Авиационных конструкций

Теория авиационных компрессоров и газовых турбин (теория лопаточных машин) является первой частью общего курса теории двигателей летательных аппаратов. Она представляет самостоятельную научную дисциплину, без знания которой невозможно глубокое изучение теории современных газотурбинных двигателей (ГТД) и их эксплуатационных характеристик.

8.1. ЗАДАЧИ И СПОСОБЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ КОМПРЕССОРОВ

8.1. Задачи и способы регулирования авиационных компрессоров 135

В книге излагаются основы теории авиационных компрессоров, турбин и входных устройств (воздухозаборников) силовых установок с газотурбинными двигателями (ГТД). Основное внимание уделяется процессам, протекающим в указанных элементах двигателей на различных режимах работы, их характеристикам и влиянию на них условий эксплуатации.

В ступенях с переменной высотой лопаток приходится учитывать также, что поверхность тока на выходе из рабочего колеса может располагаться на ином (например, на большем) радиусе, чем на входе в него, что приводит к соответствующему различию в значении переносной (окружной) скорости (и^фи^. Это различие особенно заметно для околовтулочных сечений лопаток первых ступеней авиационных компрессоров, где оно может достигать 20—30%.

Изложенные выше понятия степени повышения давления, адиабатической работы и КПД ступени базировались на использовании действительных (статических) параметров воздушного потока перед и за ступенью. В исследованиях и расчетах авиационных компрессоров широко используются также параметры заторможенного потока воздуха. Если р\* — полное давление в потоке воздуха перед ступенью, а рз* — полное давление на выходе лз нее, то отношение Лет = Рз/Pi называется степенью повышения полного давления в ступени. Адиабатическая работа ступени в параметрах заторможенного потока (адиабатический напор) по аналогии с (2.8) определяется формулой

Решетки профилей авиационных компрессоров работают в широком диапазоне значений чисел М и Re. Многочисленные экспериментальные и теоретические исследования позволили установить следующие особенности влияния чисел М и Re на работу и характеристики компрессорных решеток, составленных из профилей, применяемых в дозвуковых компрессорах.

ных авиационных компрессоров имеет в первой ступени d~ =0,35 . . . 0,40.

Значения с1о в первых ступенях дозвуковых авиационных осевых компрессоров доходят в условиях взлета до 170 — 195 м/с, что соответствует д(К^)—-0,75 ... 0,82 и обеспечивает при йв = 0,45 удельную производительность до 150 кг/(м2-с). Если же первая ступень компрессора является транс- или сверхзвуковой, то для увеличения удельной производительности могут быть использованы более высокие осевые скорости, до 210 — 240 м/с, что позволяет при JB~0,4 получить удельную производительность 170 — 190 кг/(м2-с). Поскольку при этом плотность тока на входе в колесо уже превышает 90% от максимально возможного значения, дальнейшее увеличение Cia даже в сверхзвуковых ступенях нецелесообразно.

положенную за компрессором камеру сгорания. Поэтому обычно при проектировании авиационных компрессоров принимается компромиссное решение, когда при переходе от первых к последним ступеням одновременно уменьшают и высоту лопаток и осевую скорость воздуха.

Перейдем далее к анализу влияния окружной скорости колеса на характеристику ступени. При изменении окружной скорости оптимальные углы атаки изменяются незначительно. Поэтому значения ёаопт почти не изменяются. Критический угол атаки обычно несколько уменьшается с ростом Mwi, и поэтому са тщ слегка увеличивается с увеличением ик.пр. Максимальные значения КПД ступени при докритических значениях М^ изменяются мало, но при высоких «к.пр, характерных для расчетных режимов работы авиационных компрессоров, заметно снижаются из-за влияния волновых потерь. Кроме того, в характере протекания напорных кривых и кривых КПД при высоких окружных скоростях проявляются особенности, связанные с тем, что увеличение са приводит к росту wlt что при одновременном увеличении pt ведет к быстрому росту скоростей в горловинах межлопаточных каналов (см. рис. 2.35). В результате уже при небольшом увеличении са по сравнению с саопт в горловинах может быть достигнута скорость звука, т. е. произойдет «запирание» решетки РК или НА ступени. Дальнейшее увеличение са оказывается невозможным. При уменьшении сопротивления течению воздуха за ступенью потери в ней резко растут и ?ад.ст падает — на характеристике появляется вертикальный участок (см., например, кривую ык.пр = 344 м/с на рис. 4.8 и рис. 4.9). Простран-ственность потока в ступени (различия в значениях Mttl, pj и аг на разных радиусах) делает описываемое явление более сложным, но не изменяет его существа.

В результате ЭШП содержание кислорода в металле снижается в 1,5—2 раза, понижается концентрация серы, в 2—3 раза уменьшается содержание неметаллических включений, они становятся мельче и равномерно распределяются в объеме слитка. Слиток отличается плотностью, однородностью, хорошим качеством поверхности благодаря наличию шлаковой корочки 5, высокими механическими и эксплуатационными свойствами стали и сплавов. Слитки выплавляют круглого, квадратного, прямоугольного сечения массой до ПО т. Наиболее широко ЭШП используют при выплавки высококачественных сталей для шарикоподшипников, жаропрочных сталей для дисков и лопаток турбин, валов компрессоров, авиационных конструкций.

