Газотурбинный двигатель

Министерство образования и наукиУкраиныНациональныйаэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»
Пояснительная записка
к курсовому проекту по курсу:
«Проектирование систем и агрегатов авиационныхГТД»
На тему:Газотурбинный двигатель

 

Харьков 2004

Описание конструкции двигателя
Двигатель, в составкоторого входит разрабатываемый компрессор, представляет собой двухконтурныйдвухвальный ТРД, предназначенный для пассажирских и транспортных самолётов.
Данный двигательразработан на базе двигателя АИ-25тлб, и состоит из следующих частей:
1. Компрессор
Компрессор двигателя — осевой, выполнен по двухвальной схеме и состоит из компрессора низкого давления(КНД) и компрессора высокого давления (КВД), которые имеют разнуюпроизводительность и величину напора. Роторы компрессоров механические не связанымежду собой и вращаются с разными числами оборотов.
КНД имеет 3 дозвуковыеступени. Ротор его приводится во вращение двухступенчатой турбиной низкогодавления.
КВД имеет 9 дозвуковихступеней в отличии от прототипа.
Компрессор низкого давления
Компрессор низкогодавления предназначен для создания тяги за счет энергии воздуха, проходящегочерез второй контур двигателя, и для предварительного поджатия воздуха,поступающего в компрессор высокого давления.
КНД состоит из следующихосновных узлов: входного направляющего аппарата, ротора, статора и узловпередней и задней опор ротора.
Входной направляющийаппарат (ВНА) КНД предназначен для создания закрутки воздуха, поступающего нарабочие лопатки первой ступени компрессора, с целью снижения относительных скоростейи получения оптимальных углов набегания потока на профиль рабочей лопатки.
Лопатки ВНА выполненыполыми из листового материала и сварены по входной и выходной кромкам. Внутрьлопатки помещен дефлектор, который приварен к стенкам лопатки точечной сваркойи служит для увеличения жесткости последней при наддуве обогревающим воздухом идля направления этого воздуха непосредственно вдоль входной кромки. Всеголопаток 25.
Все детали ВНА КНД, кромешпилек, выполнены из титанового сплава ОТ4-1.
Все направляющие аппараты(НА) КНД — разъемные, состоят из двух полуколец. Наружные и внутренние кольцаНА-точечные, имеют профильные просечки, в которые вставляются лопатки.
В рабочем кольцезапрессованы восемь штифтов для передачи крутящего момента от НА 1 ступени нафланец ВНА и далее через болты на корпус КНД.
Ротор КНД — трехступенчатый консольного типа, барабанно-дисковой конструкции. Все рабочийлопатки крепятся к дискам шарнирными замками.
Материал рабочих лопатоки дисков ротора КНД — титановый сплав ВТ-8, материал колец и вала ротора — сталь ЭИ961Ш. Ротор устанавливается на двух опорах.
Передняя опора — шариковый радиально-упорный трехточечный подшипник с разрезной внутреннейобоймой.
Задняя обойма ротора КНД- роликоподшипник, устанавливается в стальном стакане, запрессованном вразделительном корпусе. 1.2 Компрессор высокого давления
Основными узлами КВДявляются: ротор, статор, входной направляющий аппарат, передняя опора, КПВ,направляющий аппарат девятой ступени и втулка заднего лабиринта.
ВНА КВД создает закруткупотока перед рабочими лопатками с целью снижения относительных скоростейнабегания потока на рабочие лопатки.
Статор КВД состоит изкорпуса, рабочих колец и направляющих аппаратов (с 1 по 9 ступень). Корпус КВД- цельный, точечный. Нап -равляющие аппараты всех ступеней имеют разьем вдиаметральных плоскостях.
Наружный кожух,представляющий собой конус, выполненный из листового материала, совместно скорпусом КВД образует второй контур двигателя.
Ротор КВД — восьмиступенчатый барабанно-дисковой конструкции, состоит из следующих основныхчастей: восьми рабочих колес, пяти проставок с распорными втулками, переходногокольца, переднего и заднего валов и экрана.
Каждое рабочее колесосостоит из диска и рабочих лопаток, соединенных с ободом диска с помощью замковтипа «ласточкин хвост».
Материал дисков,проставок, втулок, лопаток, шпилек, болтов, заднего лабиринта — титановый сплавВТ-8, заднего и переднего валов — сталь ЭИ961 Ш.
Передняя опора ротора КВД- шарикоподшипник, задняя роликоподшипник.
 
