航空發動機各零部件上的負荷有的在零件或組合件內自身平衡而不向外傳，如輪盤熱應力在盤內平衡。有的負荷要傳給相鄰的部件，如飛機飛行時轉子的慣性力和慣性力矩都要通過支承傳出；尾噴管上的氣體力要傳給渦輪機匣。這時不僅要注意零件本身的受力，還要注意力的傳遞路線和作用點，傳力路線所經過的零件均有力的作用。對其進行分析的過程稱為發動機受力分析。
基本介紹
- 中文名：發動機受力分析
- 外文名：Force analysis of engine
- 學科：航空工程
- 領域：理論技術
- 套用：飛機
負荷類型,發動機零、組件上的氣體軸向力,發動機零、組件上的氣體力扭矩,發動機上的慣性力和慣性力矩,
負荷類型
發動機工作時，作用在各零部件上的負荷按其性質可以分為以下三類：
(l)氣體力:氣流在發動機內部流動時，作用在各個零件表面上的壓力和速度不同，因此與氣體相接觸的這些零、組件上作用有氣體力或氣體力矩。
(2)慣性力:當轉子零件旋轉時，產生離心慣性力;當飛機曲線飛行、直線加速或減速時，作用在發動機的零、組件上有慣性力和慣性力矩。
(3)熱應力:在發動機工作時，由於各零件受熱不均勻或者材料不同（線膨脹係數不同），當
熱膨脹受到約束時會產生熱應力。
發動機零、組件上的氣體軸向力
在發動機氣流通道表壁上作用有氣體力。除通道外，與氣體相接觸的表面上也都作用有氣體力。因此，在分析發動機的零件或組合件上的氣體力時，必須分別計算出在組合件或零件的各個表面上的氣體力，最後再求出總的氣體力。
（1）進氣裝置上氣體軸向力的計算
直管道進氣截面(o-o’)處氣流壓力為p0，軸向流速為c0;出口截面(I-I’)處氣流壓力為p1，軸向流速為c1，氣流的流量qm。
如果將進氣裝置的進、出口截面當做是發動機的進、出口截面，根據發動機原理中的推力公式，可以寫出氣流作用在進氣裝置通道內壁上的作用力P內=qm(c1-c0)+p1pA1-p0A0，式中A0，A1分別為進氣裝置的進、出口截面積。
以推力方向為正，可將上式整理成P內=(qmc1+p1pA1)–(qmc0+p0A0).
可見，若將qmc0和qmc1看做是兩個分別作用在進、出口截面上的動壓力，其方向分別指向進、出口，則上式說明：作用在管道截面上的氣體力為該截面上氣流的動壓力和靜壓力的總合。對於進氣裝置這類直管道來說，總的氣體力應為進、出口截面上氣體力的代數和；對於彎曲管道來說，總的氣體力應為進、出口截面上氣體力地矢量和，方向指向管道的離心方向。
若進氣裝置外表面上的空氣壓力所產生的軸向力為P0，那么整個進氣裝置部件上的氣體力為P進=P內-P0。
可見，擴散通道上的作用力向前，收斂通道上的作用力向後。對於改變方向通道上的作用力為離心力方向。
（2）渦輪轉子上的氣體軸向力計算
渦輪轉子上的氣體軸向力不僅包括葉片上的氣體力，而且也包括輪盤前後兩側各部分氣體壓力所產生的氣體軸向力。因此，計算時應按具體結構將轉子前後兩側分成不同的部分，分別求出其氣體力，然後求得總的氣體軸向力。
（3）典型發動機各部件上的氣體軸向力分布及轉子軸向力的減荷
計算出各組合件上的氣體軸向力的大小和方向，各組合件上氣體軸向力的代數和，即為發動機的推力。
