Статическая прочность рабочих лопаток и дисков компрессоров и турбин ГТД. Кузменко М.Л - 5 стр.

                                                                               5

      – лопатку рассматривают как консольную балку, жестко заделанную в
ободе диска;
      – напряжения определяют по каждому виду деформации отдельно, а за-
тем алгебраически суммируют (для сильно закрученных лопаток это допуще-
ние является не совсем корректным);
      – температуру в каждом рассматриваемом сечении пера лопатки считают
одинаковой, т. е. температурные напряжения в сечениях отсутствуют;
      – лопатку считают жесткой, деформацией (отклонением от оси пера под
действием сил и моментов) пренебрегают;
      – предполагают, что деформации лопатки протекают в упругой зоне, то
есть напряжения в пере лопатки не превышают предела пропорциональности;
      – температура лопатки турбины изменяется только по длине пера, рост
температуры приводит к снижению механических свойств материала.
      Цель расчета пера лопатки на статическую прочность – определение на-
пряжений и запасов прочности в различных сечениях по длине пера лопатки.
      Напряжения в рабочих лопатках компрессоров и турбин определяются
для эксплуатационных режимов, являющихся наиболее нагруженными с точки
зрения прочности. Величины сил, возникающих в рабочей лопатке, зависят от
частоты вращения ротора, скорости и высоты полета летательного аппарата и
от действующей на лопатку температуры воздуха или газа.
      К основным расчетным режимам при оценке прочности рабочих лопаток
компрессоров и турбин относятся следующие:

      1. Максимальный взлетный (максимальный стендовый) режим при
H полета = 0, Vполета = 0, n ротора = nmax . В этом случае максимального значе-
ния достигают растягивающая центробежная сила и изгибающий момент от
центробежной силы ( PЦ = max, М Ц = max ). Газодинамические нагрузки
PГ и М Г имеют некоторые средние значения.
      2. Режим максимального расхода воздуха через двигатель
H полета = 0, V полета = max, n ротора = n max (полет на минимальной высоте
с максимальной скоростью при температуре воздуха на входе в двигатель
– 60 °С). В этом случае моменты от газодинамических и центробежных сил
имеют максимальные значения ( PЦ = max, М Ц = max, PГ = max, М Г = max ).
      3.      Режим     наименьшего      расхода     воздуха   через   двигатель
H полета   = max, Vполета = min, n ротора = n max (высотный режим – полет на мак-
симальной высоте с минимально возможной эволютивной скоростью). На этом
режиме центробежная сила и момент от центробежной силы будут макси-
мальными ( PЦ = max, М Ц = max ), а газовые силы и моменты от газовых сил –