Камера сгорания
Камера сгорания — кольцевого типа, с двенадцатью головками, выполнена из листового жаропрочногосплава Х18Н9Т. Основанием камеры сгорания является лобовое кольцо, котороепридает жест — кость и позволяет сохранять геометрические размеры в процесседлительной работы. Крепление камеры в корпусе осуществляется шестьюфиксаторами, установленными во втулке. Организация стабильной зоны горенияобеспечивается стабилизаторами, приваренные к головкам КС, и двумя рядамиотверстий, расположенными на наружной и внутренней стенках камеры сгорания.

Турбина
Турбина двигателя состоитиз турбины высокого давления и турбины низкого давления.
Турбина высоко давления — осевая, одноступенчатая — преобразует располагаемый теплоперепад в механическуюработу, идущую на привод компрессора высокого давления и агрегатов.
Турбина низкого давления- осевая, двухступенчатая — преобразует располагаемый теплоперепад вмеханическую работу, идущую на привод компрессора низкого давления.
4. Входное устройство. Надвигателе устанавливается дозвуковое входное устройство.
5. Выходноеустройство Выходноеустройство представляет собой удлинительную трубу, на конце которой находитсянерегулируемое реактивное сопло.
6. Дополнительные системыдвигателя
Масляная система двигателя — автономная, циркуляционная,под давлением.
В масляную систему входятследующие установленные на двигателе основные узлы: маслобак, маслоагрегат сфильтром, воздухоотделитель, центробежный суфлер, топливно-масляный агрегат,трубопроводы, сливные краны.
Суфлирование внутренних масляных полостейдвигателя и маслобака осуществляется трубопроводами в разделительный корпус,который суфлируется через приводной центробежный суфлер в реактивное сопло.
Система топливопитания и регулирования двигателяобеспечивает подачу топлива в камеру сгорания согласно заданному режиму работыдвигателя и условиям полета и работу агрегатов управления двигателем.
Запуск двигателя — автоматический, автономный,производится воздушным стартером, питание воздухом которого осуществляется отустановленного на борту самолета газотурбинного двигателя АИ-9 или отаэродромного источника питания.
Система защиты двигателя отобледененияобеспечивает обогрев лопаток входного направляющего аппарата КНД, кока, а такжеприемника полного давления воздухом, отбираемым за КВД, и снабженаавтоматическим терморегулятором расхода воздуха.
Система сигнализации пожара выдает сигнал при возникновениипожара во внутренних полостях двигателя.
Подвеска двигателя на самолете осуществляется вдвух полостях: передней, расположенной на разделительном корпусе, и задней,расположенной на силовом кольце корпуса задней поры турбины.
С целью универсальности подвескидвигателей при различных вариантах установки на самолете в каждой плоскостипредусмотрено по шесть мест крепления узлов подвески двигателя, позволяющихосуществить либо боковую подвеску за три узла в каждой полости, либо подвескуза два средних узла в обеих плоскостях.
Тяга двигателя предается кэлементам самолета через средние узлы крепления двигателя в передней плоскостиподвески.
Двигатель оборудован средствамираннего обнаружения неисправностей:
- сигнализаторомопасных вибраций;
- стружкосигнализатором;
- системойсигнализации пожара;
- магнитнойпробкой;
- сигнализаторомзакрытого положения клапана СВ-25(воздушный стартер).

