CC BY
30
Секция «Проектирование машин и робототехника»
Библиографические ссылки
1. Федеральное космическое агентство космические войска министерства обороны Российской Федерации: Межведомственный перечень приоритетных направлений развития науки, технологий и техники, критических технологий, реализуемых в ракетно-космической промышленности в интересах создания перспективных космических средств различного целевого назначения на 2008-2012 годы.
2. Арзамасов Б. Н., Брострем В. А., Буше Н. А.
[и др.]. Конструкционные материалы : справ. М. : Машиностроение, 1990.
3. : Костржицкий А. И., Карпов В. Ф., Кабан-ченко М. П., Соловьева О. Н. Справочник оператора установок по нанесению покрытий в вакууме. М. : Машиностроение, 1991.
4. Журавлев А. В., Иванов В. М., Дубинин Г. В. Устройство для нанесения на внутреннюю поверхность цилиндрических изделий. А. с. 1543873 СССР, МКИ С 23 С 14/34.
© Бирюков А. А., Сапожников В. Г., 2010
УДК 621.452.32
М. Ю. Вавин, А. Ю. Тисарев Научный руководитель - А. С. Виноградов Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева, Самара
РАЗРАБОТКА АЛГОРИТМА ПРОЕКТИРОВАНИЯ УПЛОТНЕНИЯ В СОСТАВЕ ВОЗДУШНЫХ СИСТЕМ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Разработан алгоритм, позволяющий проектировать уплотнения в системе внутреннего воздухоснаб-жения авиационного двигателя и энергетической установки. Алгоритм связывает результаты расчета коэффициентов конвективной теплоотдачи в зависимости от параметров потока с расчетом силовых и температурных деформаций с помощью программного комплекса на основе метода конечных элементов.
Развитие газотурбинных двигателей связано, прежде всего, с увеличением параметров цикла. Однако достигнутые параметры цикла современных двигателей близки своим предельным значениям и повышение эффективности АД и ЭУ связано с совершенствованием отдельных элементов конструкции [1; 2]. Именно поэтому необходимо обратить внимание на другие элементы двигателя, среди которых следует особо выделить уплотнения газовоздушного тракта двигателя и опор.
При проектировании системы внутреннего воз-духоснабжения газотурбинного двигателя и системы охлаждения турбины как наиболее сложной ее части, как правило, рассматривается несколько различных вариантов конструктивного исполнения. После компоновки каждого из таких вариантов нужно оценить параметры системы охлаждения и выбрать наиболее приемлемый ее вариант. В качестве критерия оценки качества системы выступает выполнение требований технического задания по охлаждению деталей горячей части, уровень утечек охлаждающего воздуха в тракт, расход охлаждающего воздуха, и другие.
Такой подход приводит к возникновению необходимости решения обратной задачи: по известной геометрии каналов и значениям газодинамических параметров (как правило - давления и температуры) необходимо определить параметры потоков по всей сети. При этом расчет должен учитывать влияние подогрева потока, поскольку температуры элементов системы обладают значительной неравномерностью.
Метод расчета основан на представлении системы охлаждения в виде графа, из которого выделяются базисные хорды и строится минимальное дерево [3]. Математическая модель описывается соотношениями, вытекающими из законов Кирхгофа, и замыкающим соотношением, характеризующим взаимосвязь между напором, гидравлическим сопротивлением и расходом в ветвях графа. В результате ряда преобразований получается система уравнений относительно приращений на хордах графа. Количество уравнений равно числу линейно независимых контуров, благодаря чему существенно сокращается время расчета. Расчет выполняется методом последовательных приближений с учетом подогрева воздуха в каналах системы охлаждения.
Расчет параметров системы воздухоснабжения можно разделить на несколько этапов:
1. Формирование модели системы охлаждения, определение геометрических параметров элементов системы.
2. Задание граничных условий для свободных узлов (давление и температура).
3. Задание температур стенок каналов для учета подогрева воздуха.
