[科普中國(guó)]-發(fā)動(dòng)機(jī)受力分析

航空發(fā)動(dòng)機(jī)各零部件上的負(fù)荷有的在零件或組合件內(nèi)自身平衡而不向外傳，如輪盤(pán)熱應(yīng)力在盤(pán)內(nèi)平衡。有的負(fù)荷要傳給相鄰的部件，如飛機(jī)飛行時(shí)轉(zhuǎn)子的慣性力和慣性力矩都要通過(guò)支承傳出；尾噴管上的氣體力要傳給渦輪機(jī)匣。這時(shí)不僅要注意零件本身的受力，還要注意力的傳遞路線和作用點(diǎn)，傳力路線所經(jīng)過(guò)的零件均有力的作用。對(duì)其進(jìn)行分析的過(guò)程稱為發(fā)動(dòng)機(jī)受力分析。

簡(jiǎn)介航空發(fā)動(dòng)機(jī)各零部件上的負(fù)荷有的在零件或組合件內(nèi)自身平衡而不向外傳，如輪盤(pán)熱應(yīng)力在盤(pán)內(nèi)平衡。有的負(fù)荷要傳給相鄰的部件，如飛機(jī)飛行時(shí)轉(zhuǎn)子的慣性力和慣性力矩都要通過(guò)支承傳出；尾噴管上的氣體力要傳給渦輪機(jī)匣。這時(shí)不僅要注意零件本身的受力，還要注意力的傳遞路線和作用點(diǎn)，傳力路線所經(jīng)過(guò)的零件均有力的作用。對(duì)其進(jìn)行分析的過(guò)程稱為發(fā)動(dòng)機(jī)受力分析1。

負(fù)荷類型發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，作用在各零部件上的負(fù)荷按其性質(zhì)可以分為以下三類：

(l)氣體力:氣流在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流動(dòng)時(shí)，作用在各個(gè)零件表面上的壓力和速度不同，因此與氣體相接觸的這些零、組件上作用有氣體力或氣體力矩。

(2)慣性力:當(dāng)轉(zhuǎn)子零件旋轉(zhuǎn)時(shí)，產(chǎn)生離心慣性力;當(dāng)飛機(jī)曲線飛行、直線加速或減速時(shí)，作用在發(fā)動(dòng)機(jī)的零、組件上有慣性力和慣性力矩。

(3)熱應(yīng)力:在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，由于各零件受熱不均勻或者材料不同（線膨脹系數(shù)不同），當(dāng)

熱膨脹受到約束時(shí)會(huì)產(chǎn)生熱應(yīng)力1。

發(fā)動(dòng)機(jī)零、組件上的氣體軸向力在發(fā)動(dòng)機(jī)氣流通道表壁上作用有氣體力。除通道外，與氣體相接觸的表面上也都作用有氣體力。因此，在分析發(fā)動(dòng)機(jī)的零件或組合件上的氣體力時(shí)，必須分別計(jì)算出在組合件或零件的各個(gè)表面上的氣體力，最后再求出總的氣體力。

（1）進(jìn)氣裝置上氣體軸向力的計(jì)算

直管道進(jìn)氣截面(o-o’)處氣流壓力為p0，軸向流速為c0;出口截面(I-I’)處氣流壓力為p1，軸向流速為c1，氣流的流量qm。

如果將進(jìn)氣裝置的進(jìn)、出口截面當(dāng)做是發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)、出口截面，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)原理中的推力公式，可以寫(xiě)出氣流作用在進(jìn)氣裝置通道內(nèi)壁上的作用力P內(nèi)=qm(c1-c0)+p1pA1-p0A0，式中A0，A1分別為進(jìn)氣裝置的進(jìn)、出口截面積。

以推力方向?yàn)檎?，可將上式整理成P內(nèi)=(qmc1+p1pA1)–(qmc0+p0A0).

