Теоретическое и экспериментальное определение предельной несущей способности осевых лепестковых газодинамических подшипников тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат технических наук Ермилов, Юрий Иванович

• Ермилов, Юрий Иванович
• кандидат технических наук
• 2005

Оглавление диссертации кандидат технических наук Ермилов, Юрий Иванович

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ Н ПРИНЯТЫЕ СОКРАЩЕНИЯ.

ВВЕДЕНИЕ.

Глава 1. СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ И ОБОСНОВАНИЕ ПРОВЕДЕННЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ.

1.1. Особенности различных конструкций ЛТП.

1.2. Состояние теоретических и экспериментальных исследований ЛТП.

1.3. Обоснование проведенных в диссертации исследований.

Глава 2. ТЕОРЕТИЧЕСКОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОСЕВЫХ ЛГП.

2.1. Общий подход к решению упругогидродинамической задачи.

2.2. Вычисление давления в смазочном слое.

2.2.1 Методики расчета давления в смазочном слое подшипника при различных видах уравнения газовой смазки.

2.2.2. Результаты расчетов давления для различных уравнений газовой смазки.

2.3. Вычисление перемещений лепестков под действием внешней нагрузки.

2.3.1. Анализ контактов элементов осевых ЛГП.

2.3.2. Методика вычисления перемещений лепестков.

2.4. Алгоритм решения упругогидродинамической задачи.

2.5. Выводы.

Глава 3. РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО И ТЕОРЕТИЧЕСКОГО ИССЛЕДОВАНИЯ ОСЕВЫХ ЛГП.

3.1. Описание экспериментальной установки и приспособлений.

3.2. Методика определения предельной несущей способности и момента (мощности) трения ОЛГП.

3.3. Сравнение и анализ результатов теоретических и экспериментальных исследований.

3.4. Выводы.

Глава 4. ПРАКТИЧЕСКОЕ ПРИМЕНЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ

ИССЛЕДОВАНИЙ ОЛГП.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Теоретическое и экспериментальное определение предельной несущей способности осевых лепестковых газодинамических подшипников»

Высокоскоростные турбомашины используются во многих областях народного хозяйства. В аэрокосмической технике применяются вспомогательные силовые установки (ВСУ), турбогенераторы-компрессоры солнечных и ядерных энергетических установок, турбонасосные агрегаты (ТНА), турбохоло-дильники систем кондиционирования самолетов и вертолетов. В других областях народного хозяйства используются турбокомпрессоры, турбогенераторы, турбодетандеры, центробежные компрессоры со встроенным электродвигателем.

При высокой частоте вращения ротора в этих машинах (100 тыс. об/мин и более) подшипниковые узлы являются основным фактором, обеспечивающим надежность и ресурс в условиях длительной эксплуатации.

Широко распространенные в технике подшипники качения не удовлетворяют предъявляемым требованиям долговечности в этих условиях. Вследствие высокой частоты вращения ресурс работы таких подшипников составляет от нескольких тысяч часов до нескольких минут. Кроме того, шариковые подшипники могут загрязнять рабочую среду парами масла, снижая эффективность работы всей установки.

Подшипники с жидкостной смазкой не имеют таких ограничений на ресурс, как подшипники качения, однако требуют специальной системы для принудительной подачи смазки в рабочий зазор; смазка может загрязнять рабочий газ; физические свойства смазочной жидкости могут сильно изменяться при изменении температуры подшипников.

Перспективными для применения в высокоскоростных турбомашинах являются подшипники скольжения с газовой смазкой. Эти подшипники имеют меньшую несущую способность, однако обладают рядом достоинств: ресурс в десятки тысяч часов и более при скорости вращения десятки и сотни тысяч оборотов с минуту благодаря практически полному отсутствию износа; малая мощность трения; использование в качестве смазки рабочего газа. Применение подшипников скольжения с газовой смазкой позволяет решать многие проблемы высокоскоростных турбомашин.

Работы по использованию газовой смазки в высокоскоростных турбомаши-нах ведутся с начала 50-х годов. В СССР и современной России эти работы проводились и проводятся в МГТУ им. Баумана, НПО Гелиймаш, НПО Крио-генмаш, НПО "Наука", МАИ, ДГУ. За рубежом такие работы ведутся в фир-Max:-Garret - AiResearch (Allied Signal), General Electric, MTI, United Technologies Corp., MITI (США) Air Liquid, ABG Semka (Франция), British Oxygen (Великобритания) и др.

