического процесса.

Размерную схему необходимо строить, располагая эскизами плана обработки детали, следующим образом. Вычерчивают контур готовой детали, утолщёнными линиями указывают координаты торцов поверхностей в соответствии с координацией размеров на рабочем чертеже.

С учётом количества обрабатываемых торцевых поверхностей на эскизе детали условно показывают операционные припуски вплоть до соответствующего размера заготовки. Затем все исходные, промежуточные и окончательные торцевые поверхности нумеруются слева направо.

Через пронумерованные поверхности проводятся вертикальные линии. Между вертикальными линиями, начиная с последующей операции, с учётом эскизов обработки, указывают технологические размеры (обозначаем Sn). Размер представлен в виде стрелок с точкой, причём точка совмещена с установочной базой, а стрелка своим остриём упирается в ту поверхность, которую мы получили на данной операции, после снятия соответствующего межоперационного припуска.

После построения размерной схемы мы можем составить размерные цепи. В качестве замыкающих звеньев выступают конструкторские размеры или размеры припусков, в качестве составляющих, искомых звеньев, выступают операционные размеры, которые функционально связывают торцевые поверхности на всех операциях от заготовительной до окончательной.

Размерная схема представлена на рис. 3.2.

исунок 3.2 − Размерная схема обработки детали и схемы размерных цепей

Расчет технологических размерных цепей торцевых поверхностей детали

Выявление и расчет технологических размерных цепей начинают с двухзвенных цепей. А затем в такой последовательности, чтобы в каждой цепи имелось только одно неизвестное звено. Остальные звенья уже определены расчетом предыдущих размерных цепей. Для выполнения этого условия необходимо начинать выявление и расчет цепей в последовательности, обратной выполнению операций в технологическом процессе изготовления шестерни.

Любой замкнутый контур на размерной схеме, включающий в себя только один конструкторский размер или один припуск, образует технологическую размерную цепь.

Значения минимальных припусков Zi-jmin на формообразующие операции принимаем из расчета операционных размеров-координат нормативным методом и заносим в табл. 7.2. Определив Zi-jmin составляем исходные уравнения размерных цепей относительно Zi-jmin:

,(3.16)

где Хr min - наименьший предельный размер увеличивающего звена размерной цепи;

Хq max - наибольший предельный размер уменьшающего звена размерной цепи;- число увеличивающих звеньев; - число уменьшающих звеньев.

Обозначим определяемый операционный размер ХХ, тогда если искомый размер является уменьшающим звеном, получаем:

,

а если искомый размер является увеличивающим звеном, то:

.

Определив величины XX max, XX min на размеры ХХ, устанавливаем допуск на операционный размер δХ.

Полученные расчетные уравнения и значения операционных размеров заносим в таблицу 3.8. Далее по заранее составленным уравнениям рассчитываем номинальные размеры и предельные отклонения операционных припусков. Вычисленные значения вносим в табл. 3.8.

Таблица 3.8 − Расчет размерных цепей

Оформление окончательного плана технологического процесса

Первичное формирование плана технологического процесса обработки детали осуществлялось в данной записке немного ранее. При расчетах припусков и анализе технологического процесса с использованием прикладной теории графов план пересматривался с точки зрения его оптимизации для получения наибольшей эффективности, т.е. получения заданных параметров точности поверхностей с минимальными затратами.

При пересмотре структура технологического процесса подверглась усовершенствованиям и изменениям.

Все сделанные изменения, несмотря на некоторое увеличение общего количества операций, повысили общую экономичность технологического процесса. Его новая структура позволяет, при необходимости, изменять состав операций, использовать достаточно большую гамму станков, на которые накладываются ограничения только по мощности и по габаритам изготавливаемых деталей. Сам технологический процесс получился более гибким и для достижения большей экономичности при некотором снижении производительности позволяет заменять одни операции другими, более дешевыми.

Маршрут обработки поверхностей детали - солнечная шестерня:

Заготовительная. Штамповка на ГКМ.

Токарная

Токарная

Токарная

Токарная

Токарная

Токарная

Токарная

Токарная

Сверлильная

Токарная

Фрезерная

Зубодолбежная

Шлицедолбежная

Термическая

Шлифовальная

Шлифовальная

Шлифовальная

Зубпритирочная

Шлифовальная

Контрольная

3.5 Расчет режимов резания основных операций-представителей

.5.1 Точение поверхности

Целью расчета есть определение подачи, скорости резания, подбор оборотов станка и определение мощности резания.

