南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 2发动机受力分析 由结构完整性计划看出,载荷与载荷谱的确定是实现计划的首要条件。 2.1载荷、载荷谱及其在结构设计中的作用 2.1.1静载荷是发动机结构静强度设计的基础 (1)设计准则:0≤σ。 (2)设计方法 确定载荷P的大小→求出应力→是否满足设计准则? 叶型设计提供面积A 2.1.2载荷谱是发动机结构疲劳寿命设计的基础 通俗地说,载荷谱即载荷随时间变化的历程。载荷谱硏究包括两个方面 (1)飞行任务剖面 随发动机的使用不同而不同。 (2)飞行任务混频 *载荷谱研究花费很大。 2.2作用在各零部件上负荷 2.2.1负荷类型(实际指“负荷的产生”) (1)气体力 气体对各零组件表面的作用(压)力 与气体接触的所有零件均有气体力 (2)质量负荷——具有质量(或点)的构件在力场(通常指速度矢量变化引起 的惯性力场)中受有的作用力 (3)温度负荷 因温度影响(受热不均或材料不同)而引起零组件本身或相互间的约束,从 而产生“内在”的作用力
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 2 发动机受力分析 由结构完整性计划看出，载荷与载荷谱的确定是实现计划的首要条件。 2.1 载荷、载荷谱及其在结构设计中的作用 2.1.1 静载荷是发动机结构静强度设计的基础 P P A A (1)设计准则: σ≤σs (2)设计方法 确定载荷 P 的大小→求出应力→是否满足设计准则？ ↑ 叶型设计提供面积 A 2.1.2 载荷谱是发动机结构疲劳寿命设计的基础 通俗地说，载荷谱即载荷随时间变化的历程。载荷谱研究包括两个方面： (1) 飞行任务剖面 随发动机的使用不同而不同。 (2)飞行任务混频 * 载荷谱研究花费很大。 2.2 作用在各零部件上负荷 2.2.1 负荷类型(实际指“负荷的产生”) (1)气体力 —— 气体对各零组件表面的作用(压)力。 与气体接触的所有零件均有气体力。 (2)质量负荷——具有质量(或点)的构件在力场(通常指速度矢量变化引起 的惯性力场)中受有的作用力。 (3) 温度负荷 因温度影响(受热不均或材料不同)而引起零组件本身或相互间的约束，从 而产生“内在”的作用力
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 (4)其它负荷 摩擦力、挤压力等 2.2.2负荷方向 上述负荷通常均以分布力(体力、面力)出现。实际使用中,可用合力或合 力矩表示,它们的方向有轴向、横向(径向)、切向之分。 2.2.3负荷传递性 (1)定义 传递性系指负荷沿给定物体(零组件、气体、液体)的传递过程。它们的传 递路线主要用于定性分析时的结构强度要求。(目的) (2)传递特点 a)处于平衡(静止)状态的传递路线呈“封闭式”。如果“封闭路线”位于 研究对象的范围内,那么它们的负荷则称为内在力;否则为外传力。 b)随着研究对象的范围划分和约束的位置变化,内在力和外传力要发生 相互转化。 (3)传递方式 a.不同零组件间必须要有承压面—传递压力 传递摩擦力(剪切力) 举例:两个用螺栓连接在一起的机匣,受拉和受压时承压面的不同 b)同一零件本身T取决于作用力与约束间的相对位置 L单向应力按流线比拟(注意圣维南原理模糊区)