В настоящее время наибольшее распространение получили подшипники скольжения следующих типов: газостатические с принудительным наддувом газа в рабочий зазор; газодинамические с самоустанавливающимися вкладышами без наддува или с наддувом газа в рабочий зазор при пуске турбомаши-ны; с упрогодеформируемыми поверхностями - лепестковые газодинамические подшипники (ЛТП).

С использованием газостатических подшипников созданы турбохолодиль-ники систем кондиционирования [76, 18, 78], турбодетандеры криогенных установок [15, 1,5, 75, 81, 70]; турбонагнетатели для транспортных ДВС [79].

Газодинамические подшипники с самоустанавливающимися вкладышами применяются в турбогенераторах-компрессорах автономных энергоустановок [36, 39, 48, 66], турбохолодильниках систем кондиционирования [49], турбоде-тандерах криогенных установок [80], высокотемпературных ГТД с отбором мощности [50].

ЛГП используются в турбонасосных агрегатах (рис. В1) [45], вспомогательных силовых установках для самолетов (рис. В.2) [71],

М.? (К.

Рис. В1. Турбонасосный агрегат ЖРД для подачи жидкого водорода

FOIL SEARING

JFS190 GA5 GENERATOR WITH TURBINE-END FOIL BEARING

Рис. В2. Вспомогательная силовая установка для самолета. Ротор подвешен на переднем ЛГП и заднем шариковом подшипнике. турбогенераторах-компрессорах автономных солнечных и ядерных энергетических установок (рис. ВЗ) [47, 54, 66]; турбохолодильниках систем кондиционирования для различных военных и гражданских самолетов: ОС-10, Р-18, Се5Бпа-550, ¥-14, Р-16, Вое'ш§-747, Воеи^-767/757, 1Л011, В-1В, В-2, ЭААВ-2000, В-777 (рис. В.4) [54, 55, 58], Ту-204; турбодетандерах криогенных установок [65, 54, 24, 3]; турбонагнетателях для транспортных ДВС [56]; центробежных воздушных и фреоновых компрессорах со встроенным электроприводом [37].

При разработке турбомашин с газовыми подшипниками исследователи были вынуждены решать различные проблемы.

В газостатических подшипниках с жесткими поверхностями и постоянным наддувом газа в рабочий зазор при высокой частоте вращения возникают автоколебания ротора, вызываемые силами, генерируемыми в самих подшипниках. Получение, необходимого для подачи в рабочий зазоры подшипников сжатого газа, а также его очистка от пыли и грязи часто является проблемой.

Подшипники с самоустанавливающимися жесткими вкладышами в идеале являются гораздо лучшей опорой с точки зрения устойчивости за счет способности вкладышей самоцентрироваться под действием динамических нагрузок. Однако такие идеальные условия на практике не реализуются из-за инерции вкладышей, а иногда из-за трения в шарнирах. Большое количество деталей и их центровка усложняют изготовление и сборку подшипника. Кроме того, сами вкладыши являются источником колебаний. Эти подшипники плохо работают при внешних вибрациях из-за недостаточно высокого демпфирования шарнирного соединения.

Лепестковые газодинамические подшипники имеют ряд преимуществ по сравнению с подшипниками с жесткими поверхностями. Газовый клин в первых образуется между валом и одной или несколькими гибкими тонкими пластинами с отношением толщины к радиусу 10"2. 10"3, что соответствует 7 .

Рис. ВЗ. Солнечная газотурбинная установка с ЛГП.

Рис. В4. Турбохолодильник системы кондиционирования самолета Боинг-777 с ЛГП. толщине в несколько сотых или десятых миллиметра. В зависимости от конструкции такие подшипники называют чаще всего лепестковыми, иногда - ленточными. Возможный прогиб лепестков (лент) до ограничивающего твердого тела составляет от нескольких сотых до нескольких десятых миллиметра и поэтому допустимы как меньшая точность изготовления, так и большая величина несоосности корпусов подшипников. Лепестки имеют очень малую инерционность и при приближении к ним вала успевают отклониться под действием давления газового клина. Если касание все же происходит, оно не приводит к выходу подшипника из строя. При попадании посторонней частицы лепесток также отклоняется, пропуская ее и предотвращая заклинивание ротора в подшипнике. Поэтому ЛГП имеют пониженную чувствительность к пыли и грязи. При увеличении давления в смазочном слое податливая поверхность упруго отжимается от вала, а при уменьшении давления она возвращается обратно. Такое свойство несущей поверхности позволяет обеспечить безопасную работу подшипника при очень малой толщине смазочного слоя в случае предельной нагрузки, что способствует достижению повышенной несущей способности подшипника.