Эскиз операции представлен на рис.3.3.

Рисунок 3.3 − Эскиз обработки на операции 030

Операция состоит из следующих технологических переходов:

Точить поверхность 3.

Точить поверхности 10,12.

Проточить канавку поверхность 9.

Точить поверхности 4,5,6.

Расточить поверхность 26.

Для данной операции выбираем станок 16К20 токарно-винторезный. При выборе станка принимаем во внимание мощность необходимую для резания и максимальный диаметр обрабатываемой детали.

Технические характеристики станка:

−Мощность электродвигателя главного привода: 11кВт;

−Частоты вращения шпинделя (12,5-2000 об/мин):

,5; 16; 20; 26; 33; 42; 53; 68; 86; 110; 140; 178; 227; 290; 368; 470; 600; 760; 968; 1200; 1570; 2000.

−Подачи, мм/мин:

,07 0,074 0,084 0,097 0,11 0,12 0,13 0,14 0,15 0,17 0,195 0,21 0,23 0,26 0,28 0,3 0,34 0,39 0,43 0,47 0,52 и т.д. до 4,16

Выполним расчет режимов резания для каждого перехода операции.

Переход 1. Точить поверхность 3.

Рисунок 3.4 − Схема обработки поверхности на первом переходе

Выбираем резец проходной упорный отогнутый ГОСТ 18879-73. Материал рабочей части − пластины из твердого сплава Т30К4. Эскиз инструмента приведен на рис.3.5, геометрические параметры в таблице 3.9.

Рисунок 3.5 − Резец проходной упорный отогнутый

Таблица 3.9 − Размеры и геометрические параметры режущей части резца

Скорость резания определяем по формуле:

(3.17)

где Т=30 мин − стойкость инструмента, мин;=0,27 мм − снимаемый при обработке припуск, мм;

 − подача, округленная до стандартной для станка, мм/об;= KMvKnvKиv=0,5∙0,8∙1,4=0,56 − коэффициент скорости резания;

− коэффициент обрабатываемости;Г =0,5, nv=1 − коэффициенты;=0,8 − коэффициент, учитывающий влияние состояния поверхности заготовки на скорость резания;иv=1,4 − коэффициент, учитывающий влияние инструментального материала на скорость резания;

Сv=420; х=0,15; y=0,2; m=0,2 − коэффициенты.

Рассчитаем частоты вращения шпинделя станка и фактическую скорость резания по формулам:

(3.18)

(3.19)

где nр, nпр − расчетная и принятая скорости вращения шпинделя, мин-1;наиб=143,3 мм − максимальный диаметр обрабатываемой поверхности, мм;ф − фактическая скорость резания, м/мин.

,

Принимаем nпр=600 мин-1, тогда

Основное время на выполнение перехода определяется по зависимости

(3.20)

где L=Lзаг+Lпод=104,3+0,6=104,9 мм − длина траектории движения инструмента при обработке, мм;заг=104,3 мм − длина обрабатываемой поверхности, мм;под=0,6 мм − величина подвода инструмента, мм.

Рассчитаем силу резания и мощность резания

(3.21)

(3.22)

где Ср=300; х=1,0; y=0,75; n=-0,15 - коэффициенты.р= KMрKφрKγрKλрKrр=1,3∙1=1,3 − поправочный коэффициент;Мр =1,3; KφрКγрКλрКrр≈1 − произведение коэффициентов, учитывающие фактические условия резания;− мощность резания, кВт.

Оценим возможность выполнения перехода на выбранном станке путем сравнения мощности резания с мощностью привода главного движения:

где ηст = 0,8 − КПД передачи станка.

Переход 3. Проточить канавку поверхность 9.

Рисунок 3.6 − Схема обработки поверхности на третьем переходе

Выбираем резец канавочный ГОСТ 18884-73. Материал рабочей части − пластины из твердого сплава Т15К6. Эскиз инструмента приведен на рис.3.7, геометрические параметры в таблице 3.10.

Рисунок 3.7 − Резец канавочный

Таблица 3.10 − Размеры и геометрические параметры режущей части резца

Скорость резания определяем по формуле:

(3.23)

где Т=30 мин − стойкость инструмента, мин;= 0,21 мм/об − поперечная подача, мм/об;= KMvKnvKиv=0,5∙0,8∙1,0=0,4 − коэффициент скорости резания;иv=1,0 − коэффициент, учитывающий влияние инструментального материала на скорость резания;

Сv=47; y=0,8; m=0,2 − коэффициенты.

