Расчет и проектирование механизмов авиационных двигателей

list1.dwg

(Verwendungsbereich)
(Modell- oder Gesenk-Nr)
Курсовой проект по ТММ
Задание 2А вариант 4
каф. ДМ и ПТМ Гр. М-100
энергетический расчеты и синтез главного редуктора авиадвигателя
Кинематический расчет заданного редуктора графическим методом
Энергетический метод
Силовой расчет редуктоа
Механический КПД = 0
Замыкающий контур мм1

Курсач по ТММ.docx

Министерство науки и образования Украины Запорожский национальный технический университет
Пояснительная записка
к курсовому проекту по ТММ
Расчет и проектирование механизмов авиационных
ст. преподаватель С.Ю. Кружнова
Курсовой проект состоит из трёх листов графической пояснительной записки объемом 23 страница.
В записке имеются 4 рисунка 4 таблицы.
- главный редуктор турбовинтового авиационного двигателя (ТВАД);
- передаточное отношение;
- синтез зубчатой передачи.
Описание работы механизмов авиадвигателя и требования к ним 4
Начальные данные к расчетам 6
Кинематический расчёт редуктора авиадвигателя 7
1. Расчёт передаточного отношения методом Виллиса 7
2. Расчёт передаточного отношения энергетическим методом 7
3. Определение чисел оборотов колес графоаналитическим методом 8
Силовой расчёт редуктора 9
Определение КПД редуктора 12
Расчёт движения жесткого ротора ТАД 13
1. Расчёт разгона ротора 13
2. Расчёт выбега ротора 14
3. Расчёт установившегося движения ротора 15
4. Программа расчета движения жесткого ротора 16
Расчёт геометрических размеров и качественных показателей зубчатого зацепления 18
1. Программа расчета зубчатого зацепления 20
Список использованных источников 23
Описание работы механизмов авиадвигателя и требования
Двигатель АИ-20А является авиационным высотным турбовинтовым двигателем работающим с одним воздушным винтом изменяемого шага левого вращения.
Двигатель состоит из следующих основных узлов:
Планетарного редуктора;
Осевого десятиступенчатого компрессора;
Кольцевой камеры сгорания;
Трехступенчатой осевой турбины;
Нерегулируемого реактивного сопла
Агрегатов обслуживающих работу двигателя и самолета
Редуктор выполнен по схеме дифференциального планетарного механизма с редукцией 008132 и служит для обеспечения наивыгоднейших оборотов воздушного винта при полете самолета.
Основная силовая часть редуктора состоит из планетарной ступени ступени перебора вала воздушного винта и механизма измерителя крутящего момента (ИКМ) смонтированных в картере редуктора.
В конструкцию редуктора входит механизм датчика автоматического флюгирования винта по отрицательной тяге с устройством для проверки работы датчика.
Все силовые детали редуктора изготовлены механической обработкой из высококачественных сталей. Картер редуктора литой из магниевого сплава.
Редуктор расположен впереди двигателя крепится задним фланцем картера к лобовому картеру с помощью шпилек. На переднем фланце картера редуктора с помощью шпилек крепится внутренний обтекатель капота самолета.
Компрессор - осевой десятиступенчатый служит для сжатия и подачи воздуха в камеру сгорания. Состоит из двух основных узлов: ротора с рабочими лопатками и корпуса со спрямляющими аппаратами и рабочими кольцами
Ротор - барабанно-дисковой конструкций состоит из десяти отдельных дисков несущих на своих венцах рабочие лопатки и заднего вала являющегося задней опорой ротора компрессора.
Диски соединяются между собой последовательной напрессовкой друг на друга с натягом и скрепляются радиальными шрифтами.
Корпус компрессора - сварной конструкций с разъемом по горизонтальной плоскости имеет фланцы на торцах и в плоскости разъема а снаружи -приваренные ресиверы с фланцами для крепления клапанов перепуска воздуха.