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 (4) 其它负荷 摩擦力、挤压力等。 2.2.2 负荷方向 上述负荷通常均以分布力(体力、面力)出现。实际使用中，可用合力或合 力矩表示，它们的方向有轴向、横向（径向）、切向之分。 2.2.3 负荷传递性 (1) 定义 传递性系指负荷沿给定物体(零组件、气体、液体)的传递过程。它们的传 递路线主要用于定性分析时的结构强度要求。(目的) (2) 传递特点 a) 处于平衡(静止)状态的传递路线呈“封闭式”。如果“封闭路线”位于 研究对象的范围内，那么它们的负荷则称为内在力；否则为外传力。 b) 随着研究对象的范围划分和约束的位置变化, 内在力和外传力要发生 相互转化。 (3) 传递方式 a.不同零组件间必须要有承压面┬─ 传递压力 └─ 传递摩擦力(剪切力) 举例：两个用螺栓连接在一起的机匣，受拉和受压时承压面的不同。 b)同一零件本身┬ 取决于作用力与约束间的相对位置 └ 单向应力按流线比拟(注意圣维南原理模糊区)
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 (3)发动机中载荷的传递方式 a.在零件或组件中相互抵消而不传递出去。 如:离心力、轮盘的热应力 b.有些虽然传递给相邻的组件或零件,但在发动机内部抵消不传给飞机 如:部分轴向力或扭矩 c.有些则通过相邻零件传递,最后传到飞机上去。 如:大部分的轴向力及惯性力 2.2.4负荷引起的失效模式 机械构件的失效模式是多样化的(含不确定性),主要取决于负荷引起的应 力变化与性质,而不是仅仅取决于应力的分布和水平 负荷大小与其变化规律统称为“谱”。 r静强度、静刚度 不同载荷谱(或应力谱)十动强度(疲劳)、动刚度十引起不同失效模式 断裂强度(裂纹扩展) 2.3气体力计算 2.3.1动量定律 在定常流动中,管内流体在单位时间流出的动量与流入的动量之差,等于 作用在管内流体上的体积力与表面力的矢量和。 mv:-mo=R体+R面 把面力分为两部分:(1)管壁反力R和截面0-0、1-1处管外流体压力 因此 R。=(mⅴ,-mⅴ0)+(-R体-R) 管内流体作用于管壁的压力为R壁,等于-R壁,即 R壁=一R壁=(mvo-mv1)+(R体+R 对于气体:R体=0,因此 Rg=R壁=( mv orma1)+R截
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 (3)发动机中载荷的传递方式 a.在零件或组件中相互抵消而不传递出去。 如：离心力、轮盘的热应力 b.有些虽然传递给相邻的组件或零件，但在发动机内部抵消不传给飞机。 如：部分轴向力或扭矩 c.有些则通过相邻零件传递，最后传到飞机上去。 如：大部分的轴向力及惯性力 ２.2.４ 负荷引起的失效模式 机械构件的失效模式是多样化的(含不确定性)，主要取决于负荷引起的应 力变化与性质，而不是仅仅取决于应力的分布和水平。 负荷大小与其变化规律统称为“谱”。 ┌ 静强度 、 静刚度 ─┐ 不同载荷谱(或应力谱) ┼ 动强度(疲劳)、 动刚度┼引起不同失效模式 └ 断裂强度(裂纹扩展) ─┘ 2．3 气体力计算 2．3．1 动量定律 在定常流动中，管内流体在单位时间流出的动量与流入的动量之差，等于 作用在管内流体上的体积力与表面力的矢量和。 m v 1-m v 0=R 体+R 面 把面力分为两部分：（1）管壁反力R 壁和截面 0-0、1-1 处管外流体压力R 截，因此： R 壁=（m v 1-m v 0）+（-R 体-R 截） 管内流体作用于管壁的压力为 / R 壁，等于-R 壁，即 / R 壁=-R 壁=（m v 0-m v 1）+（R 体+R 截） 对于气体：R 体=0，因此： / R 壁=-R 壁=（m v 0-m v 1）+ R 截
