[科普中国]-发动机受力分析

航空发动机各零部件上的负荷有的在零件或组合件内自身平衡而不向外传，如轮盘热应力在盘内平衡。有的负荷要传给相邻的部件，如飞机飞行时转子的惯性力和惯性力矩都要通过支承传出；尾喷管上的气体力要传给涡轮机匣。这时不仅要注意零件本身的受力，还要注意力的传递路线和作用点，传力路线所经过的零件均有力的作用。对其进行分析的过程称为发动机受力分析。

简介航空发动机各零部件上的负荷有的在零件或组合件内自身平衡而不向外传，如轮盘热应力在盘内平衡。有的负荷要传给相邻的部件，如飞机飞行时转子的惯性力和惯性力矩都要通过支承传出；尾喷管上的气体力要传给涡轮机匣。这时不仅要注意零件本身的受力，还要注意力的传递路线和作用点，传力路线所经过的零件均有力的作用。对其进行分析的过程称为发动机受力分析1。

负荷类型发动机工作时，作用在各零部件上的负荷按其性质可以分为以下三类：

(l)气体力:气流在发动机内部流动时，作用在各个零件表面上的压力和速度不同，因此与气体相接触的这些零、组件上作用有气体力或气体力矩。

(2)惯性力:当转子零件旋转时，产生离心惯性力;当飞机曲线飞行、直线加速或减速时，作用在发动机的零、组件上有惯性力和惯性力矩。

(3)热应力:在发动机工作时，由于各零件受热不均匀或者材料不同（线膨胀系数不同），当

热膨胀受到约束时会产生热应力1。

发动机零、组件上的气体轴向力在发动机气流通道表壁上作用有气体力。除通道外，与气体相接触的表面上也都作用有气体力。因此，在分析发动机的零件或组合件上的气体力时，必须分别计算出在组合件或零件的各个表面上的气体力，最后再求出总的气体力。

（1）进气装置上气体轴向力的计算

直管道进气截面(o-o’)处气流压力为p0，轴向流速为c0;出口截面(I-I’)处气流压力为p1，轴向流速为c1，气流的流量qm。

如果将进气装置的进、出口截面当做是发动机的进、出口截面，根据发动机原理中的推力公式，可以写出气流作用在进气装置通道内壁上的作用力P内=qm(c1-c0)+p1pA1-p0A0，式中A0，A1分别为进气装置的进、出口截面积。

以推力方向为正，可将上式整理成P内=(qmc1+p1pA1)–(qmc0+p0A0).

可见，若将qmc0和qmc1看做是两个分别作用在进、出口截面上的动压力，其方向分别指向进、出口，则上式说明：作用在管道截面上的气体力为该截面上气流的动压力和静压力的总合。对于进气装置这类直管道来说，总的气体力应为进、出口截面上气体力的代数和；对于弯曲管道来说，总的气体力应为进、出口截面上气体力地矢量和，方向指向管道的离心方向。

若进气装置外表面上的空气压力所产生的轴向力为P0，那么整个进气装置部件上的气体力为P进=P内-P0。

可见，扩散通道上的作用力向前，收敛通道上的作用力向后。对于改变方向通道上的作用力为离心力方向。

（2）涡轮转子上的气体轴向力计算

涡轮转子上的气体轴向力不仅包括叶片上的气体力，而且也包括轮盘前后两侧各部分气体压力所产生的气体轴向力。因此，计算时应按具体结构将转子前后两侧分成不同的部分，分别求出其气体力，然后求得总的气体轴向力。

（3）典型发动机各部件上的气体轴向力分布及转子轴向力的减荷

计算出各组合件上的气体轴向力的大小和方向，各组合件上气体轴向力的代数和，即为发动机的推力。

由于发动机的各截面气流参数是随着飞行高度、速度以及发动机的工作状态的变化而改变，在计算各部件的轴向力时，应对不同的工作状态分别进行计算。通常取地面试车台条件、转子为最大转速时，以及当外界大气温度最低(一般为-40℃)、飞机靠近地面以最大速度飞行时(此时空气质量流量最大)的两种情况作为计算状态。所得的有关数据供结构设计时进行强度校核。

