3. Основные узлы и детали гтд

Основные узлы : входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина, выходное устройство.

Входное устройстов,или воздухозаборники,служат для предварительного сжатия атмосферного воздуха по действием скоростного напора и подвода его к компрессору двигателя.(воздухозаборник)

Компрессоры – лопаточные машины, в которых осуществляеться механическое сжатие воздуха, поступающего в камеру сгорания. Передача механическое энергии потоку достигается за счет газодинамических сил, возникающих при взаимодействии потока с лопатками. Применяют центробежные и осевые компрессоры.

Камеры сгорания – генератор тепла.

Газовые турбины – лопаточные машины, преобразующие потенциальную энергию потока в механическую работу на валу.

Выходное устройство включает: затурбинный дифузор, удлинительную трубу, реактивное сопло.

19. Резонансные режимы работы двигателя. Источник возбуждения колебаний. Демпфирование колебаний.

В работающих турбомашинах практически все детали подвергаются вибрациям. При совпадении частоты внешнего воздействия с собственной частотой колебаний детали наступает явление резонанса, приводящее к резкому увеличению амплитуды колебаний, переменных напряжений в детали и часто - к последующему разрушению. Поэтому у наиболее ответственных деталей турбомашин (лопаток и дисков) определяются их вибрационные характеристики - собственные частоты и формы колебаний в течение всех этапов создания изделий: проектирования, изготовления и доводки. По результатам определения резонансных (собственных) частот и форм колебаний конструкторскими и технологическими способами проводится отстройка от резонанса. Определение собственных частот и форм колебаний деталей турбомашин и отстройка их от резонанса являются ответственными и необходимыми операциями, от результатов которых зависит техническое состояние и работоспособность турбомашин. Собственные частоты и формы колебаний определяются аналитическими, численными и экспериментальными методами. Первые два применяются в основном на стадии проектирования, третий - на стадиях изготовления и доводки.

6.Инерционные силы и моменты, возникающие в двигателе.

Инерционные силы и моменты возникают в деталях двигателя от статической и динамической неуравновешенности роторов, а также от изменения скорости и траектории самолета, на котором закреплен двигатель. Неуравновешенные силы и моменты роторов двигателя передаются на корпуса через подшипниковые опоры. Направление действия этих сил меняется во времени, а величины этих сил пропорциональны квадрату частоты вращения ротора. Благодаря высокой точности балансировки роторов амплитуды этих сил и моментов невелики. Однако, действуя с высокой частотой, они способны вызывать вибрации корпусов и усталостные повреждения в них. При разгоне и торможении самолета появляется дополнительная осевая сила (к силе обусловленной газовыми нагрузками), нагружающая ротор двигателя и передаваемая на корпус через упорные подшипники. Значение этой силы может превышать массу ротора в несколько раз. Кроме того, эта дополнительная сила нагружает узлы крепления двигателя к самолету. При отклонении траектории полета самолета от прямолинейной возникает угловое ускорение, которое вызывает гироскопический момент и инерционные перегрузки. Величина гироскопического момента пропорциональна угловому ускорению и частоте вращения ротора и может быть определена как:

МГ = ΙΩωsinα, где I - массовый момент инерции ротора относительно оси его вращения; Ω = 2π/τ - средняя угловая скорость вращения самолета в пространстве τ - время, необходимое для совершения рассматриваемого поворота самолета на угол 360°; ω - угловая скорость вращения ротора;

α - угол между осями, вокруг которых происходит вращение (как правило, при расчете берут наиболее неблагоприятный случай с углом равным 90°).

При отсутствии точных данных момент инерции ротора (кг см сек) можно определять приближенно по формуле: I = k ⋅ (R/1000)х,

Направление гироскопического момента определяется по направлению действия поворотного ускорения.

Для уменьшения сил, действующих от гироскопического момента на подшипники и опоры, расстояние между последними выбирают как можно больше. Угловую скорость вращения самолета можно также определить по коэффициенту перегрузки. При эволюциях самолета возникает центробежная сила инерции ротора

Pj = Ω2rG/g = k1G где G – вес ротора;

r – радиус кривизны;

k1 – коэффициент перегрузки.