Термогазодинамическийрасчет ТРДД
 
Целью тепловогорасчета является:
· определениепараметров потока воздуха (газа) (полного давления и полной температуры) вхарактерных сечениях по тракту двигателя;
· определениеосновных удельных параметров двигателя (удельной тяги, удельного расходатоплива), а также необходимого суммарного расхода воздуха для обеспечениязаданной тяги и часового расхода топлива.
Схема двигателя сизображением расчётных сечений приведена на рис. 1.
/>
Рис. 1
Н – Н – невозмущенный поток,окружающая среда,
Вх – Вх – сечение на входе вдвигатель,
В – В – сечение на входе вкомпрессор,
КII– КII – сечение закомпрессором низкого давления (КНД), вход в компрессор высокого давления (КВД),
К – К – сечение закомпрессором.
Г – Г – сечение за камеройсгорания, перед турбиной,
Твд–Твд –сечение на выходе из турбины высокого давления (КВД),
Т – Т – сечение на выходе изтурбины,
СII – CII– выходное сечение реактивного сопла второго контура,
СI – CI – выходное сечение реактивногосопла первого контура.
Исходные данные.
1. Высота полета />= 0 м;
2. Полетный мах />= 0;
3. Параметры окружающейсреды />=288.15К, />=1.0132*10/>Па;
4. Тяга двигателя />= 17250 Н;
5. Суммарная степеньповышения давления />=9.2;
6. Степеньдвухконтурности />=1.8;
7. Температура газа передтурбиной />=1220К;
8. Топливо – авиационныйкеросин ТС-1;
9. Теплотворнаяспособность />=43000 Дж/кг;
10. Удельная теплоемкостьвоздуха />=1005 Дж/(кг*К);
11. Удельная теплоемкостьгаза />=1133 Дж/(кг*К);
12. Показатели адиабаты />=1.4, />=1.34;
13. Теоретическинеобходимое количество воздуха для сгорания 1кг топлива />= 14.8 (кг/>)/(кг/>);
14. Относительный расходвоздуха на охлаждение />= 5%.
КПД компрессора и турбиныпринимаем для рассматриваемого типа двигателя:
/>=0.85; />=0.86;
/>=0.89; />=0.91.
Потери в проточной частидвигателя оцениваем коэффициентом восстановления полного давления и принимаемдля нашего двигателя:
· во входномустройстве />=0.97;
· в камере сгорания/>=0.97;
· во втором контуре/>=0.97.
Потери в реактивном соплепервого и второго контура оцениваем коэффициентом скорости />:
/>= 0.98; /> = 0.98.
Расчет проводим для 1кг/c воздуха по программе кафедры 203trdd 2.exe. Результаты расчета приведены в приложении 1.1.
Результаты расчета навзлетном режиме:
· удельная тяга: />=372.9Н/(кг/с);
· удельный расходтоплива: />=0,0591кг/(Н*ч);
· удельный расход воздуха:/>=46,26 кг/
· 
Предварительно оцененыдиаметральные размеры сечения на входе в компрессор, при этом величинаотносительного диаметра втулки />=0,35(м) и скорость на входе />=220(м/с).
В результате расчетаполучили:
· площадь входа вкомпрессор (КВД) />=0,198 м/>;
· наружный диаметрвхода />=0,571 м;
· диаметр втулки />=0,212 м;
· длина рабочейлопатки первой ступени КВД />=0.167 м.
Вывод: полученные результаты удельных параметровдвигателя соответствуют параметрам двигателей подобного класса.Расчет на прочность 1-й ступенирабочей лопатки компрессора высокого давленияРабочие лопатки осевогокомпрессора являются весьма ответственными деталями газотурбинного двигателя,от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом.
Нагрузки,действующие на лопатки
При работе авиационногогазотурбинного двигателя на рабочие лопатки действуют статические, динамическиеи температурные нагрузки, вызывая сложную картину напряжений.
Расчет на прочность пералопатки выполняем, учитывая воздействие только статических нагрузок. К нимотносятся центробежные силы масс лопаток, которые появляются при вращенииротора, и газовые силы, возникающие при обтекании газом профиля пера лопатки ив связи с наличием разности давлений газа перед и за лопаткой.
Центробежные силы вызываютдеформации растяжения, изгиба и кручения, газовые – деформации изгиба икручения.
Напряжения кручения отцентробежных, газовых сил слабозакрученных рабочих лопаток компрессора малы, иими пренебрегаем.
Напряжения растяжения отцентробежных сил являются наиболее существенными.
Напряжения изгиба обычноменьше напряжений растяжения, причем при необходимости для уменьшенияизгибающих напряжений в лопатке от газовых сил ее проектируют так, чтобывозникающие изгибающие моменты от центробежных сил были противоположны по знакумоментам от газовых сил и, следовательно, уменьшали последние.
Допущения, принимаемые прирасчете
При расчете лопатки напрочность принимаем следующие допущения:
· лопаткурассматриваем как консольную балку, жестко заделанную в ободе диска;
· напряженияопределяем по каждому виду деформации отдельно;
· температуру врассматриваемом сечении пера лопатки считаем одинаковой, т.е. температурные напряженияотсутствуют;
· лопатку считаем жесткой, а деформацией лопатки под действием сили моментов пренебрегает;
· предполагаем, чтодеформации лопатки протекают в упругой зоне, т.е. напряжения в пере лопатки непревышают предел пропорциональности.
Цель расчета
Цель расчета на прочностьлопатки – определение напряжений и запасов прочности в различных сечениях подлине пера лопатки.
В качестве расчетного режимавыбираем режим максимальной частоты вращения ротора и максимального расходавоздуха через двигатель. Этим условиям соответствует взлет или полет смаксимальной скоростью у земли (рис. 2).
Расчетная схема
 