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 2.3.2直管通道 设定图示为正方向“+”,R壁为壁面对气体的作用力(为“+”方向),由动 量定理可得, mc1mc=PFo-P1F1+R壁 =mci-mCo-PoFo+PF=(mc,+PF)-(mco-PoFo 作用于内壁表面的气体力R垂为 Rs=-Ra=-[(mcI+PIF,)-(mco-PoFo)] 出口≥进口(试证明!) 结论: (1)管壁受有的气体力仅与进出口参数有关 (2)截面气体力=该截面气体的动、静压之和。 (3)直管气体力等于进出口的截面气体力代数和 (4)直管气体力恒指向收敛方向。(式子中的“-”表示) 推论: 弯管气体力的大小和方向是进出口截面气体力的矢量和(方向恒指离心方 向)。 直观解释: 思考题 (1)收敛喷管的受力向后,问去掉喷管后发动机推力是不是就要加大? (2)加力后加力燃烧室前的气流参数不变,那么发动机的推力为什么增大? 2.3.2叶栅通道 对于压气机而言:(下标z 转子,下标j一静子)
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 ２.3.2 直管通道 设定图示为正方向“+”， R壁 为壁面对气体的作用力(为“+”方向)，由动 量定理可得， mc1-mc0=P0F0-P1F1+R壁 R壁=mc1-mc0-P0F0+P1F1=(mc1+P1F1)-(mc0+P0F0) 作用于内壁表面的气体力R/ 壁为 R/ 壁＝- R壁= - [(mc1+P1F1) - (mc0+P0F0)] └───┘ └───┘ 出口 ≥ 进口 （试证明！） 结论： (1)管壁受有的气体力仅与进出口参数有关。 (2)截面气体力＝该截面气体的动、静压之和。 (3)直管气体力等于进出口的截面气体力代数和。 (4)直管气体力恒指向收敛方向。（式子中的“-”表示） 推论： 弯管气体力的大小和方向是进出口截面气体力的矢量和(方向恒指离心方 向)。 直观解释： 思考题： (1)收敛喷管的受力向后，问去掉喷管后发动机推力是不是就要加大？ (2)加力后加力燃烧室前的气流参数不变，那么发动机的推力为什么增大？ ２.3.２ 叶栅通道 对于压气机而言：（下标 z———转子，下标 j——静子）
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 轴向(下标0) P0=m(c2-c1)+p2F2-pF1 (向前) Pio=m(c 3a-c2)+p3F3-p2F2 (向后) 切向(下标t) Pa=m( auc (与转向相反) (与转向相同) 对于涡轮而言:(内容雷同,从略) 叶栅受力特点: 压气机:动叶T轴力与流向相反(向前) 切力与转向相反 静叶τ轴力与流向相反(向前) 切力与转向相同(逆于动叶) 涡轮:动叶τ轴力与流向相同(向后) L切力与转向相同 静叶τ轴力同于动叶(向后) 切力与转向相反(逆于动叶) 2.3.3涡轮转子轴向力计算 (1)叶片上的气体力 P=m (c zci+p2F2-pF,so (实际为负值,即向后) (2)盘前密封齿以外的气体力 P2=I(d2-d3)pa/4 (3)盘前密封齿以外的气体力 P3=I dip/4 (4)盘后端面的气体力 P= I d/ 总的轴向气体力为: P1=P1-P2-P3+P4 (实际为负值,即向后) *转子受力特点 1)部件轴力是气体对所有外表面的作用力的轴向分量代数和 2)多级转子轴力应是各级外表面气体轴力的代数和。 2.3.4典型发动机的气体轴力分布 (1)轴力分布特点