При 'подаче напряжения между расходуемым электродом-катодом 3 и затравкой-анодом 8 возникает дуга. Выделяющаяся теплота расплавляет конец электрода; капли 4 жидкого металла, проходя зону дугового разряда, дегазируются, заполняют изложницу и затвердевают, образуя слиток 7. Дуга горит между расходуемым электродом и жидким металлом 5 в верхней части слитка на протяжении всей плавки. Сильное охлаждение слитка и разогрев дугой ванны металла создают условия для направленного затвердевания слитка, вследствие чего неметаллические включения сосредоточиваются в верхней части слитка, а усадочная раковина в слитке мала. Слитки ВДП содержат мало газов, неметаллических включений, отличаются высокой равномерностью химического состава, повышенными механическими свойствами. Из слитков изготовляют ответственные детали турбин, двигателей, авиационных конструкций. Масса слитков достигает 50 т.

Теплонапряженность можно рассматривать так же, как тепловую мощность единицы объема пламенной трубы, отнесенную к давлению в камере сгорания. В судовых ГТД в зависимости от типа камеры сгорания и срока службы qv = 60 ч- 350 Вт/(м3-Па) (большие значения для авиационных конструкций).

ния обечаек в зоне горения сс12 == 1,3ч-2,0), коэффициент избытка воздуха, идущего через завихритель, аф = (0,2ч-1,0) а1 (меньшие значения относятся к форсированным камерам сгорания). Принимают следующие значения скоростей потока: воздуха на входе в камеру сгорания дав = 40—-80 м/с, газа на выходе из камеры сгорания wr — 50ч-90 м/с, вторичного воздуха w2 = 45ч-70 м/с, газа в пламенной трубе wn = 8ч-17 м/с. Две последние скорости являются условными, так как их определяют из уравнения неразрывности по удельному объему воздуха на входе в камеру сгорания. Для авиационных конструкций скорость WB может доходить до 120 м/с, да а — до 100 м/с, wn — до 30 м/с [291.

ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ ПОВРЕЖДАЕМОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ

Критерием правомерности использования той или иной "субъективной системы отбора фактов" служит практика. Поэтому в предлагаемой книге впервые представлен обширный, систематизированный материал 30-летних исследований элементов авиационных конструкций, в результате которых выявлены общие закономерности роста трещины, что позволило на практике реализовать принцип безопасной эксплуатации воздушных судов (ВС) с развивающимися усталостными трещинами.

Одним из важнейших требований, предъявляемых к авиационным конструкциям, является обеспечение безопасного функционирования в течение всего срока эксплуатации в сочетании с высокой весовой эффективностью. Высокая стоимость конструкции и требования к ее надежной эксплуатации в пределах установленного или назначенного ресурса приводит к необходимости решения проблемы о наиболее длительном периоде ее безопасной эксплуатации до достижения предельно возможного срока службы отдельных узлов и элементов конструкции, а также в целом ВС, Центральное место в решении вопросов прочности авиационных конструкций занимает вопрос оптимизации решаемых задач обеспечения максималь-

Решение указанных вопросов базируется в первую очередь на представлении о нагруженно-рти ВС в процессе эксплуатации в целом и отдельных его элементов в частности. В такой постановке задачи используют статистические методы оценки нагруженности и прогнозирования ресурса авиационных конструкций, которые базируются на гипотезе суммирорания усталостных повреждений: на вход рассматриваемой системы ВС, описываемой уравнениями движения, подается спектр нагрузок от неровностей аэродрома, либо повторяемость атмосферной турбулентности; на выходе реализуется спектр нагрузок, нормируемый по времени,

Существующие статистические методы оценки нагруженности и прогнозирования ресурса авиационных конструкций базируются на гипотезе суммирования усталостных повреждений рассматриваемой системы ВС от реализуемого спектра нагрузок, нормируемых по времени. Оценку усталостной долговечности осуществляют по линейной гипотезе суммирования повреждений [36, 37]

узлов ВС и ГТД. Так, например, в полете самолета "Боинг-747" японской компании "Jal" произошла разгерметизация хвостового отсека [86]. Она явилась следствием разрушения емкости, находящейся под небольшим давлением, которая прилегала к стенке, имевшей заклепки с полусферической головкой. В процессе последнего ремонта заклепки были установлены таким образом, что по контуру отверстий возникла высокая концентрация напряжений и от отверстий стали распространяться усталостные трещины. К моменту инцидента усталостные трещины от части заклепок распространились навстречу друг другу так, что сечение обшивки между ними было полностью утрачено. Все сказанное свидетельствует о естественности перехода к принципу проектирования авиационных конструкций, который допускает безопасное повреждение в эксплуатации отдельных эле-

Упрочняющая поверхностная обработка деталей является одним из способов увеличения периода зарождения трещин при циклическом нагружении различных элементов конструкции. При такой обработке создаются остаточные сжимающие напряжения в поверхностном слое материала, что приводит к существенному повышению длительности периода зарождения усталостных трещин в элементах авиационных конструкций. Это типичная ситуация для поверхности стоек шасси ВС, изготавливаемых из высокопрочных сталей, и лонжеронов лопастей несущих винтов вертолетов, изготавливаемых из алюминиевого сплава АВТ и стали ЗОХГСА. Поверхностная обработка влияет на перераспределение соотношения между длительностями периода распространения трещины и долговечностью.