/>
Рис. 2 — К определениюгеометрических характеристик расчетных сечений лопатки КВД
 
Исходные данные
1. Материал лопатки:ВТ8;
2. Длина лопатки />=0.052 м;
3. Радиус корневогосечения />=0.131м;
4. Объем бандажнойполки />=0 м/>;
5. Хорда профилясечения пера />
- в корневомсечении />=0.023м;
- в среднем сечении/>=0.023 м;
- в периферийномсечении />=0.023м;
6. Максимальнаятолщина профиля />
- в корневомсечении />=0.0030м;
- в среднем сечении/>=0.0020 м;
- в периферийномсечении />=0.0015м;
7. Максимальнаястрела прогиба профиля />/>
- в корневомсечении />=0.0033м;
- в среднем сечении/>=0.0025 м;
- в периферийномсечении />=0.0020 м;
8. Угол установкипрофиля />
- в корневомсечении />=1.15рад;
- в среднем сечении/>=0.89 рад;
- в периферийномсечении />=0.72рад;
9. Интенсивностьгазовых сил на среднем радиусе в окружном направлении
/>;
10. Интенсивность газовыхсил в осевом направлении
/>;
В формулах: /> – радиуссечения; />–число лопаток; /> - плотность газа />– осевая составляющаяскорости газа перед лопаткой; />– окружные составляющие скоростигаза перед и за лопаткой;/>– давление газа (воздуха) перед иза лопаткой.
/>=465 Н/м,
/>=554 Н/м, />=795 Н/м.
11. Частота вращениярабочего колеса />=16400 об/мин;
12. Плотность материалалопатки />=4530кг/м/>;
13. Предел длительнойпрочности />=950МПа.
Определение напряженийизгиба
Напряжения изгиба вкаждой точке расчетного сечения определяются по формуле
/>
В целях упрощениярасчета значения изгибающих моментов и моментов сопротивления берут без учетазнаков (по модулю).
Напряжение изгиба отгазовых сил, как правило, определяют в трех точках, наиболее удаленных от оси h(нарисунке 2.2 это точки А, Б и В).
Так в точке А
/>;
в точке В
/>;