由於發動機的各截面氣流參數是隨著飛行高度、速度以及發動機的工作狀態的變化而改變，在計算各部件的軸向力時，應對不同的工作狀態分別進行計算。通常取地面試車台條件、轉子為最大轉速時，以及當外界大氣溫度最低(一般為-40℃)、飛機靠近地面以最大速度飛行時(此時空氣品質流量最大)的兩種情況作為計算狀態。所得的有關數據供結構設計時進行強度校核。
發動機在地面工作狀態時，各組合件上軸向力的分布情況。
為了減少該發動機轉子的軸向力，採用以下措施:
1)由於渦輪轉子的氣體軸向力與壓氣機轉子的氣體軸向力相反，把兩個組合件軸向相連以抵消大部分軸向力，這時整個轉子剩餘的軸向力為254000-231000=23000N。
2)將滲入B腔的高壓空氣通入大氣中，使該腔的氣體壓力下降至130~160kPa，此時壓氣機轉子的軸向力可從520000N降低到290000N。
3)從第5級壓氣機後引氣到A腔，使壓氣機轉子的軸向力從290000N降為254 000N。
在實際考慮發動機轉子減荷時，不僅要考慮地面工作狀態的軸向力數值，還要注意到在其他工作狀態下的氣體軸向力數值均不得超過止推軸承所允許的負荷，但也不能使軸向力太小，以防止滾球與內外環產生滑動，造成滑蹭損傷，也不能使軸向力改變方向，以防止球軸承遭受衝擊負荷。在選用具體減荷措施時，通常先將兩個轉子軸向相聯算出地面工作狀態的剩餘軸向力，然後選擇前後兩減荷腔的氣體壓力，並確定承受此壓力的面積大小，以使整個轉子的軸向力負荷低於止推軸承允許承受的負荷(一般選用球軸承不超過兩個) ，最後再校驗其他狀態下的軸向力數值。
發動機零、組件上的氣體力扭矩
氣流在發動機通道內流動時，並不總是沿軸向的。如當氣流流過壓氣機靜子葉片或渦輪靜子葉片時，氣流的方向沿周向就有變化，因此對發動機軸線的動量矩有變化。這一現象說明靜子葉片有力矩(扭矩)作用於氣流。
經過分析，渦輪靜子葉片與轉子葉片所承受的扭矩大小相等、方向相反。
按照同樣的道理，分析作用於軸流式壓氣機的扭矩。壓氣機進口氣流是軸向的，經過各級轉子葉片及靜子葉片，氣流的方向來回折轉，至壓氣機的出口也是接近軸向的。作用於各級靜子葉片扭矩的總和與作用於各級轉子葉片的扭矩總和大小相等、方向相反。
在渦噴發動機中，渦輪轉子帶動壓氣機轉子工作。如果略去機械損失，不計傳動附屬檔案的扭矩，那么在發動機穩定工作狀態下，渦輪轉子的扭矩大約等於壓氣機轉子的反扭矩。
發動機上的慣性力和慣性力矩
在飛機飛行時，由於飛機的不等速直線飛行或曲線飛行，在發動機上產生了慣性力和慣性力矩。
飛機機動飛行時，以角速度Ω旋轉，如發動機轉子的角速度為ω，轉子上有作用力矩(外力矩)，則靜子機匣上有陀螺力矩，兩者大小相等，但方向相反。當Ω與ω的方向成90°時，其值最大，為MG=J0Ωω，其中J0為發動機轉子對旋轉軸線的轉動慣量。
陀螺力矩的方向，應根據Ω與ω方向而定。如用右螺旋矢量表示Ω與ω的方向，那么陀螺力矩作用在Ω與ω兩矢量組成的平面內，力矩的方向是使ω矢量轉到Ω矢量的方向。Ω的數值可根據飛機的過載係數來確定。
當飛機以角速度Ω轉彎時，轉子的慣性離心力F=nW，其中W為轉子的重量，n為某一飛行狀態的過載係數。
過載係數n表示飛機或飛機零、部件的質量慣性力，是飛機或零、部件重量的n倍；n是飛機飛行加速度的一種表示形式，它取決於飛機的強度規範。飛機從俯衝拉起時的過載係數最大。對殲擊機，n=7~8；而對轟炸機，n約等於3。