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 轴向（下标 0） Pz0=ｍ(ｃ2a-ｃ1a)+ｐ2F2-ｐ1F1 （向前） Pj0=ｍ(ｃ3a-ｃ2a)+ｐ3F3-ｐ2F2 （向后） 切向（下标 t） Pzt=ｍ(ｃ2u-ｃ1u) （与转向相反） Pjt=ｍ(ｃ3u-ｃ2u) （与转向相同） 对于涡轮而言：(内容雷同，从略) 叶栅受力特点： 压气机：动叶┬ 轴力与流向相反(向前) └ 切力与转向相反 静叶┬ 轴力与流向相反(向前) └ 切力与转向相同(逆于动叶) 涡 轮：动叶┬ 轴力与流向相同(向后) └ 切力与转向相同 静叶┬ 轴力同于动叶 （向后） └ 切力与转向相反(逆于动叶) ２.3.３ 涡轮转子轴向力计算 (1)叶片上的气体力 P1＝ｍg(ｃ2a-ｃ1a)＋ｐ2F2－ｐ1F1 ≤0 (实际为负值，即向后) (2)盘前密封齿以外的气体力 P2＝π(ｄ2 2 －ｄ3 2 )ｐa /4 (3)盘前密封齿以外的气体力 P3＝πｄ3 2 ｐb/4 (4)盘后端面的气体力 P4＝πｄ2 2 ｐc/4 总的轴向气体力为： Ptz＝P1－P2－P3＋P4 (实际为负值，即向后) * 转子受力特点： 1) 部件轴力是气体对所有外表面的作用力的轴向分量代数和； 2) 多级转子轴力应是各级外表面气体轴力的代数和。 ２.3.４ 典型发动机的气体轴力分布 (1) 轴力分布特点：
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 a.推力是发动机所有部件气体轴力(通过传递后)的代数和。 气体轴力通常以扩压器为界,前者向前,后者向后。承力壳体以受拉为主。如 果出现受压则应有局部加强措施。 b.飞行状态变→轴力分布变→推力变(以加力状态为例) c.径向止推轴承是转子轴力传出(向静子)的必经之路。 可见,发动机的主轴承是转子向静子传力的关键件(不仅支撑,还要传力) 径向止推轴承尤其显得重要。 (2)卸荷 目的:适当减小径向止推轴承的轴向负荷,以保证其可靠工作。 措施 1)后腔(B腔)减压到0.13-0.16Ma,则压气机转子由[+52000降至 (+29000),而轴承机匣相应由[-20100]增至(+2900dan); 2)前腔(A腔)增压,使压气机转子由(29000降至25400dan,而前机匣则 由(-100增至3500dan; 3)压气机(OK)与涡轮(TY转子相连(共轴).25400-23100=2300dan. 压气机压气机「燃烧室进气锥|轴承涡轮涡轮「尾喷管推力 转子静子 机匣转子静子 卸荷前+5200046500+12500-100-20100-23100-12700-630+8700 通大气 +2900 +8700 +25400 +3500 通大 +8700 原理:卸荷的实质是利用各部件气体轴力的重新分配,实现减小整个转子 的外传轴力(通过径向止推轴承传出)。故而对推力无影响。 注意:每套径向止推轴承允许承受的轴力控制在1000dan左右,过小会引 起反向冲击与滚动表面蹭伤。 2.4气体力作用于组合件上的扭矩 (气体的动量矩方程) 2.4.1涡轮 (1)静子 涡轮静子作用于气流的扭矩为 M1′=m2(cur-caro 通常涡轮为轴向进气,即ca=0,则 根据反作用力原理,气流给静子的扭矩为
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 a.推力是发动机所有部件气体轴力(通过传递后)的代数和。 气体轴力通常以扩压器为界，前者向前，后者向后。承力壳体以受拉为主。如 果出现受压则应有局部加强措施。 b.飞行状态变→轴力分布变→推力变 (以加力状态为例) c.径向止推轴承是转子轴力传出(向静子)的必经之路。 可见，发动机的主轴承是转子向静子传力的关键件(不仅支撑，还要传力)， 径向止推轴承尤其显得重要。 (2) 卸荷： 目的：适当减小径向止推轴承的轴向负荷，以保证其可靠工作。 