Корпус камеры сгорания- сварной конструкции состоит из наружного разъемного корпуса и внутренней конической балки- тоннеля вала турбины.
Камера сгорания - кольцевого типа; в ней происходит сгорание непрерывно впрыскиваемого через форсунки топлива и обеспечивается заданная температура газов на входе в турбину. Камера сгорания фиксируется в передней части корпуса восемью штифтами а задними стенками опирается на стенки первого соплового аппарата турбины.
Турбина - реактивная осевая трехступенчатая служит для преобразования тепловой энергии горячих газов в механическую работу. Она состоит из ротора и трех сопловых аппаратов. Ротор турбина- консольного типа состоит из вала турбины и трех рабочих колес соединенных между собой шпильками.
Реактивное сопло - нерегулируемое состоит из наружного и внутреннего кожухов соединенных между собой шестью радиально расположенными полыми обтекаемой формы ребрами. К внутреннему кожуху крепится болтами конус-стекатель к наружному кожуху крепиться газоотводная труба. Вместе они образуют выходную часть газового тракта двигателя. Масляная система двигателя обеспечивает смазывание и охлаждение работающих деталей а также питание рабочей жидкостью (маслом) гидросистем агрегатов регулирования управления винтом изменения крутящего момента.
Топливная система обеспечивает питание двигателя топливом на всех режимах работы. В неё входят: система низкого давления: топливные баки самолетные подкачивающие насосы и т.д. ; система высокого давления: топливный насос высокого давления командно-топливный агрегат(КТА) и т.д.; пусковая система: электромагнитный клапан две пусковые форсунки и т.д.
Система регулирования двигателя выполняет два основных требования:
А. обеспечивает сохранение эквивалентной мощности двигателя постоянной до определенной высоты полета на которой при максимальном режиме работы температура газов перед турбиной достигает предельно допустимого значения;
Б. поддерживает температуру газов перед турбиной постоянной в зоне высот система регулирования включает: командно - топливный агрегат регулятор оборотов воздушного винта указатель положения рычага топлива.
Двигатель оснащен электроагрегатами обеспечивающими работу
автоматических и принудительных устройств обслуживающих двигатель и самолет.
Начальные данные к расчетам
z3= z1+ z2+ z21 = 27+32+25 = 84
z6= z4+ 2· z5 = 27+ 2·32 = 91
Таблица 1.- Параметры жест кого ротора действующие моменты сил и начальные данные движения
Начальные данные движения
Таблица 2. – Исходные данные для расчета зубчатого зацепления
Коэффициент высоты головки зуба
Коэффициент радиального зазора
Коэффициент смещения
Кинематический расчет редуктора авиадвигателя
1 Определение передаточного отношения главного редуктора методом
Определение общего передаточного отношения редуктора осуществляется с использованием метода обратного движения дифференциальной части (колеса z1÷z4)
и передаточного отношения для рядовой части ( колеса z4÷z6)
С учетом условий 3 = 4 н = 6 и уравнений (1) (2) имеем
U1Н = 1+ U13(H) (U46 – 1) = 1+ = 1- =
2 Определение передаточного отношения главного редуктора
энергетическим методом
U1Н = U16(H) + U1Н(6)
U16(H) = = = = = 1341
U1Н(6) = U1Н(3) = 1+ = 1+ = 498
Таким образом передаточное отношение редуктора равно :
U1Н = U16(H) + U1Н(6) = 13 41+ 498 = 1839
3 Определение передаточного отношения и чисел оборотов колес
редуктора графоаналитическим методом
Определение чисел оборотов колес выполняется с использованием картин скоростей (рис.2)
Строим кинематическую схему редукторов в масштабе картину скоростей в масштабе и диаграмму частот вращения.