可見(jiàn)，若將qmc0和qmc1看做是兩個(gè)分別作用在進(jìn)、出口截面上的動(dòng)壓力，其方向分別指向進(jìn)、出口，則上式說(shuō)明：作用在管道截面上的氣體力為該截面上氣流的動(dòng)壓力和靜壓力的總合。對(duì)于進(jìn)氣裝置這類直管道來(lái)說(shuō)，總的氣體力應(yīng)為進(jìn)、出口截面上氣體力的代數(shù)和；對(duì)于彎曲管道來(lái)說(shuō)，總的氣體力應(yīng)為進(jìn)、出口截面上氣體力地矢量和，方向指向管道的離心方向。

若進(jìn)氣裝置外表面上的空氣壓力所產(chǎn)生的軸向力為P0，那么整個(gè)進(jìn)氣裝置部件上的氣體力為P進(jìn)=P內(nèi)-P0。

可見(jiàn)，擴(kuò)散通道上的作用力向前，收斂通道上的作用力向后。對(duì)于改變方向通道上的作用力為離心力方向。

（2）渦輪轉(zhuǎn)子上的氣體軸向力計(jì)算

渦輪轉(zhuǎn)子上的氣體軸向力不僅包括葉片上的氣體力，而且也包括輪盤(pán)前后兩側(cè)各部分氣體壓力所產(chǎn)生的氣體軸向力。因此，計(jì)算時(shí)應(yīng)按具體結(jié)構(gòu)將轉(zhuǎn)子前后兩側(cè)分成不同的部分，分別求出其氣體力，然后求得總的氣體軸向力。

（3）典型發(fā)動(dòng)機(jī)各部件上的氣體軸向力分布及轉(zhuǎn)子軸向力的減荷

計(jì)算出各組合件上的氣體軸向力的大小和方向，各組合件上氣體軸向力的代數(shù)和，即為發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。

由于發(fā)動(dòng)機(jī)的各截面氣流參數(shù)是隨著飛行高度、速度以及發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)的變化而改變，在計(jì)算各部件的軸向力時(shí)，應(yīng)對(duì)不同的工作狀態(tài)分別進(jìn)行計(jì)算。通常取地面試車臺(tái)條件、轉(zhuǎn)子為最大轉(zhuǎn)速時(shí)，以及當(dāng)外界大氣溫度最低(一般為-40℃)、飛機(jī)靠近地面以最大速度飛行時(shí)(此時(shí)空氣質(zhì)量流量最大)的兩種情況作為計(jì)算狀態(tài)。所得的有關(guān)數(shù)據(jù)供結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)進(jìn)行強(qiáng)度校核。

發(fā)動(dòng)機(jī)在地面工作狀態(tài)時(shí)，各組合件上軸向力的分布情況。

為了減少該發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的軸向力，采用以下措施:

1)由于渦輪轉(zhuǎn)子的氣體軸向力與壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的氣體軸向力相反，把兩個(gè)組合件軸向相連以抵消大部分軸向力，這時(shí)整個(gè)轉(zhuǎn)子剩余的軸向力為254000-231000=23000N。

2)將滲入B腔的高壓空氣通入大氣中，使該腔的氣體壓力下降至130~160kPa，此時(shí)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的軸向力可從520000N降低到290000N。

3)從第5級(jí)壓氣機(jī)后引氣到A腔，使壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的軸向力從290000N降為254 000N。

在實(shí)際考慮發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子減荷時(shí)，不僅要考慮地面工作狀態(tài)的軸向力數(shù)值，還要注意到在其他工作狀態(tài)下的氣體軸向力數(shù)值均不得超過(guò)止推軸承所允許的負(fù)荷，但也不能使軸向力太小，以防止?jié)L球與內(nèi)外環(huán)產(chǎn)生滑動(dòng)，造成滑蹭損傷，也不能使軸向力改變方向，以防止球軸承遭受沖擊負(fù)荷。在選用具體減荷措施時(shí)，通常先將兩個(gè)轉(zhuǎn)子軸向相聯(lián)算出地面工作狀態(tài)的剩余軸向力，然后選擇前后兩減荷腔的氣體壓力，并確定承受此壓力的面積大小，以使整個(gè)轉(zhuǎn)子的軸向力負(fù)荷低于止推軸承允許承受的負(fù)荷(一般選用球軸承不超過(guò)兩個(gè)) ，最后再校驗(yàn)其他狀態(tài)下的軸向力數(shù)值1。