В конструкцию лепесткового подшипника могут быть введены элементы кулоновского трения и нелинейной жесткости, которые уменьшают или полностью ликвидируют явления неустойчивости, в том числе полускоростной вихрь.

Гибкие опорные элементы, обладая большой податливостью, значительно снижают первую критическую скорость системы ротор - опоры и тем облегчают переход через нее.

ЛГП имеют следующие недостатки: износ антифрикционного покрытия при пуске и останове турбомашины, а также относительно низкую (по сравнению с газостатическими опорами) несущую способность. В то же время разработанные антифрикционные покрытия позволяют проводить более 100 тыс. пусков -остановов без повреждения покрытия, обеспечивают рабочую температуру подшипников до 600 С0 [52]; в результате работ по совершенствованию конструкций ЛГП и оптимизации параметров этих конструкций максимальная несущая способность и демпфирование ЛГП неуклонно повышается.

Принимая в расчет перечисленные преимущества ЛГП и учитывая информацию из литературных источников о разработках турбомашин с этими подшипниками, можно сделать вывод, что в настоящее время ЛГП являются наиболее перспективными подшипниками с газовой смазкой для многих видов высокоскоростных турбомашин.

Разработанные с участием автора конструкции осевых ЛГП (ОЛГП) [13, 6], были успешно использованы в ряде турбомашин [24, 29, 3, 37].

Вместе с тем растущие требования к характеристикам турбомашин обуславливают необходимость оптимизации опор существующих типоразмеров и создания новых типоразмеров подшипников с оптимальными параметрами.

Конструкция осевых ЛГП описывается большим количеством геометрических параметров, от которых сложным образом зависят их рабочие характеристики. Теория подобия, позволяющая по известным оптимальным параметрам подшипника одного типоразмера определить оптимальные параметры ЛГП для других типоразмеров, в настоящее время не создана. Поэтому разработка таких подшипников с оптимальными параметрами без методики и программы расчета рабочих характеристик ОЛГП связана с большим объемом экспериментальных исследований и очень трудоемка.

В то же время достоверность теоретической модели и методики расчета должна быть подтверждена опытными данными.

Принимая во внимание вышеизложенное, очевидна актуальность проведения теоретических и экспериментальных исследований ЛГП.

Цель работы - создание методики и программного обеспечения для теоретического расчета предельной несущей способности и мощности (момента) трения разработанных с участием автора осевых лепестковых газодинамических подшипников, а также экспериментальная проверка теоретических расчетов.

В работе поставлены и выполнены следующие задачи исследования:

• обзор и анализ существующих методов теоретического и экспериментального исследования ЛГП;

• разработка алгоритмов и программ решения двухмерного и трехмерного уравнения газовой смазки на базе известных высокоэффективных методов; исследование сходимости этих методов во всем диапазоне скоростей вращения при характерных для лепестковых подшипников профилях смазочного слоя;

• анализ реакций и характера контактов между лепестками в условиях внешней нагрузки;

• разработка методики, алгоритма и программы расчета перемещений лепестков подшипников под действием внешней нагрузки (с учетом переменного количества контактов между ними);

• разработка алгоритма и программы решения упругогидродинамической (УГД) задачи и определения предельной несущей способности (ПНС) ЛГП а также других его характеристик;

• разработка простого и достоверного метода определения ПНС осевого ЛГП;

• экспериментальное определение ПНС и момента (мощности) трения осевого подшипника и сопоставление полученных результатов с теоретическими. Информационная база исследования включает в себя научные источники в виде данных и сведений из книг, журнальных статей, диссертаций, научных докладов и отчетов, материалы научных конференция и семинаров, результаты собственных расчетов и экспериментов.