Рассчитаем частоты вращения шпинделя станка и фактическую скорость резания по формулам (9.2), (9.3):

,

Принимаем nпр=68 мин-1, тогда

Основное время на выполнение перехода определяется по (3.19):

Рассчитаем силу резания и мощность резания по формулам (3.20), (3.21). Причем для прорезания пазов вместо величины припуска подставляем длину пластины:

Оценим возможность выполнения перехода на выбранном станке путем сравнения мощности резания с мощностью привода главного движения:

где ηст = 0,8 − КПД передачи станка.

Переход 4. Точить поверхности 4,5,6.

Рисунок 3.8 − Схема обработки поверхности на четвертом переходе

Выбираем резец проходной отогнутый ГОСТ 18869-73. Материал рабочей части − пластины из твердого сплава Т5К10. Эскиз инструмента приведен на рис.3.9, геометрические параметры в таблице 3.11.

Рисунок 3.9 − Резец проходной отогнутый

Таблица 3.11 − Размеры и геометрические параметры режущей части резца

Скорость резания определяем по формуле (3.22):

где t=2,5 мм − снимаемый при обработке припуск, мм;

 − подача, округленная до стандартной для станка, мм/об;= KMvKnvKиv=0,5∙0,8∙0,65=0,26 − коэффициент скорости резания;иv=0,65 − коэффициент, учитывающий влияние инструментального материала на скорость резания;

Рассчитаем частоты вращения шпинделя станка и фактическую скорость резания по формулам (3.18), (3.19):

,

Принимаем nпр=178 мин-1, тогда

Основное время на выполнение перехода определяется по (3.20):

Рассчитаем силу резания и мощность резания по формулам (3.21), (3.22):

Оценим возможность выполнения перехода на выбранном станке путем сравнения мощности резания с мощностью привода главного движения:

где ηст = 0,8 − КПД передачи станка.

Переход 5. Расточить поверхность 26.

Рисунок 3.10 − Схема обработки поверхности на четвертом переходе

Выбираем резец расточной с углом в плане 60º ГОСТ 18882-73. Материал рабочей части − пластины из твердого сплава Т15К6. Эскиз инструмента приведен на рис.3.11, геометрические параметры в таблице 3.12.

Рисунок 3.11− Резец расточной

Таблица 3.12 − Размеры и геометрические параметры режущей части резца

Скорость резания определяем по формуле (3.23):

где t=0,526 мм − снимаемый при обработке припуск, мм;

 − подача, округленная до стандартной для станка, мм/об;= KMvKnvKиv=0,5∙0,8∙1,0=0,4 − коэффициент скорости резания;иv=1,0 − коэффициент, учитывающий влияние инструментального материала на скорость резания;

Для растачивания Vпр=0,9Vр=0,9∙153,8=138,4 м/мин.

Рассчитаем частоты вращения шпинделя станка и фактическую скорость резания по формулам (3.18), (3.19):

,

Принимаем nпр=600 мин-1, тогда

Основное время на выполнение перехода определяется по (3.20):

Рассчитаем силу резания и мощность резания по формулам (3.21), (3.22):

Оценим возможность выполнения перехода на выбранном станке путем сравнения мощности резания с мощностью привода главного движения:

где ηст = 0,8 − КПД передачи станка.

Таким образом, все переходы операции 030 можно выполнить на выбранном токарно-винторезном станке 16К20.

Операция Фрезерная

Целью расчета есть определение подачи, скорости резания, подбор оборотов станка и определение мощности резания.

Эскиз операции представлен на рис.3.12.

Рисунок 3.12 − Эскиз обработки на операции 060

Операция состоит из одного технологического перехода

. Фрезеровать поверхность 11.

Для данной операции выбираем горизонтально-фрезерный консольный станок 6Р82Г. При выборе станка принималось во внимание мощность, необходимая при резании, и габариты рабочей зоны станка, а также величины ходов рабочего стола.

Технические характеристики станка

−Ряд частот вращения шпинделя об/мин.:

; 71; 100; 140; 200; 280; 400; 560; 800; 1120; 1600; 2240.

−Ряд продольных подач стола мм/мин:

.4; 31.5; 45; 63; 90; 125; 180; 250; 355; 500; 710; 1000.