Рисунок 2- Схема главного редуктора и картина его скоростей
U1H = ; U12 = ; U13 = ; U15 = ;
Из рисунка следует что:
U1H = = 183933; U12 = - = 13776;
U13 = - = 55975; U15 = = 66255;
U1H = = ; U12 = = ; U13 = = ; U15 = = ;(3)
Используя зависимость i = отношение (4) и начальное условие
(i = 1500 c-1) получим :
n1 = 14323 мин -1; n2 = 10397 мин -1; n3 = 2559 мин -1; n5 = 2162 мин -1;
Силовой расчет редуктора
Силовой анализ работы механизма рассматривается при установившемся режиме работы ( = const). В качестве начальных данных воспользуемся: момент на входном вале редуктора – М1 радиусы делительных окружностей колес – ri=05·m·zi. Принимаем что модули всех зубчатых колес одинаковы. Числа зубьев колес связаны соотношениями z3 = z1 + z2 + z21 z6 = z4 + 2z5. При расчетах силы трения в зубчатом зацеплении и подшипниках не учитываются. Рассматриваются только тангенциальные силы которые обеспечивают передачу вращательного момента.
Рис.3 – Схема расчета редуктора
Таблица 3. – Радиусы колес редуктора
Силы которые действуют на колеса определяются из условия равновесия звеньев (рис.3)
Из условия равновесия сил которые действуют на колесо 1 находим
F21 = . Из условия равновесия сил которые действуют на сателлит 221 имеем F321 = F12 · ; F321 =; FH2 = F321+ FH2 = .
Тогда момент силы на водиле Мh равняется Мh = F2h(r1 + r2). Из равновесия колеса 34 определение F54= - F213 · а сила на колесе 4
F45 = - . Далее из условия равновесия колеса 5 получаем F65 = F45. Тогда момент силы на колесе 6 равняется :
M6 = F56 · (r4+2·r5)=
В данном случае моменты сил на водиле и 6 колесе имеют одинаковые направления и совпадают с направлением момента M1. Суммарный момент на выходном вале редуктора равняется :
Найденная величина общего момента сил на выходном вале редуктора равняется моменту сил на входном вале умноженному на передаточное отношение редуктора что говорит про отсутствие циркулирующих мощностей в редукторе.
Подставим числовые характеристики редуктора получим :
Mh6 = Mh+M6 = M1 · (4982+13421) = 18403 · M1
Чтобы построить графики основного и замыкающего контура найдем значения М2 М3 М4 и М5
M2 = M21 = F21 · r2 = = M1 · = 11 · M1 ;
M3 = M4 = F213 · r3 = F54 · r4 =
M5 = F54 · r5 = F321 · · r5 = F12 · = · M1 =
· M1 = M1 · = 471 · M1
Определение механического КПД редуктора
Механический КПД находятся по формуле :
где Р1 – мощность на входе редуктора РТ – мощность которая идет на трение в кинематических парах.
Мощность Рт состоит из мощности которая теряется в зацеплении зубчатых колес Ртз и мощности которая теряется в подшипниках
Для сателлитных механизмов мощность в зацеплении пары зубчатых колес равна произведению момента который передается колесом и угловой скорости этого колеса относительно водила. Для механизмов с неподвижными осями колес мощность в зацеплении пары колес равна произведению момента который передается колесом и угловой скорости этого колеса. Общая мощность потерь в зацеплении равна сумме мощностей потерь в каждой паре колес.
Таким образом мощность потерь в зацеплении равняется:
Ртз = М1· (1 – Н) · 3+М3 · (3 – Н) · 3+М4 · 4 · 4+М5· 5 · 5
где М1 М3 М4 М5 - моменты сил 12345 ; 3 – коэффициент потерь равный 001.
Потери в подшипниках не учитываем. Тогда механический КПД редуктора равен
= 1- 3 · (1- + · (++) =
= 1- 001 · (1- +398 · (++) = 0971
Расчет движения жесткого ротора ТАД
Рассматривается жесткий авиадвигателя который состоит из турбины с моментом инерции IT компрессора с моментом инерции IK редуктора с моментом инерции зубчатых колес приведенных к выходному валу Ip и передаточным отношением UP и винта с моментом инерции Iвин.