в точке С />
Вместе с тем знак приопределении напряжения изгиба характеризует вид деформации волокон лопатки.Так, если волокна лопатки растянуты, то напряжение изгиба имеет знак"+", если же они сжаты, то "-". Заметим, что от действиягазовых нагрузок на кромках профиля (в точках А и В) всегда возникаютнапряжения растяжения, а на спинке профиля (в точке С) – напряжения сжатия.Определениезапасов прочности лопатокПриопределении запасов прочности следует учитывать напряжения, как от растяжения,так и изгиба лопатки. Суммарное напряжение в каждой точке расчетного сечения профильнойчасти лопатки
/>.
Для компрессорных лопатокзапас статической прочности в каждой точке расчетного сечения
/>,
где /> – предел прочности.
Для компрессорных лопатокпоследних ступеней запас прочности определяют по формуле.
/>,

где /> — предел длительнойточности материала лопатки с учетом температуры в данном сечении и длительностьработы.
Согласно нормам прочностиминимальный запас по статической прочности профильной части рабочей лопаткикомпрессора должен быть не менее 1,5.
Вычисления делаем попрограмме кафедры 203 Statlop.exe.
Результаты расчетаприведены в приложении 2.1.
Вывод: Полученные значения запасов прочностиво всех сечениях удовлетворяют нормам прочности(k>1,5); коэффициент запаса прочности завышен, так какпомимо статических нагрузок на перо лопатки действуют и динамические нагрузки.
 
Расчет на прочностьдиска компрессора
Диски компрессора – этонаиболее ответственные элементы конструкций газотурбинных двигателей. Отсовершенства конструкций дисков зависит надежность, легкость конструкцийавиационных двигателей в целом.
Нагрузки, действующие надиски
Диски находятся подвоздействием инерционных центробежных сил, возникающих при вращении от массырабочих лопаток и собственной массы дисков. Эти силы вызывают в дискахрастягивающие напряжения. От неравномерного нагрева дисков турбин возникаюттемпературные напряжения, которые могут вызывать как растяжения, так и сжатиеэлементов диска.
Кроме напряжений растяжения исжатия, в дисках могут возникать напряжения кручения и изгиба. Напряжениякручения появляются, если диски передают крутящий момент, а изгибные –возникают под действием разности давлений и температур на боковых поверхностяхдисков, от осевых газодинамических сил, действующих на рабочие лопатки, отвибрации лопаток и самих дисков, под действием гироскопических моментов,возникающих при эволюциях самолета.
Из перечисленных напряженийнаиболее существенными являются напряжения от центробежных сил собственноймассы диска и лопаточного венца, а также температурные (в случае неравномерногонагрева диска). Напряжения изгиба зависят от толщины диска и способа соединениядисков между собой и с валом и могут быть значительными лишь в тонких дисках.Напряжения кручения обычно невелики и в расчетах в большинстве случаев неучитываются.
Допущения, принимаемые прирасчете
· диск считается симметричным относительно серединной плоскости, перпендикулярнойоси вращения;
· диск находится в плосконапряженном состоянии;
· температура диска меняется только по его радиусу и равномерна потолщине;
· напряжения на любом радиусе не меняются по толщине;
· наличие отверстий и бобышек на полотне диска, отдельных выступови проточек на его частях не принимается во внимание.
Основные расчетныеуравнения для определения упругих напряжений в диске от центробежных сил инеравномерного нагрева
Для расчета диска на прочностьиспользуем два дифференциальных уравнения:
/>
/>
где />и /> - радиальные иокружные нормальные напряжения; /> - текущие значения толщины ирадиуса диска; /> — угловая скорость вращения диска;/> -плотность материала диска; /> - модуль упругости материаладиска; /> -коэффициент Пуассона; /> - коэффициент линейногорасширения материала диска; /> - температура элемента диска нарадиусе.
Точные решениядифференциальных уравнений могут быть получены только для ограниченного числапрофилей. Применяем приближенный метод определения напряжений в диске – методконечных разностей. Расчет диска этим методом основан на приближенном решениисистемы дифференциальных уравнений путем замены входящих в них дифференциаловконечными разностями. Для расчета диск разбиваем на сечения. При выборерасчетных сечений будем соблюдать следующие услови отверстия;
- радиус сечений выбираем />,;
- толщину сечений выбираем />;.
Замена дифференциалов наконечные разности производится по следующим формулам:
/>;/>;
/>;/>;
где индексы /> указывают номеркольцевого сечения диска.
Окончательные расчетныеформулы имеют вид:
/>;/>,
/>;
/>;
/>;

