Жесткость упругодемпферной опоры

Секция

«ЭНЕРГОДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ»

УДК 669.713.7

Д. Н. Баженов Научный руководитель - К. Ф. Голиковская Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск.

ФОТОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ МЕЖЗВЕЗДНЫХ ПОЛЕТОВ

Рассматривается фотонный двигатель для межзвездных полетов с использованием мощного импульсного лазера, призмы и зеркал.

Общепризнано, что традиционные ракетно-космические системы позволяют в приемлемые сроки достичь любой точки Солнечной системы. А вот технологии преодоления огромных пространств между Солнечной и ближайшими планетными системами находятся на грани возможного. К настоящему времени предложено достаточно большое количество различных типов двигателей для межзвездных перелетов. Ракетные двигатели для межзвездных перелетов должны использовать наиболее энергоемкие топлива из возможных - ядерные, термоядерные и аннигиляционные [1].

Фотонный двигатель - реактивный двигатель, тяга которого создается за счет истечения квантов электромагнитного излучения или фотонов. Главным преимуществом такого двигателя является максимально-возможная в рамках релятивистской механики скорость истечения, равная скорости света в вакууме. Для ракетного аппарата это единственный широко известный способ достичь значительной доли световой скорости при разумных значениях.

Главным недостатком фотонного двигателя является низкий КПД цепочки преобразования энергии от первичного источника до струи фотонов. Применение реакции аннигиляции для прямого получения оптических и гамма-квантов не намного снижает остроту проблемы, так как необходимо учитывать потери на хранение антивещества (не говоря о его производстве) и трудности фокусировки получаемого излучения.

Техническим результатом, на достижение которого направлено настоящее изобретение, является повышение мощности двигателя.

Технический результат достигается тем, что в фотонном двигателе, состоящем из основного корпуса и мощного импульсного лазера, лучи которого выходят через выходные отверстия в окружающее пространство, создавая движущую силу, луч лазера первоначально направляют на кристалл алмаза или на основании конуса треугольной призмы, отражаясь от внутренних зеркал которых он преобразуется в два луча, которые идут в обратную сторону первоначального падения луча, а затем на боковые зеркала и через направляющие зеркала на выход.

Основным источником электроэнергии для выпуска фотонного двигателя может служить ядерный либо термоядерный реактор, а в перспективе при создании мощных лазеров возможно использование двигателя для межзвездных полетов.

Современный этап развития комических технологий для исследования пространства в основном определяется интенсивной экспериментальной отработкой технологий, необходимых для межзвездных перелетов, включая инерциальный термоядерный синтез, высокотемпературную сверхпроводимость, нанотехнологии.

Библиографическая ссылка

1. Бурдаков В. П., Данилов Ю. И. .Ракеты будущего. М. : Атомиздат, 1991.

© Баженов Д. Н., Голиковская К. Ф., 2010

УДК 621.4

И. С. Барманов, Я. М. Будайбекова, А. А. Дунаускас Научный руководитель - В. Б. Балякин Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева, Самара

ЖЕСТКОСТЬ УПРУГОДЕМПФЕРНОЙ ОПОРЫ

Стремление создавать современные экономичные и надежные авиадвигатели приводит к существенному усложнению конструкции. При этом необходимо обеспечить вибрационную прочность узлов и деталей на всех рабочих режимах. Одним из способов решения данной проблемы является применение упругодемпферных опор. Рассматривается взаимосвязь жесткости опоры от жесткостей входящих в нее элементов.

Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки

Жесткость и демпфирование в опорах определяют динамическое состояние роторной машины. При теоретических исследованиях динамики ротора газотурбинного двигателя (ГТД) необходимо с достаточной точностью знать жесткость опор, которые определяют частоту собственных колебаний.

Жесткость упругодемпферной опоры (УДО) будет определяться жесткостью ее элементов: демпфера, подшипника, упругого элемента (УЭ) и корпуса. При этом жесткость будет определяться в зависимости от схемы соединения по формуле [1]:

- при последовательном соединении

— - — + — •

- при параллельном соединении

С - С1 + С2.

С

С С

УДО

СКСПК + СК (

+ С

ГДД ^ ^УЭ

) + СПК

С — -Я Сгдд е8,

п!3 1 + 282 .

ЛЦЯ—г-^Т-^ 8

^ * 82 (1 -82)2,5

880

где ц - динамическая вязкость масла; Я - радиус вибратора; Ь - длина демпфера; 50 - демпферный зазор; 8 - относительный эксцентриситет; 8 - производная по времени от 8.