1. Решение задачи разгона ротора
При разгоне жесткого ротора на него действуют моменты сил сопротивления от винта Мвин. компрессора Мк и момент движущих сил от стартера Мр. В общем случае моменты сил на компрессоре и винте будут пропорциональны квадрату угловой скорости и равны номинальным значениям Мк.ном. и Мвин.ном. при достижении номинальной скорости
вращения о вин. ном. к. ном.:
Мвин = 005 · Мвин. ном. · ()2 ; UP = ; Мк = Мк.ном.. · ()2 ;
Т = к; Мр.ном. = 0 – номинальная угловая скорость турбины причем
Мвин.ном. = (Мт.ном. = Мк.ном.) · Up (4)
что выполняется при установившемся режиме работы.
Из условия равновесия кинетической энергий реального и условного механизмов определяем приведенный к валу турбины момент инерций ротора.
Ipr = It + IK + (Iвин.+ IP) · (5)
Приведенный к валу турбины момент сил определяется из условия равновесия мощностей моментов сил реального и условного механизмов.
Мpr = Mp.ном – Мк – Мвин. ·
Используя уравнение движения в дифференциальной форме имеем
= = · (Mр.ном. – (Мк.ном.- 005 · Мвин.ном. · ) · ()2)
Уравнение решается методом разделения переменных величин. При начальных условиях t=0 T =0 решение имеет следующий вид.
Максимальная скорость ротора будет max = 0 · a (8)
2. Решение задачи выбега ротора
При выбеге ротора на него действуют моменты сил сопротивления от винта и компрессора :
Мвин. = 005 · Uвин. ном. · ()2; Мк = Мк.ном. · ()2
Приведенный момент инерций ротора определяется по формуле (5) а приведенный к валу турбинный момент сил имеет вид
Mpr = - Mк – Мвин. · = - ( Mк.ном.+ 005 · Мвин.ном. · ) · ()2
Используя уравнение движения в дифференциальной форме имеем
= - · (Мк.ном. + 005 · ) · ()2
Уравнение решается методом подстановки при начальных условия t = 0 и Т = 0
3 Решение задачи установившегося движения ротора
При устойчивом режиме движения действуют движущие силы от турбины Мт компрессора Мк и винта Мвин.. Действующие моменты принимаются постоянными и равными номинальным значениям. Дополнительно на винт действует переменный момент величиной Мвин.· 01 · sin( · t) с частотой = 1 с-1. Приведенный момент инерции ротора определяется по формуле (5) а приведенный к валу момент сил имеет вид :
Используя уравнение движения в дифференциальной форме и считая что Ipr = const имеем :
= · ( Mт.ном. – Мк.ном. - · (1+01) · sin( · t))
Решив уравнение при начальных условиях t = 0 и т = 0 получим
T = 0 + · (cos( · t) – 1) (10)
4. Программа расчета движения жесткого ротора
Для расчета параметров движения жесткого ротора был применен MathCAD в который по полученным данным были построены графики.
Динамика жесткого ротора
Расчет геометрических размеров и качественных показателей зубчатого зацепления
По приведенным в таблице 2 исходным данным и в таблице 4 формулах определяются параметры зубчатых колес (угол профиля диаметры делительных основных вершин впадин и начальных окружностей шагов толщины зубьев и ширины впадин) и качественные показатели зацепления (коэффициент перекрытия и коэффициент удельных скольжений). Шаги толщины зубьев ширины впадин коэффициенты удельных скольжений определяются в зависимости от переменного диаметра dx в интервале между окружностями впадин и вершин зубьев. Профили зубьев и диаграммы удельных скольжений строятся по полученным результатам.