措施： 1) 后腔(B 腔)减压到 0.13--0.16 MPa，则压气机转子由[+52000]降至 (+29000)，而轴承机匣相应由[-20100]增至(+2900 dan)； 2) 前腔(A 腔)增压，使压气机转子由(29000)降至 25400dan，而前机匣则 由(-100)增至 3500 dan； 3) 压气机(OK)与涡轮(TY)转子相连(共轴).25400-23100=2300 dan. 压气机 转 子 压气机 静 子 燃烧室 进气锥 轴 承 机 匣 涡 轮 转 子 涡 轮 静 子 尾喷管 推 力 卸荷前 +52000 +6500 +12500 -100 -20100 -23100 -12700 -6300 +8700 B 腔 通大气 +29000 +2900 +8700 A 腔 通大气 +25400 +3500 +8700 原理：卸荷的实质是利用各部件气体轴力的重新分配，实现减小整个转子 的外传轴力 (通过径向止推轴承传出)。故而对推力无影响。 注意：每套径向止推轴承允许承受的轴力控制在 1000 dan 左右，过小会引 起反向冲击与滚动表面蹭伤。 2.4 气体力作用于组合件上的扭矩 （气体的动量矩方程） 2.4.1 涡轮 (1)静子 涡轮静子作用于气流的扭矩为 Mtj’=mg(c1ur1-c0ur0) 通常涡轮为轴向进气，即c0u=0,则 Mtj’=mgc1ur1 根据反作用力原理，气流给静子的扭矩为
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 M=-M1′=m2C1r (2)转子 涡轮转子作用于气流的扭矩为 由于涡轮出口气流的方向一般接近轴向,可认为c2=0,则 M2′=-m2Clr1 根据反作用力原理,气流给转子的扭矩为 M2=M12′=mclr 因此, M=-M2 即涡轮转子与涡轮静子所承受的扭矩大小相等,方向相反。 2.4.2压气机 从整个压气机来说,进、出口气流均为轴向, 故无动量矩变化,也就是作用于整个压气机的扭矩为零。这就说明作用于各级 静子叶片扭矩总和的大小等于作用于各级转子叶片的扭矩总和,但方向相反, Me=-Mea 2.4.3WP发动机 略去机械损失,不计传动附件的扭矩,那么发动机在稳定工作状态下,涡 轮转子的扭矩大约等于压气机转子的反扭矩, Me =-Miz 因此 M 思考题:(1)发动机在非稳定状态下,扭矩关系如何? (2)将发动机看成整体,根据其进出口气流的方向,运用动量 矩定律分析其扭矩关系 2.4.4WJ发动机 因为M2+M2=M2 所以M=MM2≥0 这样M≠M3 M3≥|M 发动机承受的总的扭矩也不为零,剩余的扭矩通过安装节传递到飞机上
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 Mtj=- Mtj’=- mgc1ur1 (2)转子 涡轮转子作用于气流的扭矩为 Mtz’=mg(c2ur2-c1ur1) 由于涡轮出口气流的方向一般接近轴向，可认为c2u=0，则 Mtz’=-mgc1ur1 根据反作用力原理，气流给转子的扭矩为 Mtz=-Mtz’=mgc1ur1 因此， Mtj= -Mtz 即涡轮转子与涡轮静子所承受的扭矩大小相等，方向相反。 2.4.2 压气机 从整个压气机来说，进、出口气流均为轴向， c1u=c2u=0 故无动量矩变化，也就是作用于整个压气机的扭矩为零。这就说明作用于各级 静子叶片扭矩总和的大小等于作用于各级转子叶片的扭矩总和，但方向相反， Mcj=-Mcz 2.4.3 WP 发动机 略去机械损失，不计传动附件的扭矩，那么发动机在稳定工作状态下，涡 轮转子的扭矩大约等于压气机转子的反扭矩， McZ=-MtZ 因此 Mcj= -Mtj 思考题：（1）发动机在非稳定状态下，扭矩关系如何？ （2）将发动机看成整体，根据其进出口气流的方向，运用动量 矩定律分析其扭矩关系。 2.4.4 WJ 发动机 因为 Mcz+M桨=-Mtz 所以 M桨=-Mtz-Mcz ≥ 0 这样 Mtj≠Mcj | Mtj|≥|Mcj| 发动机承受的总的扭矩也不为零，剩余的扭矩通过安装节传递到飞机上