Среди УЭ большей популярностью пользуется «беличье колесо». Согласно [2] и с учетом собственных исследований жесткость «беличьего колеса» определяется выражением:

С —

УЭ

пЕЬИ

2/3

А1б

~ кх к2 —

2/б

1 +

24ьй

/б

0,1381п | И -12 |-0,555

+1

а б

Рис. 1. Схема соединения: а - последовательно; б - параллельно

Опоры роторов могут иметь различные типы упругих элементов и демпферов, к тому же, отличаются и схемы их соединения. Для УДО (рис. 2) жесткость определяется выражением:

где п - количество балочек; Е - модуль упругости материала; Ь - ширина балочки; И - высота балоч-ки; /б - длина балочки, кь к2 - поправочные коэффициенты; г - радиус скругления у основания балочки.

Жесткость шарикового подшипника определяется по формуле:

д^

С

дЯ

где Гг - радиальная нагрузка; Бг - радиальное перемещение.

где СК - жесткость корпуса; СПК - жесткость подшипника качения; СГдд - жесткость гидродинамического демпфера (ГДД); СУЭ - жесткость упругого элемента.

О 200 400 600 »00 1000

Глдпплытя нагрузки Ггл II

Рис. 3. Зависимость радиальной жесткости от радиальной и осевой нагрузок

Рис. 2. Упругодемпферная опора

Короткие ГДД получили широкое распространение в опорах ГТД благодаря малым габаритам и простоте конструкции. Жесткость при полном охвате определяется отношением радиальной гидродинамической силы к перемещению вибратора [2]:

Определение нагрузок в контактах шариков с желобами колец является статически неопределимой задачей. Ее решение возможно только численными методами с учетом условий совместности перемещений и деформаций деталей [2]. На рис. 3 приведены зависимости радиальной жесткости подшипника 126126.

Секция «Энергодвигательные установки и системы терморегулирования»

Библиографические ссылки

1. Сидоренко М. К. Физические основы вибрации двигателей летательных аппаратов. Самар. авиац. ин-т. Самара, 1992.

2. Балякин В. Б., Жильников Е. П., Самсонов В. Н., Макарчук В. В. Теория и проектирование опор ро-

торов авиационных ГТД. Самара : Изд-во СГАУ, 2007.

© Барманов И. С., Будайбекова Я. М., Дунаускас А. А., Балякин В. Б., 2010

УДК 621.4

И. С. Барманов, З. Ю. Карячкина, А. В. Колколова Научный руководитель - В. Б. Балякин Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева, Самара

РАДИАЛЬНАЯ ЖЕСТКОСТЬ РАДИАЛЬНО-УПОРНОГО ШАРИКОПОДШИПНИКА

В опорах авиационных газотурбинных двигателей для восприятия осевых и радиальных нагрузок нашли применение шариковые подшипники. Величины нагрузок существенно зависят от режима работы двигателя. Величина радиальной нагрузки определяется весом ротора и величиной дисбаланса, а величина осевой -разностью газодинамических сил компрессора и турбины. Для обеспечения нормальной работы необходимо знать влияние нагрузок на жесткость подшипника.

Определение нагрузок в контактах шариков с желобами колец является статически неопределимой задачей. Ее решение возможно только численными методами с учетом условий совместности перемещений и деформаций деталей [1]. Были проведены расчеты подшипника 126126. Величина начального радиального зазора составляла 150 мкм, а перекосы наружного и внутреннего колец принимались равными нулю.

На рис. 1 приведены графики зависимости радиальных перемещений от осевой и радиальной нагрузки с учетом и без учета центробежных сил шариков. По графикам видно, что перемещения возрастают с ростом радиальной нагрузки, причем нелинейно. Четко прослеживается следующее: до некоторого значения радиальной нагрузки радиальные деформации меняются незначительно, после чего зависимость имеет ярко выраженный перегиб (в случае отсутствия осевой нагрузки наблюдать перегиб не представляется возможным), после которого деформации существенно увеличиваются.

Следует также отметить, что на участке до перегиба зависимость носит линейный характер, и существенное влияние центробежные силы не оказывают. На участке после перегиба перемещения изменяются нелинейно, и отчетливо прослеживается уменьшение радиальных перемещений с ростом частоты вращения. Чем больше радиальная нагрузка на этом участке, тем большее влияние оказывают центробежные силы. Например, при радиальной нагрузке ¥г = 1000 Н разница между перемещениями, соответствующие частотам вращения 0 и 8000 об/мин, составляет около 10 мкм. Принимая во внимание то, что ротора современных авиадвигателей могут иметь частоты вращения 15000-18000 об/мин и более, отличие статических и динамических перемещений может достигать величины 15...20 мкм.

120 100 80 60 40 20

tt-8000 n=600ft п=4?00

п=0 и 1*1 чип

200 400 600 РйДИЯЛЬН&Я нш ручк-л !' >, I I

а

800

1000

11=8000 11=6000 п=4?00 п=0 об/мин

0 200 400 600 800 1000

Рндмл.чьнын ШП pvtk'.l / V. 11

б

Рис. 1. Графики зависимости радиальных перемещений Sr в подшипнике от радиальной нагрузки Fr при различных частотах вращения и осевых нагрузках: а - Fa = 150 Н; б -

Fa = 350Н