4. Расчет системы.
5. Анализ результатов расчета.
Необходимо указать среднюю температуру стенок каналов. Как правило, на этапе проектирования системы эти значения не известны. Поэтому задача должна решаться методом последовательных приближений (рисунок). В первом приближении температуры задаются по данным прототипа или из опыта
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
проектирования систем охлаждения. Для поверочных расчетов, как правило, одного приближения по температурам стенок каналов бывает достаточно. Если же целью расчета является точное определение параметров потока в цепи системы воздухоснабже-ния, то число итераций должно быть увеличено.
Температура, стенок 8 первом приближении fro прототипу)
температура стенок э новом приближении
Расчет в программе ХПИ
Результаты расчета гидравлики (а, Т J
4 ЛшйсЬ
уточнение геометрии (изменение площадей
канал оз)
Структурный расчет п ANSYS
Заданная точность достигнута
Окончательный результат расчета системы
Схема итерационного расчета
Данный алгоритм позволяет решать следующие задачи:
- исследование изменения радиального зазора и расходных характеристик уплотнения на режимах с использованием ANSYS;
- исследование теплового состояния двигателя;
- сравнение эффективности работы лабиринтного и малорасходного уплотнения в воздушной системе двигателя;
- исследование влияния геометрии уплотнения на его расходные характеристики с использованием Fluent .
С помощью алгоритма были рассчитаны уплотнения в составе двигателей НК-93 и GE90 и, кроме того, была проведена оптимизация геометрии уплотнения нагнетателя 370-14-1 с целью получения заданных расходных характеристик.
Библиографические ссылки
1. Кузнецов Н. Д., Данильченко В. П., Резник В. Е. Управление радиальными зазорами в турбокомпрессорах авиационных ГТД : учеб. пособие для вузов. Самара : Самар. авиац. инт, 1991.
2. Локай, В. И. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. М. : Машиностроение, 1979.
3. Грязнов Н. Д., Епифанов В. М., Иванов В. Л., Манушин Э. А. Теплообменные устройства газотурбинных и комбинированных установок : учеб. пособие для вузов. М. : Машиностроение, 1985.
© Вавин М. Ю., Тисарев А. Ю., Виноградов А. С., 2010
УДК 621.9.02
А. В. Доброва Научный руководитель - А. Г. Ермолович Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КИНЕМАТИЧЕСКОЙ СХЕМЫ СТАНКА ДЛЯ ФРЕЗЕРОВАНИЯ ПЛОСКИХ ПЛИТ ВИНТОВЫМИ ФРЕЗАМИ С МЕХАНИЧЕСКИМ КРЕПЛЕНИЕМ НОЖЕЙ
Приводятся результаты исследования процесса стружкообразования при сложном фрезеровании прямолинейных поверхностей композиционных плит винтовыми фрезами с механическим креплением ножей.
Цилиндрические фрезы с винтовым зубом используемые в обработки композиционных материалов обеспечивают равномерность фрезерования поверхности и малую шероховатость. Материал фрез сталь Р6, Р18 обеспечивает небольшую стойкость фрезы в результате чего их применение ограничено.
Работы в направлении увеличения стойкости привели к созданию винтовых фрез для композиционных материалов с новыми технологическими характеристиками [1]:
1. Механическое крепление ножей.
2. Применение ножей заточенных с четырех сторон, что во столько же раз увеличивает их срок эксплуатации.
3. Применение легких сплавов при изготовлении корпусов фрез, обеспечивающих снижение нагрузки не подшипниковые узлы шпинделей.
Увеличение стойкости работы фрез при резании плит с повышенной абразивностью, МДФ, ДСП возможно при нанесении на режущие грани поликристаллического алмаза (РСД), что в 50 раз сокращает срок службы между точками в сравнении с режущими кромками из твердого сплава. Однако применение поликристаллического алмаза дорогостоящие мероприятие, требующее специального оборудования для переточки и пока не нашло широкого применения [2].