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 其数值大约等于螺旋桨的扭矩。 思考题:若通过减速器带动螺旋桨,减速比为I,则扭矩如何变化? 2.5机动飞行时的惯性力与惯性力矩 飞机作不等速直线或曲线飞行,在发动机上产生惯性里力或惯性力矩。 2.5.1惯性力 转子的惯性离心力为 P=mR Q=wRQ=nW 式中W——重量,R—飞行轨迹的曲率半径; R2—过载系数,表示发动机、飞机零部件的质量惯性力是 其重量的n倍。 歼击机7~8,最大10;轰炸机最大3 例:(1)电梯上的过载; (2)汽车上、下坡 (3)飞行员训练的旋转装置; (4)新百门口的“挑战者”号模拟器。 2.5.2惯性力矩(着重讨论陀螺现象) (1)定义 高速旋转的物体的自转轴被迫改变方向,就会产生陀螺力矩,出现陀螺效 应。陀螺对外力矩的施力体的反作用力矩称为陀螺力矩(或回转力矩)。(实质 是转子上各质点受有哥氏惯性力的合力矩。)与陀螺相关的效应称为陀螺效应 (或回转效应)。 Joo 大小:|M|= Jos o sin(o,9) 方向:(右手定则) 式中J—转子对旋转轴转动惯量(J。=∑皿2) o——转子旋转角速度,g—飞机转弯角速度 当(o,Ω2)=90°时,sin(o,9)=1
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 其数值大约等于螺旋桨的扭矩。 思考题：若通过减速器带动螺旋桨，减速比为 I，则扭矩如何变化？ 2.5 机动飞行时的惯性力与惯性力矩 飞机作不等速直线或曲线飞行，在发动机上产生惯性里力或惯性力矩。 ２.5.１ 惯性力 转子的惯性离心力为 Pj=mRΩ2 = g w RΩ2 =nW 式中 W——重量，R——飞行轨迹的曲率半径； n= g R 2 Ω ——过载系数，表示发动机、飞机零部件的质量惯性力是 其重量的 n 倍。 歼击机 7~8，最大 10；轰炸机最大 3。 例：（1）电梯上的过载； （2）汽车上、下坡； （3）飞行员训练的旋转装置； （4）新百门口的“挑战者”号模拟器。 ２.5.２ 惯性力矩 (着重讨论陀螺现象) (1)定义 高速旋转的物体的自转轴被迫改变方向，就会产生陀螺力矩，出现陀螺效 应。陀螺对外力矩的施力体的反作用力矩称为陀螺力矩（或回转力矩）。（实质 是转子上各质点受有哥氏惯性力的合力矩。）与陀螺相关的效应称为陀螺效应 （或回转效应）。 MG = J 0ω× Ω 大小：|MG|=J0ωΩsin(ω,Ω ) 方向：（右手定则）； 式中 J0——转子对旋转轴转动惯量（J0=∑mr2 ） ω——转子旋转角速度 ，Ω ——飞机转弯角速度 当(ω,Ω )=90°时，sin(ω,Ω )=1
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 陀螺力矩不是作用在转子上,而是作用在静子机匣上(通过轴承)。 ●在大多数情况下,飞机做机动飞行时,发动机上所有转动零件在飞机 做机动飞行时都存在陀螺力矩。 (2)危害 a.转子受交变载荷,而出现低周疲劳损坏。 b.飞机操纵困难