/>.
Величины коэффициентов /> /> зависят отгеометрических размеров и материала диска. Величины коэффициентов /> /> наряду сгеометрическими размерами и материалом диска зависят также от центробежных итемпературных нагрузок, действующих в диске.
Значения коэффициентов /> /> /> /> /> определяются так:
/>; />;
/>; />;
/>; />.
Для нулевого сечения в случаедиска со свободным центральным отверстием:
/>.
Неизвестное напряжение внулевом сечении /> вычисляется по известному радиальномунапряжению />,возникающего от центробежных сил лопаточного венца:
/>.
Напряжение /> от центробежных силлопаток и замковой части обода может быть определено для случая, когда лопаткии диск изготовлены из материала с одинаковой плотностью, по формуле

/>,
где /> - наружный радиус неразрезногообода диска; /> - ширина обода диска на радиусе />.
/>
Расчетный режим. Расчетзапасов прочности
Расчетным режимом дляпроверочного расчета на прочность диска является режим максимальной частотывращения диска, высота полета H=0м, В этом случаенаибольшей величины достигают напряжения от центробежных сил собственной массыдиска и лопаточного венца.
Так как диск находится вплосконапряженном состоянии, то за критерий прочности обычно принимаетсяэквивалентное напряжение
/>.
Запас прочности
/>,
где /> — предел длительной прочностиматериала.
Согласно нормам прочностизапас прочности должен быть не менее 1,5.
Вычисления делаем по программекафедры 203 Disk_epf.exe.
Исходные данные длярасчета на ЭВМ:
- материал дискаВТ8;
- частота вращениядиска на расчетном режиме:
 n =16400 об/мин;
- количестворасчетных радиусов 21;
- количествоскачков – 1, радиус скачка R=0,120м;
- величинаконтурной нагрузки srл=32,63МПа.
- плотностьматериала диска: r =4530 кг/м3.
- коэффициентПуассона: m = 0,3.
- предел длительнойпрочности: sДЛ = 950 МПа.
- признакпостоянства плотности материала: DP =0.
- признакпостоянства температуры диска по радиусу: DT = 0.
 
Расчет на прочностьзамка лопатки
турбинакомпрессор расчет лопатка
В данном расчете определяетсяпрочность замка лопатки первой ступени КВД проектируемого двигателя. Креплениелопатки трапециевидное типа “ласточкин хвост”
Силы, учитываемые при расчетезамка лопатки
На лопатку действуютцентробежная сила />, окружная составляющая газовойсилы />,осевая составляющая газовой силы />. Сила /> вызывает растяжение, силы /> и /> - изгиб ножкилопатки. Кроме того, ножка лопатки испытывает напряжения изгиба от центробежныхсил (так как центры тяжести пера лопатки и ножки не лежат на направлении одногорадиуса) и напряжения кручения – от центробежных и газовых сил.
Величины напряжений взамке лопатки зависят от величин действующих сил, от конструкции замка и отхарактера посадки ножки лопатки в пазу диска.
Расчет замка лопаткиведем на центробежную силу />, составляющие от газовых силопускаем.
Также учитываемцентробежные силы, возникающие при вращении массы самого замка />.
Цель расчета
Целью расчета являетсяопределение напряжения смятия на площадках контакта лопатки с диском отцентробежных сил лопатки.
Расчет на прочность
Центробежная сила лопатки/>включаетдве составляющие: центробежную силу пера лопатки /> и центробежную силу хвостовикалопатки />
/>,
где />, /> — напряжение в корневомсечении пера лопатки от растяжения центробежными силами на расчетном режиме,значение берем из расчета лопатки />=73.38 Мпа;/> — площадь корневогосечения лопатки />0.478*/>м/>;
/>,
/>0.5(h1+h2)*d*b
где h1,h2,d,b – геометрические размеры замка лопатки (см. рис. 4.1).
Из условия равновесия сил,действующих в замке лопатки в />радиальном направлении силареакции стенок паза равна (рис. 3):
/>.

