Определение газодинамической силы, действующей на камеру сгорания.

Сак~Саr

Pа к.с. = P(Fr-Fk)

Осевые усилия, действующие на камеру сгорания, направлены по движению полета самолета.

Осевые усилия приложены ко всем элементам проточной части двигателя. На одни узлы силы действуют в направлении полета, на другие против. Алгебраическое суммирование осевых сил показывает, что эти силы только частично уравновешиваются. Равнодействующая всех этих сил равна силе тяги и передается на узлы крепления двигателя к самолету.

Радиальные составляющие газодинамической силы возникают в элементах проточной части, где поток движется в радиальном направлении. Известно, что форма симметрична относительно оси, поэтому радиальные нагрузки не передаются ни на опоры ротора, ни на узлы крепления двигателя к самолету, но они нагружают элементы конструкции двигателя. В случае, когда газовый поток выходит из двигателя под углом к его оси, то на выходное устройство действует радиальная сила, которая передается на узлы крепления двигателя к самолету. На ряд элементов двигателя, на рабочие и направляющие лопатки осевого компрессора, на рабочие и сопловые лопатки газовой турбины, на стойки реактивного сопла и другие детали, изменяющие окружную скорость потока газа действует, возникающая при этом, окружная составляющая газодинамической силы. Величина окружной составляющей газодинамической силы зависит только от окружной скорости газа и определяется зависимостью: Pu= Gг(C2u-C1u). Очевидно, что нагрузка от окружной силы, приложенная на любом радиусе r, создает крутящий момент от окружной силы. Мкр=Pu*r. При анализе действий крутящего момента от газовых сил исходит из того, что крутящий момент возникает лишь в местах проточной части, где газовый поток имеет окружную скорость. Например, в компрессор воздух входит в осевом направлении и в том же направлении выходит из него, однако в то же время в рабочем колесе и направляющем аппарате изменяется окружная составляющая скорости воздуха и на них возникают крутящие моменты- это момент ротора компрессора Мрк и момент статора компрессора, который действует на корпус через направляющие лопатки Мск. Мрк+Мск=0. Но они направлены в противоположные стороны, аналогично в газовую турбину газ поступает также в осевом направлении, но на выходе из турбины поток имеет окружную скорость и только проходя через стойки реактивного сопла направление потока принимает осевое направление. Мрт+Мст+Мст.с=0. –Мрт=Мст+Мст.с. Все эти выражения записываются без учета механических потерь, соответственно, момент на роторе компрессора равен моменту на роторе турбины. Мрк=-Мрт, Мрк=Мст+Мст.с. это позволяет сделать вывод, что момент, действующие на корпус компрессора, равен сумме моментов, действующих на корпус турбины и сопла. –Мск=Мст+Мст.с - это означает, что если бы корпуса компрессора и турбины не были бы связаны друг с другом и другими элементами двигателя, они бы вращались в разные стороны, но так как она жестко связаны друг с другом и с другими элементами, то в них возникает напряжение кручения.