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 z 陀螺力矩不是作用在转子上，而是作用在静子机匣上（通过轴承）。 z 在大多数情况下，飞机做机动飞行时，发动机上所有转动零件在飞机 做机动飞行时都存在陀螺力矩。 （2）危害 a.转子受交变载荷，而出现低周疲劳损坏。 b.飞机操纵困难
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 2.6静子的承力系统 2.6.1承力系统定义和要求 *典型引例:人体骨架(站立与双杆运动)、高层建筑笼形电梯的盒式垂井。 1)定义: 在发动机静子中,向安装节(支承点)传递负荷的由构件组成的主干路线称 为承力系统(又称传力方案)。 主干构件主要由承力壳体、承力框架(穿过气流通道)以及安装节组成 (2)设计要求: 1)在满足承受负荷(强度要求)与保证足够刚性(影响性能)的前提下,力求 简单、轻。 2)注意温度与受力对变形带来的影响。 3)装拆与维护方便。 Ex:用双层机匣构成承力壳体,可防止性能衰退:T外层一传递负荷 内层一构成通道 2.6.2单转子传力方案 *安装节有主、辅之分。 *主干路线取决于静子结构方案、转子支承形式与安装节位置 (1)内传力方案 使用维护方便(适合于单管KC);转子支承负荷由低温框架传出:刚性弱 (早期采用) (2)外传力方案(常用于涡轮后支承) 刚性好、轻(充分利用静子承力构件);涡轮支承必须由高温框架传出,困 难较多,应注意框架与后支承的隔热 (3)内外混合传力方案 刚性好(盒形结构);应合理设置热补偿结构(削弱局部刚性与选材)。 (4)内外平行传力方案 热应力小(适于涡轮前支承传力,而又不穿过高温区):涡轮转子径向间隙 均匀化受影响 2.6.3风扇发动机传力方案特点 (1)内函部分类同于单转子; (2)内函轴向传力汇聚点前移,而横向传力分前后两汇聚点(视辅助安装 节而定)。 由于内函承力壳体受弯大、压比高、KC小,故而趋于外传力 2.6.4安装节基本结构特点
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 2.6 静子的承力系统 2.6.1 承力系统定义和要求 * 典型引例：人体骨架 (站立与双杆运动)、高层建筑笼形电梯的盒式垂井。 (1) 定义： 在发动机静子中，向安装节(支承点)传递负荷的由构件组成的主干路线称 为承力系统(又称传力方案)。 主干构件主要由承力壳体、承力框架(穿过气流通道)以及安装节组成。 (2) 设计要求： 1)在满足承受负荷(强度要求)与保证足够刚性(影响性能)的前提下，力求 简单、轻。 2)注意温度与受力对变形带来的影响。 3)装拆与维护方便。 Ex：用双层机匣构成承力壳体，可防止性能衰退：┬ 外层─ 传递负荷 └ 内层─ 构成通道。 2.6.2 单转子传力方案 * 安装节有主、辅之分。 * 主干路线取决于静子结构方案、转子支承形式与安装节位置。 (1) 内传力方案 使用维护方便(适合于单管 KC)；转子支承负荷由低温框架传出；刚性弱 (早期采用) (2) 外传力方案 (常用于涡轮后支承) 刚性好、轻(充分利用静子承力构件)；涡轮支承必须由高温框架传出，困 难较多，应注意框架与后支承的隔热 (3) 内外混合传力方案 刚性好(盒形结构)；应合理设置热补偿结构(削弱局部刚性与选材)。 (4) 内外平行传力方案 热应力小(适于涡轮前支承传力，而又不穿过高温区)；涡轮转子径向间隙 均匀化受影响 2.6.3 风扇发动机传力方案特点 (1) 内函部分类同于单转子； (2) 内函轴向传力汇聚点前移，而横向传力分前后两汇聚点( 视辅助安装 节而定)。 由于内函承力壳体受弯大、压比高、KC 小，故而趋于外传力。 2.6.4 安装节基本结构特点