Расчет на прочность корпусов камеры сгорания

Способ расчета на прочность зависит от конструкции камеры. Напряжения, вызывающие поломку, во многих случаях происходит от частых изменений режима работы двигателя, при которых происходит резкий перепад температур. Анализ поломок показывает, что часть из них происходит из-за температурных напряжений в материале.

Камера сгорания рассчитывается на прочность и устойчивость на максимальном режиме работы двигателя при полете у земли в зимних условиях.

Расчет на прочность наружного корпуса

Под влиянием внутреннего давления воздуха стенки наружного корпуса испытывают напряжения растяжения. Расчет производится в предположении, что разрыв происходит по образующей. В целях упрощения расчета допускается представлять наружный корпус в виде цилиндрической оболочки, с диаметром, равным среднему диаметру реального корпуса.

Исходные данные:

Радиус оболочки R=254 мм,

Толщина оболочки d=3 мм,

Давление снаружи Рн=101325 Па,

Давление внутри Рвн=1039000 Па,

 

 

Избыточное давление Ризб=Рвн – Рн =937675 Па,

Материал: Х18H9T.

Расчет на устойчивость внутреннего корпуса

Внутренний корпус представляет собой коническую оболочку с цилиндрическим участком. Опасности потери устойчивости подвергается только цилиндрический участок.

Внутренняя оболочка может находиться в трех состояниях:

- устойчивое упругое равновесие между внешними силами и внутренними силами упругости. После снятия нагрузки оболочка восстанавливает прежнюю форму.

- неустойчивое равновесие – после снятия нагрузки оболочка не возвращается в прежнее состояние.

Между этими двумя состояниями существует переходное – критическое состояние, при котором деформируемое тело находится в безразличном состоянии. Нагрузка, превышение которой вызывает потерю устойчивости, называется критической.

Если Ризб > Ркр, то оболочка теряет форму.

Формула для расчета критического давления:

 

 

Е=2·10¹¹ Па; - модуль упругости материала.

d=3 мм; - толщина оболочки.

R=90 мм; - радиус оболочки.

L=293 мм; - длина оболочки

что значительно больше давления в камере сгорания (1.039 МПа), а значит и избыточного давления.

Заключение

В данном курсовом проекте был спроектирован узел компрессора ТРДД для самолётов гражданской авиации. В качестве прототипа использовался Аи-25тл.

Были произведены расчёты:

- термогазодинамический расчёт;

- расчет на прочность рабочей лопатки;

- расчет на прочность диска компрессора;

- расчет на прочность замка лопатки;

- расчет на прочность и устойчивость корпусов камеры сгорания;

Получены результаты удельных параметров двигателя, значения запасов прочности во всех расчётных сечениях элементов компрессора, значения напряжений удовлетворяют нормам прочности и соответствуют значениям двигателя подобного класса.

Список использованной литературы

1. Шошин Ю.С. Епифанов С.В. «Расчет на прочность рабочей лопатки компрессора или турбины». Учебное пособие, Харьков, ХАИ 1993 год.

2. Шошин Ю.С. Епифанов С.В. «Расчет динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки компрессора или турбины и построение частотной диаграммы». Учебное пособие, Харьков, ХАИ 1992 год.

3. Шошин Ю.С. Епифанов С.В. «Расчет на прочность дисков компрессоров и турбин». Учебное пособие, Харьков, ХАИ 1998 год.

4. Скубачевский Г.С. «Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей». Оборонгиз, Москва 1955 год.