/>Рис. 3 — Расчет замка напрочность
 
Напряжение смятия:
/>,
где /> — площадь боковой гранипаза, на которой действует сила />
/>,
/> — угол наклона боковойграни паза к поверхности перпендикулярной оси лопатки, принимаем />60°.
/>H,
/>H,
/>H,
/>МПа.

Замок лопаткиудовлетворяет нормам прочности на смятие, полученное значение />=22,05 МПа меньшедопускаемого />=280 Мпа.
 
Расчет на прочностькорпусов камеры сгорания
 
Способ расчета напрочность зависит от конструкции камеры. Напряжения, вызывающие поломку, вомногих случаях происходит от частых изменений режима работы двигателя, прикоторых происходит резкий перепад температур. Анализ поломок показывает, чточасть из них происходит из-за температурных напряжений в материале.
Камера сгораниярассчитывается на прочность и устойчивость на максимальном режиме работыдвигателя при полете у земли в зимних условиях.
Расчет на прочностьнаружного корпуса
Под влиянием внутреннегодавления воздуха стенки наружного корпуса испытывают напряжения растяжения.Расчет производится в предположении, что разрыв происходит по образующей. Вцелях упрощения расчета допускается представлять наружный корпус в видецилиндрической оболочки, с диаметром, равным среднему диаметру реальногокорпуса.
Исходные данные:
Радиус оболочки R=254 мм,
Толщина оболочки d=3 мм,
Давление снаружи Рн=101325Па,
Давление внутри Рвн=1039000Па,
/>
Избыточное давление Ризб=Рвн– Рн =937675 Па,
Материал: Х18H9T.
Расчет на устойчивостьвнутреннего корпуса
Внутренний корпуспредставляет собой коническую оболочку с цилиндрическим участком. Опасностипотери устойчивости подвергается только цилиндрический участок.
Внутренняя оболочка можетнаходиться в трех состояниях:
- устойчивоеупругое равновесие между внешними силами и внутренними силами упругости. Послеснятия нагрузки оболочка восстанавливает прежнюю форму.
- неустойчивоеравновесие – после снятия нагрузки оболочка не возвращается в прежнеесостояние.
Между этими двумясостояниями существует переходное – критическое состояние, при которомдеформируемое тело находится в безразличном состоянии. Нагрузка, превышениекоторой вызывает потерю устойчивости, называется критической.
Если Ризб > Ркр, тооболочка теряет форму.
Формула для расчетакритического 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 большедавления в камере сгорания (1.039 МПа), а значит и избыточного давления.
Заключение
 
В данном курсовом проекте былспроектирован узел компрессора ТРДД для самолётов гражданской авиации. Вкачестве прототипа использовался Аи-25тл.
Были произведены расчёты:
- термогазодинамическийрасчёт;
- расчет напрочность рабочей лопатки;
- расчет напрочность диска компрессора;
- расчет напрочность замка лопатки;
- расчет напрочность и устойчивость корпусов камеры сгорания;
Получены результаты удельныхпараметров двигателя, значения запасов прочности во всех расчётных сеченияхэлементов компрессора, значения напряжений удовлетворяют нормам прочности исоответствуют значениям двигателя подобного класса.

Список использованнойлитературы
 
1. Шошин Ю.С. Епифанов С.В. «Расчетна прочность рабочей лопатки компрессора или турбины». Учебное пособие,Харьков, ХАИ 1993 год.
2. Шошин Ю.С. Епифанов С.В. «Расчетдинамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки компрессора илитурбины и построение частотной диаграммы». Учебное пособие, Харьков, ХАИ 1992год.
3. Шошин Ю.С. Епифанов С.В. «Расчетна прочность дисков компрессоров и турбин». Учебное пособие, Харьков, ХАИ 1998год.
4. Скубачевский Г.С. «Авиационныегазотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей». Оборонгиз, Москва 1955год.