發(fā)動(dòng)機(jī)零、組件上的氣體力扭矩氣流在發(fā)動(dòng)機(jī)通道內(nèi)流動(dòng)時(shí)，并不總是沿軸向的。如當(dāng)氣流流過(guò)壓氣機(jī)靜子葉片或渦輪靜子葉片時(shí)，氣流的方向沿周向就有變化，因此對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的動(dòng)量矩有變化。這一現(xiàn)象說(shuō)明靜子葉片有力矩(扭矩)作用于氣流。

經(jīng)過(guò)分析，渦輪靜子葉片與轉(zhuǎn)子葉片所承受的扭矩大小相等、方向相反。

按照同樣的道理，分析作用于軸流式壓氣機(jī)的扭矩。壓氣機(jī)進(jìn)口氣流是軸向的，經(jīng)過(guò)各級(jí)轉(zhuǎn)子葉片及靜子葉片，氣流的方向來(lái)回折轉(zhuǎn)，至壓氣機(jī)的出口也是接近軸向的。作用于各級(jí)靜子葉片扭矩的總和與作用于各級(jí)轉(zhuǎn)子葉片的扭矩總和大小相等、方向相反。

在渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)中，渦輪轉(zhuǎn)子帶動(dòng)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子工作。如果略去機(jī)械損失，不計(jì)傳動(dòng)附件的扭矩，那么在發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作狀態(tài)下，渦輪轉(zhuǎn)子的扭矩大約等于壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的反扭矩2。

發(fā)動(dòng)機(jī)上的慣性力和慣性力矩在飛機(jī)飛行時(shí)，由于飛機(jī)的不等速直線飛行或曲線飛行，在發(fā)動(dòng)機(jī)上產(chǎn)生了慣性力和慣性力矩。

飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，以角速度Ω旋轉(zhuǎn)，如發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的角速度為ω，轉(zhuǎn)子上有作用力矩(外力矩)，則靜子機(jī)匣上有陀螺力矩，兩者大小相等，但方向相反。當(dāng)Ω與ω的方向成90°時(shí)，其值最大，為MG=J0Ωω，其中J0為發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子對(duì)旋轉(zhuǎn)軸線的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

陀螺力矩的方向，應(yīng)根據(jù)Ω與ω方向而定。如用右螺旋矢量表示Ω與ω的方向，那么陀螺力矩作用在Ω與ω兩矢量組成的平面內(nèi)，力矩的方向是使ω矢量轉(zhuǎn)到Ω矢量的方向。Ω的數(shù)值可根據(jù)飛機(jī)的過(guò)載系數(shù)來(lái)確定。

當(dāng)飛機(jī)以角速度Ω轉(zhuǎn)彎時(shí)，轉(zhuǎn)子的慣性離心力F=nW，其中W為轉(zhuǎn)子的重量，n為某一飛行狀態(tài)的過(guò)載系數(shù)。

過(guò)載系數(shù)n表示飛機(jī)或飛機(jī)零、部件的質(zhì)量慣性力，是飛機(jī)或零、部件重量的n倍；n是飛機(jī)飛行加速度的一種表示形式，它取決于飛機(jī)的強(qiáng)度規(guī)范。飛機(jī)從俯沖拉起時(shí)的過(guò)載系數(shù)最大。對(duì)殲擊機(jī)，n=7~8；而對(duì)轟炸機(jī)，n約等于33。

本詞條內(nèi)容貢獻(xiàn)者為:

杜強(qiáng) - 高級(jí)工程師 - 中國(guó)科學(xué)院工程熱物理研究所