Научная новизна исследования, выполненного автором, заключается в следующем:

• выполнено исследование сходимости решений различных видов уравнений газовой смазки, отличающееся тем, что рассматривался характерный для лепестковых подшипников профиль зазора смазочного слоя с отношением максимальной и минимальной толщины, составляющим десятки и сотни раз;

• проведен анализ контактов пластин цилиндрической формы и твердой цилиндрической поверхности при действии сосредоточенной и распределенной внешней нагрузки; получены выражения для определения реакций между пластинами и твердой поверхностью;

• разработана методика нахождения координат сосредоточенных и распределенных контактов при численном решении;

• создана методика вычисления перемещений лепестков с использованием метода сил в условиях давления смазочного слоя при наличии произвольного количества и координат сосредоточенных и распределенных контактов между лепестками;

• разработан новый способ определения предельной несущей способности ЛГП;

• предложен новый способ создания нагрузки на осевой ЛГП;

• впервые для осевых ЛГП получены экспериментальные зависимости мощности (момента) трения от скорости в широком диапазоне скоростей вращения и нагрузок;

• впервые определена расчетная допустимая минимальная толщина смазочного слоя на основе сопоставления теоретических и экспериментальных данных;

Практическая значимость исследования заключается в следующем:

• разработанная программа расчета осевых лепестковых подшипников использовалась и используется при проектировании подшипников для ряда разработанных с участием автора турбомашин с ЛГГ1, часть из которых находится в постоянной эксплуатации;

• проведенный анализ контактов пластин цилиндрической формы с твердой цилиндрической поверхностью может быть использован при разработке лепестковых подшипников различных конструкций;

• предложенный и отработанный на практике новый способ определения предельной несущей способности лепесткового подшипника резко упрощает определение этой важнейшей характеристики, что может быть использовано при разработке расчетных программ и любых конструкций ЛГИ;

• проведенные сопоставления теоретических и экспериментальных предельной несущей способности и момента (мощности) трения показывают хорошее совпадение и дают возможность теоретического определения этих характеристик, что используется при проектировании турбомашин с ЛГП.

Материалы диссертации докладывались и обсуждались на V Всесоюзном научно - координационном совещании по газовой смазке (Москва, 1989); Всесоюзной школе-семинаре " Надежность роторных систем с опорами на газовой смазке" (Москва, 1990); Международной научно-технической конференции " Криогенная техника - науке и производству" (Москва, 1991); Всесоюзной научно-технической конференции по контактной гидродинамике (Самара, 1991); Всесоюзной школе-семинаре "Проектирование и технология изготовления газовых опор экологически чистых машин" (Москва, 1991); Объединенной научно-технической конференции "Проблемы и перспективы двигателестроения в Поволжском регионе, проблемы конструкционной прочности двигателей" (Самара, 1996); Международной научно-технической конференции "Компьютерные методы в прикладных науках 96" (Париж, 1996); XXVII международном научно-техническом совещании по проблемам прочности двигателей (Москва,

1999); Объединенной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы двигателестроения в Поволжском регионе, проблемы конструкционной прочности двигателей» (Самара, 1999); Международной научно-технической конференции "Двигатели XXI века" (Москва, 2000).

Диссертационная работа рассмотрена и одобрена на заседании кафедры конструкции и проектирования двигателей МАИ.

По теме опубликовано 19 работ, включая 5 статей, 11 докладов, получены 2 авторских свидетельства и 4 патента на изобретение, подана заявка на изобретение способа определения предельной несущей способности подшипника.

На защиту выносятся:

- конструкция ОЛГП;

- результаты анализа расчетов давления в смазочных слоях различной формы по различным видам уравнений газовой смазки;

- методика и результаты анализа контактов между упругими пластинами;

- методика вычисления перемещений лепестков подшипника под действием давления смазочного слоя;

- способ экспериментального определения предельной несущей способности лепесткового подшипника;

- сравнительные теоретические и экспериментальные результаты расчета статической нагрузочной характеристики, момента (мощности) трения в подшипнике, предельной несущей способности подшипника при различной частоте вращения.

Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав основной части, заключения и списка литературы.

Заключение диссертации по теме «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», Ермилов, Юрий Иванович

3.5. Выводы

Разработаны новый способ и методика экспериментального определения ПНС осевого ЛГП. Создана экспериментальная установка, на которой проведено определение ПНС и мощности трения осевого ЛГП в широком диапазоне частот вращения и нагрузок.

Проведенные экспериментальные исследования осевых ЛГП позволяет сделать следующие выводы:

1. Теоретическая нагрузочная характеристика осевого ЛГП при невращаю-щемся роторе практически полностью (с точностью до нескольких мкм) до совпадает с экспериментальной характеристикой.

2. Разработан способ создания нагрузки на осевой ЛГП. Нагрузка создается посредством сдавливания между корпусными деталями обоих осевых ЛГП вместе с пятой. Этот способ существенно упрощает создание нагрузки по сравнению с обычно используемой нагрузкой от пневматического поршня через вращающийся вал, что позволяет использовать при испытаниях многие турбома-шины при минимальной их доработке.

