En el proceso de funcionamiento de los motores aeronáuticos, los discos de los compresores y los discos de las turbinas, como componentes centrales, deben soportar la acción de diversas cargas complejas. Estas cargas afectan directamente la resistencia, la vida útil y la seguridad operativa de los discos, por lo que es crucial analizar con precisión las características y los impactos de varios tipos de cargas.
Cuando el disco gira a alta velocidad, debe soportar la fuerza centrífuga masiva generada por sí mismo y las piezas instaladas en él, como cuchillas, placas de bloqueo, deflectores, pernos, etc. En el cálculo de resistencia, es necesario centrarse en los siguientes estados de velocidad de rotación:
• La velocidad de operación en estado estable en los puntos de cálculo de fuerza especificados dentro de la envolvente de vuelo;
• La velocidad máxima permitida de funcionamiento en estado estable especificada en la especificación de tipo;
• 115% y 122% de la velocidad máxima permitida de funcionamiento en estado estable.
Generalmente se supone que las cargas de varias piezas instaladas en el borde del disco están distribuidas uniformemente en la superficie del borde exterior del disco. La fórmula para la carga uniformemente distribuida es:
(Fórmula: la expresión de la fórmula específica no se proporciona en el texto original, por lo que permanece como está)
En la fórmula, F es la suma de todas las cargas externas, R es el radio del círculo exterior del disco y H es el ancho axial del borde exterior del disco.
En cuanto a la selección del radio del borde exterior, debe determinarse de acuerdo con la posición del fondo :
• Cuando el fondo del disco es paralelo al eje de rotación del disco, el radio del borde exterior se toma como el radio donde se encuentra el fondo ;
• Cuando el fondo tiene un ángulo de inclinación con el eje de rotación del disco en la dirección radial, el radio del borde exterior se toma aproximadamente como el promedio de los radios de los fondos de los bordes delantero y trasero .
El disco generará carga térmica debido al calentamiento desigual y su grado de influencia varía según el tipo de motor y las condiciones de trabajo.
• Para los discos del compresor, la carga térmica generalmente se puede ignorar en los diseños tradicionales, pero con la mejora de la relación de presión total del motor y la velocidad de vuelo, a veces es necesario considerar la carga térmica de las etapas delantera y trasera del disco del compresor;
• Para los discos de turbina, la tensión térmica es un factor de influencia importante, sólo superado por la fuerza centrífuga. Al calcular, es necesario considerar el campo de temperatura en estado estable especificado en la envolvente de vuelo para cada cálculo de fuerza, el campo de temperatura en estado estable en el ciclo de vuelo típico y el campo de temperatura transitoria.
En ausencia de suficientes datos originales y referencias de temperatura medidas, el campo de temperatura en el disco se puede estimar mediante fórmulas empíricas según el estado de diseño y los parámetros del flujo de aire en el estado de carga térmica máxima:
(Fórmula: la expresión de la fórmula específica no se proporciona en el texto original, por lo que permanece como está)
En la fórmula, T es la temperatura en el radio deseado, T0 es la temperatura en el orificio central del disco, Tb es la temperatura en el borde del disco, R es cualquier radio del disco y los subíndices 0 y b corresponden al orificio central y al borde respectivamente.
Entre ellos, la selección del valor m está relacionada con el material y el método de enfriamiento:
• m=2, correspondiente a aleación de titanio y acero ferrítico sin enfriamiento forzado;
• m=4, correspondiente a aleaciones base níquel con enfriamiento forzado.
• Campo de temperatura en estado estacionario: Cuando no hay flujo de aire de refrigeración, se puede considerar que no hay diferencia de temperatura; cuando hay flujo de aire de enfriamiento, Tb se toma aproximadamente como la temperatura de salida del flujo de aire en cada canal de etapa +15 ℃, y T0 se toma aproximadamente como la temperatura de salida del flujo de aire en la etapa de extracción de aire de enfriamiento +15 ℃.
• Campo de temperatura transitoria: Tb se toma aproximadamente como la temperatura de salida del flujo de aire en cada canal de etapa; T0, cuando no hay flujo de aire de refrigeración, se toma aproximadamente como el 50% de la temperatura de la llanta; cuando hay flujo de aire de refrigeración, se toma aproximadamente como la temperatura de salida de la etapa de extracción del aire de refrigeración.
• Campo de temperatura en estado estacionario: (Descripción relacionada con la fórmula: Tb0 es la temperatura de la sección transversal en la raíz de la hoja; △T es la caída de temperatura de la espiga, △T=50-100 ℃ cuando la espiga no está enfriada; △T=250-300 ℃ cuando la espiga está enfriada).
• Campo de temperatura transitoria: para discos con aspas enfriadas, el gradiente de temperatura transitoria es aproximadamente 1,75 veces el gradiente de temperatura en estado estacionario; para discos sin aspas enfriadas, el gradiente de temperatura transitorio es aproximadamente 1,3 veces el gradiente de temperatura en estado estacionario.
• Palas del compresor: Los componentes de la fuerza del gas que actúan sobre la altura unitaria de las palas tienen fórmulas de cálculo correspondientes para las direcciones axial y circunferencial (las expresiones de las fórmulas específicas no se dan en el texto original, por lo que permanecen como están). Las fórmulas involucran parámetros como el radio promedio de la pala, el número de palas, la densidad del flujo de aire en las secciones de entrada y salida, la velocidad axial, la presión estática y la velocidad circunferencial.
• Álabes de turbina: La dirección de la fuerza del gas difiere por un signo negativo de las dos fórmulas para los álabes del compresor.
Generalmente hay una cierta presión en la cavidad entre los discos de dos etapas (especialmente los discos del compresor). Si la presión en los espacios adyacentes es diferente, provocará una diferencia de presión △p=p1-p2 en el disco entre las dos cavidades. En general, △p tiene poco efecto sobre la resistencia estática del disco, especialmente cuando hay un agujero en la red del disco, △p puede ignorarse.
Para discos de ventilador de gran diámetro con aspas, es necesario considerar la influencia del momento giroscópico sobre la tensión de flexión y la deformación del disco. Durante el vuelo de maniobra, el momento giroscópico hará que el disco soporte una fuerza adicional, lo que a su vez afecta a su estabilidad estructural.
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