На главную

Решебник методичек Тарга С.М. 1988, 1989, 1983 и 1982 годов по теоретической механике для студентов-заочников.

Статья по теме: Авиационного двигателя

Предметная область: материаловедение, композиционные материалы, металлы, стали, покрытия, деформации, обработка

Скачать полный текст

Для примера на рис. 1 приведены режим изменения мощности судовой газотурбинной установки [49] и программа ускоренных испытаний транспортного авиационного двигателя [53], Можно видеть, что судовой газотурбинный двигатель имеет сравнительно частую смену нагрузки и длительные стационарные периоды при относительно высоких уровнях нагрузки. В режиме работы транспортного авиационного газотурбинного двигателя, о характере которого дает вполне определенное представление двухчасовая программа ускоренных эквивалентных испытаний (рис. 1,6), нестационарные этапы также часто чередуются со стационарными, причем уровень нагруженности на вторых режимах достигает существенно больших величин, чем в судовой установке, а общая продолжительность их также весьма значительна.[3, С.5]

Все перечисленные факторы обусловливают температурный порог, выше которого материал использован быть не может. Смещение температурного порога позволяет повысить эксплуатационные характеристики, например тягу авиационного двигателя.[2, С.155]

Двигатель АЛ-31Ф "требователен" к технологическим процессам изготовления и к допускам на размеры деталей, что, в свою очередь, потребовало значительного технического перевооружения производства, особенно внедрения новых технологий в литейном производстве. Задача освоения технологии изготовления новой конструкции авиационного двигателя АЛ-31Ф потребовала новых конструкций охлаждаемых лопаток. Методом литья на ОАО "УМ-ПО" внедрялись рабочие турбинные лопатки без припуска по перу конструкции "штырковой" (на первом этапе 1980 - 1985 гг.) и с циклонно-вихревой системой охлаждения (на втором этапе 1980 -1990 гг.). Конструкции их показаны на рис. 114. Наиболее сложная последняя конструкция с многочисленными перемычками с тонкими ребрами. Она имеет 19 охлаждаемых каналов, расположенных по углом 30° к оси лопатки, пятнадцатью перемычками и десятью отверстиями диаметром 0,85 - 0,95 мм, а длина отливки 150 мм, что значительно усложнило задачу изготовления керамических стержней по сравнению с отливкой первого варианта (см. рис. 204).[1, С.446]

Фирмой AVCO Everett разработан также процесс лазерного упрочнения внутренней поверхности детали авиационного двигателя — цилиндра диаметром 130 мм и длиной 160 мм.[4, С.114]

Методом пластической деформации металла на станке фирмы «Гроб» производят накатку в холодном состоянии соосных шлицев на обоих концах тракторных валов, рулевой колонки автомобиля и зубьев шестерен авиационного двигателя. За один цикл продолжительностью 40 сек накатывается 16 прямоугольных шлицев. Ежегодные затраты на инструмент составляют всего лишь 1/4 расходов,[5, С.79]

Требования, предъявляемые новыми конструкциями. На рис. 1.10 представлены данные о верхних пределах запаса длительной прочности у трех основных классов сплавов на фоне тех величин, которые диктуются (конечно, в обобщенном виде) конструкцией для дисков авиационного двигателя, вращающихся лопаток и стационарных направляющих лопаток сопла. Суперсплавы, используемые в этих деталях турбин работают в наиболее тяжелых условиях.[7, С.35]

Необходимо отметить, что с точки зрения механической прочности деталей наклеп не всегда является вредным фактором. Исследования, проведенные в Советском Союзе проф. С. В. Серенсен и др., показывают, что наклеп, полученный при обработке металлов резанием с одновременным повышением чистоты (гладкости) обработанной поверхности, повышает прочность деталей, работающих при переменных нагрузках. Наоборот, если наклеп имеет место одновременно с наличием надрывов и шероховатостей на обработанной поверхности, то прочность деталей, работающих при переменных нагрузках, понижается. Вот почему детали, работающие в условиях знакопеременных нагрузок (например, тело шатуна авиационного двигателя), подвергают шлифовке или полировке. Вместе с этим, для увеличения прочности деталей, ра-.ботающих при переменных нагрузках, в настоящее время применяются специальные методы обработки, как например, обкатка роликами или обдувка стальной дробью. Эти методы увеличивают степень и глубину наклепа на поверхности обработанной детали, но в то же время они сглаживают и, следовательно, улучшают чистоту поверхности, в результате чего прочность деталей увеличивается. Опыты показывают, что детали,обработанные после черновой обработки обдувкой мелкой стальной дробью, по своей прочности, в условиях работы при знакопеременных нагрузках, нисколько не уступают деталям, обработанным шлифованием или полированием.[10, С.34]