−Ряд поперечных подач стола мм/мин:

; 22.4; 31.5; 45; 63; 90; 125; 180; 250; 355; 500; 710.

−Ряд вертикальных подач мм/мин:

; 11.2; 22.4; 31.5; 45; 63; 90; 125; 180; 250; 355.

−Мощность электродвигателя главного привода: 7,5 кВт;

Расчет режимов резания выполним в следующем порядке:

. Тип фрезы − дисковая двухсторонняя со вставными ножами, оснащенными твердым сплавом Т15К6 ГОСТ 6469-69 [рис.3.13].

Рисунок 3.13 − Фреза дисковая=100 мм, B=18 мм, d=32, z=8.

. Коэффициент обрабатываемости и другие коэффициенты, влияющие на скорость резания= 0,5; Knv = 1,0; Kиv = 1,0.

. Скорость резания рассчитаем по формуле

(3.24)

где Т=120 мин − стойкость инструмента, мин;=11,6 мм − снимаемый при обработке припуск, мм;=0,16 мм/зуб− подача на зуб фрезы, мм/об;= KMvKnvKиv=0,5∙1,0∙1,0=0,5 − коэффициент скорости резания;

Сv=740; q=0,2; х=0,4; y=0,4; m=0,35; u=0; p=0 − вспомогательные коэффициенты.

. Расчетная частота вращения шпинделя по формуле (3.18):

Принимаем nпр=400 мин-1, тогда

. Расчетное значение минутной подачи

Принимаем

Тогда фактическая величина подачи на зуб

. Главная составляющая силы резания

(3.25)

где Ср=261; х=0,9; y=0,8; u=1,1; q=1,1; ω=0,1 − коэффициенты.

− поправочный коэффициент.

. Эффективная мощность резания определяется по формуле (3.22)

Оценим возможность выполнения перехода на выбранном станке путем сравнения мощности резания с мощностью привода главного движения:

где ηст = 0,85 − КПД передачи станка.

. Время операционное

(3.26)

где L=108,4 мм − длина траектории движения инструмента при обработке [рис.3.14], мм.

Рисунок 3.14 − К расчету операционного времени

Таким образом, операция может быть выполнена на принятом оборудовании в виду того, что эффективная мощность резания меньше мощности привода.

В результате расчетов в соответствии с общими правилами разработки технологических процессов был решён комплекс задач размерного анализа: построена оптимальная размерная структура техпроцесса, определена рациональная последовательность операций, рассчитаны припуски, операционные размеры и допуски. Предшествовали этому такие важнейшие этапы, как выбор вида исходной заготовки, метода её изготовления, определение технологических баз, разработка вариантов технологического маршрута обработки. Это позволило обоснованно подходить к размерным расчётам с учётом всех особенностей конкретного технологического процесса.

Перед разработкой технологического процесса изготовления детали - шестерни солнечной был детально проанализирован чертеж детали на вопрос ее технологичности.

Разработка технологического процесса начиналась с расчета необходимого числа технологических переходов обработки основных поверхностей детали и составления плана его этапов, в котором предварительно была намечена последовательность обработки различных поверхностей.

Последовательность операций обработки детали приняли согласно предварительно разработанному плану этапов технологического процесса.

Также были рассчитаны припуски и операционные размеры диаметральных поверхностей нормативным и расчетно-аналитическим методами; припуски и размеры-координаты торцевых поверхностей с построением и решением размерных цепей.

По результатам расчета припусков на диаметральные поверхности и торцевые поверхности был спроектирован чертеж заготовки.

Затем произведено оформление окончательного плана технологического процесса, маршрутной карты и операционных карт основных операций-представителей.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В настоящем дипломном проекте разработан турбовальный двигатель для транспортного вертолета с мощностью 8800 кВт.

В ходе проектирования ТВаД был проведен термогазодинамический расчет двигателя, в результате которого получили следующие основные параметры: удельная мощность Nеуд=356.22 кВтс/кг, удельный расход топлива Сеуд=0.228 кг/кВтч. На этапе согласования была выполнена основная задача этапа - формирование облика двигателя. Газодинамический расчет турбины на среднем радиусе позволил получить геометрические, энергетические и кинематические параметры. Была также обеспечена прочность лопаток первой ступени за счет ее охлаждения (). При профилировании лопаток турбины высокого давления был применен закон  и , который значительно упрощает технологию изготовления лопаток СА и РК, позволяет создать хорошую конструктивную базу для их монтажа в статоре и роторе.