发动机在地面工作状态时，各组合件上轴向力的分布情况。

为了减少该发动机转子的轴向力，采用以下措施:

1)由于涡轮转子的气体轴向力与压气机转子的气体轴向力相反，把两个组合件轴向相连以抵消大部分轴向力，这时整个转子剩余的轴向力为254000-231000=23000N。

2)将渗入B腔的高压空气通入大气中，使该腔的气体压力下降至130~160kPa，此时压气机转子的轴向力可从520000N降低到290000N。

3)从第5级压气机后引气到A腔，使压气机转子的轴向力从290000N降为254 000N。

在实际考虑发动机转子减荷时，不仅要考虑地面工作状态的轴向力数值，还要注意到在其他工作状态下的气体轴向力数值均不得超过止推轴承所允许的负荷，但也不能使轴向力太小，以防止滚球与内外环产生滑动，造成滑蹭损伤，也不能使轴向力改变方向，以防止球轴承遭受冲击负荷。在选用具体减荷措施时，通常先将两个转子轴向相联算出地面工作状态的剩余轴向力，然后选择前后两减荷腔的气体压力，并确定承受此压力的面积大小，以使整个转子的轴向力负荷低于止推轴承允许承受的负荷(一般选用球轴承不超过两个) ，最后再校验其他状态下的轴向力数值1。

发动机零、组件上的气体力扭矩气流在发动机通道内流动时，并不总是沿轴向的。如当气流流过压气机静子叶片或涡轮静子叶片时，气流的方向沿周向就有变化，因此对发动机轴线的动量矩有变化。这一现象说明静子叶片有力矩(扭矩)作用于气流。

经过分析，涡轮静子叶片与转子叶片所承受的扭矩大小相等、方向相反。

按照同样的道理，分析作用于轴流式压气机的扭矩。压气机进口气流是轴向的，经过各级转子叶片及静子叶片，气流的方向来回折转，至压气机的出口也是接近轴向的。作用于各级静子叶片扭矩的总和与作用于各级转子叶片的扭矩总和大小相等、方向相反。

在涡喷发动机中，涡轮转子带动压气机转子工作。如果略去机械损失，不计传动附件的扭矩，那么在发动机稳定工作状态下，涡轮转子的扭矩大约等于压气机转子的反扭矩2。

发动机上的惯性力和惯性力矩在飞机飞行时，由于飞机的不等速直线飞行或曲线飞行，在发动机上产生了惯性力和惯性力矩。

飞机机动飞行时，以角速度Ω旋转，如发动机转子的角速度为ω，转子上有作用力矩(外力矩)，则静子机匣上有陀螺力矩，两者大小相等，但方向相反。当Ω与ω的方向成90°时，其值最大，为MG=J0Ωω，其中J0为发动机转子对旋转轴线的转动惯量。

陀螺力矩的方向，应根据Ω与ω方向而定。如用右螺旋矢量表示Ω与ω的方向，那么陀螺力矩作用在Ω与ω两矢量组成的平面内，力矩的方向是使ω矢量转到Ω矢量的方向。Ω的数值可根据飞机的过载系数来确定。

当飞机以角速度Ω转弯时，转子的惯性离心力F=nW，其中W为转子的重量，n为某一飞行状态的过载系数。

过载系数n表示飞机或飞机零、部件的质量惯性力，是飞机或零、部件重量的n倍；n是飞机飞行加速度的一种表示形式，它取决于飞机的强度规范。飞机从俯冲拉起时的过载系数最大。对歼击机，n=7~8；而对轰炸机，n约等于33。

本词条内容贡献者为:

杜强 - 高级工程师 - 中国科学院工程热物理研究所