К сожалению, с помощью неразрушающих методов контроля, таких, как ультразвуковой контроль, трудно обнаружить несваренные участки небольших размеров. Как уже указывалось выше, заметное разупрочнение борного волокна происходит после выдержки в течение 1 ч при температуре 500° С, поэтому применяют температуры 450—500° С и время выдержки >0,5 ч. В случае применения коротких выдержек необходимы более высокие температуры. Давление прессования обычно не менее 700 кгс/см2. При большом времени выдержки, чтобы избежать окисления бора, применяется вакуум 10~6 мм рт. ст. Было установлено, что давление прессования, превышающее 1400 кгс/сма, приводит к разрушению волокон, особенно в перекрещивающихся слоях, имеющихся в изделиях сложной конфигурации. В таких изделиях, как лопатки вентилятора авиационного двигателя, из-за закрутки имеются прессуемые поверхности, расположенные под углом 40—45° к направлению прессования. Кроме того, в процессе прессования в закрытых пресс-формах наблюдается некоторая миграция материала матрицы, закручивание и изгиб волокон, происходящие в процессе заполнения пустот. Все эти факторы существенно изменяют поле давлений в заготовке. При прессовании лопаток возникающий градиент давлений иногда приводит к разрушению волокон и наличию несваренных участков.[9, С.440]

12. Диск авиационного двигателя из сплава Z в течение двухчасового «типичного» полета подвергается воздействию напряжений и температур в соответствии с данными, приведенными в таблице (см. стр. 470). Предельно допустимая деформация ползучести равна 0,1. Используя кривые ползучести для этого материала, приведенные на рис. Q13.12, вычислите полную деформацию ползучести после двухчасового полета с помощью (а) правила временного упрочнения, (Ь) правила деформационного упрочнения и (с) правила относительной продолжительности.[8, С.471]

4. Для некоторых композиционных материалов с хрупкой матрицей из литого жаропрочного сплава наблюдается растрескивание матрицы при термоциклировании, воспроизводящем условия работы авиационного двигателя. Необходимы дальнейшие исследования для изучения этой проблемы. Матрица должна обладать достаточно высокой пластичностью, чтобы оказывать сопротивление разрушению в результате малоцикловой усталости, вызванной несоответствием температурных коэффициентов линейного расширения матрицы и волокна. Этот вид разрушения редко наблюдается в лопатках, изготовляемых из композиций[9, С.274]

1. Рассчитаем долговечность лопаток соплового аппарата авиационного двигателя, испытанного на специальном стенде [17].[3, С.179]

Полный текст статьи здесь



В ПОМОЩЬ ВСЕМ СТУДЕНТАМ!!!
Задачи по теоретической механике из сборников Яблонского, Мещерского, Тарга С.М., Кепе. Решение любых задач по материаловедению, термодинамике, метрологии, термеху, химии, высшей математике, строймеху, сопромату, электротехнике, ТОЭ, физике и другим предметам на заказ.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Рахманкулов М.М. Технология литья жаропрочных сплавов, 2000, 464 с.
2. Дорофеев А.Л. Индукционная структуроскопия, 1973, 178 с.
3. Дульнев Р.А. Термическая усталость металлов, 1980, 200 с.
4. Коваленко В.С. Упрочнение деталей лучом лазера, 1981, 132 с.
5. Сучков А.Е. Экономия металла в машиностроении при обработке давлением, 1971, 128 с.
6. Чечулин Б.Б. Титановые сплавы в машиностроении, 1977, 249 с.
7. Симс Ч.Т. Суперсплавы II Жаропрочные материалы для аэрокосмических и промышленных энергоустановок Кн1, 1995, 384 с.
8. Коллинз Д.N. Повреждение материалов в конструкциях, 1984, 624 с.
9. Браутман Л.N. Композиционные материалы с металлической матрицей Т4, 1978, 504 с.
10. Горелов В.М. Обработка металлов резанием, 1950, 206 с.

На главную