Конструкторская часть содержит описание конструкции компрессора, камеры сгорания и турбины двигателя, а также необходимые прочностные расчеты. Расчет на статическую прочность пера рабочей лопатки турбины показал что лопатка удовлетворяет нормам прочности, минимальный коэффициент запаса К=1,335. В ходе расчета температурного поля и термонапряженного состояния рабочей лопатки турбины высокого давления были получены поля температур и напряжений в среднем сечении. Определены минимальные коэффициенты запаса прочности по сечению пера лопатки при различных режимах охлаждения, а также при отсутствии подачи охлаждающего воздуха. Материалом лопатки был выбран жаропрочный сплав ЖС-6К. Произведена оптимизация охлаждения пера лопатки методом итеративного подбора расхода охлаждающего воздуха и определения минимального коэффициента запаса на каждом шаге.

Проведенный расчет на статическую прочность диска с учётом изменения температуры по радиусу диска показал, что диск выдерживает все напряжения и имеет малую вероятность разрушения по причине статических нагрузок. Также проведен расчет на прочность узла крепления рабочей лопатки и корпуса камеры сгорания.

Совершенствование конструкции двигателей и агрегатов летательных аппаратов, направленно на повышение ресурса работы, экономичности и других параметров, что в значительной степени влияет на технологию изготовления деталей. Учитывая современную экономическую ситуацию, одной из важных проблем является экономия материала. Ее решение в значительной степени зависит от рационального выбора припусков на механическую обработку. При этом выбор вида заготовки играет немаловажную роль. Все эти вопросы успешно решены в технологической части проекта. В ней представлено описание конструкции детали, обоснование выбора материала, оценка её технологичности, определение точности размеров заготовки, выбор и обоснование технологических баз, определение числа переходов по точности и шероховатости. В результате расчетов разработан маршрутно-операционный технологический процесс изготовления вала насоса, выбран метод получения заготовки вала, разработан чертеж заготовки, проведены расчеты режимов резания для двух операций-представителей. Для этих операций были разработаны карты наладок (КН).

В целом, по окончанию выпускной работы, можно сделать вывод, что по сравнению с прототипом, разрабатываемый двигатель получился с более высокими основными параметрами, что соответствует уровню современной авиации, и вполне может составить конкуренцию аналогичным двигателям для транспортных вертолетов.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Герасименко В.П., Павленко Г.В. "Выбор параметров и термогазодинамический расчет ТВД, ТВВД и ТВаД: учебное пособие/. Герасименко В.П., Павленко Г.В. - " Харьков”. ”ХАИ” 1984.-55 с.

. Павленко Г.В. Формирование облика газотурбинных двигателей и газотурбинных установок. Г.В. Павленко.- Х.: ХАИ,1996.-35 с.

. Павленко Г.В. Газодинамический расчёт осевой газовой турбины: учеб. пособие/. Г.В. Павленко.- Х.: ХАИ, 2007.- 75 с.

. Коваль В.А. Профилирование лопаток авиационных турбин: учеб. пособие / В.А. Коваль. - Х.: ХАИ, 1986.- 48 с.

. Техническое описание турбовального двигателя Д-136.

. Шошин Ю.С.Расчет на прочность рабочих лопаток компрессоров и турбин: учеб. пособие / Ю.С. Шошин, С.В. Епифанов, Р.Л. Зеленский.- Х.:ХАИ, 2006. - 28 с.

. Шошин Ю.С. Расчет динамической частоты первой формы колебаний лопатки компрессора или турбины и построение частотной диаграммы: учеб. пособие / Ю.С. Шошин, С.В. Епифанов, С.Ю. Шарков. - Х.: ХАИ, 1992.- 23 с.

. Шошин Ю.С. Расчет на прочность дисков компрессоров и турбин: учеб. пособие / Ю.С. Шошин, С.В. Епифанов, Р.Л. Зеленский. - Х.: ХАИ, 2007.-28 с.

. Скубачевский Г.С. "Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчёт деталей". М 1981.

. Косилова А.Г.Справочник технолога машиностроителя: справочник: в 2 т. А.Г. Косилова, Р.К. Мещеряков.- М.:Машиностроение,1985.-2т, 495 с.

. Мунгиев А.М. Технология производства АД и ЕУ: конспект лекций. Ч.1 - А.М. Мунгиев. - Х., 2008. - 93 с.