Таблица 4. - Формулы для расчетов геометрических параметров зубьев и качественных показателей внешнего зацепления
Диаметры делительных окружностей мм
Диаметры основных окружностей мм
db12 = m · z12 · cosα
Диаметры окружностей впадин мм
df12 = m · [z12 – 2 · (ha*+c*-X12)]
Диаметры окружностей вершин мм
da12 = m · [z12 + 2 · (ha* - X12)+(Z1+Z2) · ( - 1)]
Диаметры начальных окружностей мм
Шаг по делительной окружности мм
Коэффициент торцевого перекрытия
α = · [tgαa1- tgαw + U(tgαw+tgαa2)]
Шаг по основной окружности мм
Шаг по окружности диаметром dx мм
Толщина зуба по окружности диаметром dx мм
Sx12 =m · · [ +2x1.2 · tgα+Z12 · (invα – invαx12)
Ширина впадины по окружности диаметром dx мм
Коэффициент удельных скольжений по окружности диаметром dx мм
Где invα = tgα – α (α-в радианах)
Программа расчета зубчатого зацепления
Для расчетов геометрических параметров зубчатых колес и качественных показателей зацепления был применен MathCAD.
Расчеты внешнего зубчатого зацепления
В курсовом проекте было определенно передаточное отношение главного редуктора турбовинтового двигателя аналитическим энергетическим и графическим методами. Значения полученные при расчете аналитическим и энергетическим методами совпали точно в тоже время значение передаточного отношения полученного графическим методом незначительно отличается что связано с небольшой погрешностью при построении плана скоростей и измерении проекций скоростей на нем.
Далее была решена задача движения жесткого ротора. Динамика жесткого ротора состоит из трех режимов: разгона устойчивого движения и выбега. Используя полученные при решении данные были построены графики зависимости угловой скорости ротора от времени. Из зависимостей видно что разгон ротора происходит сравнительно медленно а его выбег в пять раз продолжительней разгона.
Также был проведен расчет зубчатого зацепления. В ходе этого расчета были определены основные геометрические параметры зубчатых передач авиационных двигателей и качественные показатели зацепления: коэффициент перекрытия характеризующий плавность работы зубчатой передачи и коэффициенты удельных скольжений которые дают оценку взаимному скольжению профилей зубьев и позволяют сделать вывод про износ профилей зубьев.
На основе этих расчетов были построены эвольвентные профили зубьев и построены диаграммы коэффициентов удельных скольжений.
Список использованных источников
Артобалевский И.И. Теория механизмов и машин. - М.: Наука 1988
Сухейли В.И. Авиационный турбовинтовой двигатель АИ-20М (серия 6).
- М.: Машиностроене 1977
Теория механизмов под. ред. Гавриленко В.А. - М.: Высшая школа 1973
Методичні вказівки до виконання контрольних робіт з теорімеханізмів
і машин для студентів заочного віддлення Укл.Ю.Ф.Коляда –
Запоріжжя: ЗНТУ 2005.-27с.
Методичні вказівки до виконання курсового проекту з теорії механізмів
і машин Розрахунок і проектування механізімв авіаційних
двигунів"Укл.: О.Ф.Коляда -Запоріжжя: ЗНТУ2004.-36с.

list3.dwg

(Verwendungsbereich)
(Modell- oder Gesenk-Nr)
Курсовой проект по ТММ
Задание 2А вариант 16
каф. ДМ и ПТМ Гр. М-100
Геометрический расчет и расчет качественных показателей передач внешнего зацепления
Коэффициент смещения
Коэффициент перекрытия
коэфф. высоты головки
коэфф. радиального зазора
Неравносмещенное внешние зубчатое зацепление
Диаграмма коэфициентов удельных скольжений

list2.dwg

Article No.Reference
Курсовой проект по ТММ
Задание 2А вариант 7
каф. ДМ и ПТМ Гр. М-100
Динамическое движение жесткого ротора
Установившийся режим
Расчет движения жесткого ротора ТВД АИ-20