3. Проведено сопоставление определенных теоретически и экспериментально момента (мощности) трения осевого подшипника в широком диапазоне частот вращения и нагрузок. Эти моменты трения имеют приближенно линейные зависимости от частоты вращения при постоянной нагрузке и от нагрузки при постоянной частоте вращения. Соответственно мощности трения имеют приближенно квадратичную зависимость от частоты вращения при постоянной нагрузке и линейную зависимость от нагрузки при постоянной частоте вращения.

4. С ростом нагрузки экспериментальный момент трения растет быстрее теоретического. Максимальная относительная разница между полученными теоретически и экспериментально моментами (и мощностями) трения в диапазоне относительных нагрузок РПр от 0,02 до 0,9 изменяется от 20 процентов до 27 процентов. При использовании определенного для всего исследованного диапазона частот и нагрузок простого соотношения экспериментальных и теоретических зависимостей (3>8) эта разница снижается до диапазона от 20 процентов при малой нагрузке до 5 процентов при большой нагрузке.

5. Установлена возможность экспериментального определения ПНС с высокой точностью при использовании только легко определяемой зависимости частоты вращения ротора от времени при посадке. Для получения необходимого при определении ПНС суммарного момента трения ротора в радиальных подшипниках и по остальным поверхностям Мост достаточно использовать определенную теоретически а не экспериментально мощность трения в ОЛГП.

6. Проведено сопоставление определенной теоретически и экспериментально ПНС осевого подшипника в широком диапазоне частоты вращения. При сопоставлении теоретической и экспериментальной несущей способности осевого ЛГП определена расчетная допустимая минимальная толщина смазочного слоя. Эта толщина слабо изменяется в исследуемом диапазоне частот вращения и может быть использована при теоретическом определении ПНС в осевых подшипниках с другими параметрами и типоразмерами при близких значениях высоты микронеровностей поверхностей вала и лепестков подшипников.

Глава 4. ПРАКТИЧЕСКОЕ ПРИМЕНЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ ИССЛЕДОВАНИЙ ОЛГГТ

Автором были разработаны с использованием результатов, представленных в диссертации, осевые ЛТП различных типоразмеров для ряда турбомашин [26, 22, 3].

На конструкции этих подшипников получены (с участием автора) авторское свидетельство и патент [12, 6].

Были разработаны осевые ЛГП для следующих турбомашин:

• турбодетандер для криогенной гелиевой установки;

• турбодетандер для воздухоразделительной установки;

• турбохолодильник для системы кондиционирования;

• динамический имитатор турбогенератора — компрессора;

• центробежный турбокомпрессор со встроенным асинхронным электродвигателем для воздушной холодильной установки;

• фреоновый центробежный компрессор со встроенным электродвигателем для холодильной установки;

• центробежный компрессор со встроенным электродвигателем для получения сжатого воздуха;

• центробежный турбокомпрессор со встроенным вентильным электродвигателем для воздушной холодильной установки.

Ниже приведены их краткие характеристики.

Турбодетандер для криогенной гелиевой установки КГУ-250 (рис. 4.1) имеет следующие основные параметры.

Наружный диаметр осевого ЛГП - 37 мм. Частота вращения ротора 100.190 тыс. об/мин. Масса ротора- 220 г. мощность - 1,5.2 кВт. Диаметр цапф ротора - 16 мм.

Рис. 4.1. Турбодетандер для криогенной гелиевой установки КГУ-250

В составе КГУ-250 турбодетандер успешно проработал серию рабочих компаний [26].

Турбодетандер для воздухоразделительных установок К-0,15, АК-0,6, А-0,6 (рис. 4.2) имеет следующие основные параметры.

Наружный диаметр осевого ЛГП — 37 мм или 44 мм (в зависимости от параметров установки). Частота вращения ротора 80. 140 тыс. об/мин. Масса ротора- 230 г, мощность - 6.7 кВт. Диаметр цапф ротора - 16 мм.

Эксплуатации этих турбодетандеров на одной из воздухоразделительных установок продолжается с 1993 года по настоящее время.

Турбохолодильник для системы кондиционирования (рис. 4.3) имеет следующие основные параметры.

Наружный диаметр осевого ЛГП - 37 мм. Частота вращения ротора 100 тыс. об/мин. Масса ротора- 300 г. мощность - 3 кВт. Диаметр цапф ротора - 16 мм.

Турбохолодильник прошел все сдаточные испытания и был передан для эксплуатации в составе изделия.

Динамический имитатор турбогенератора — компрессора (рис. 4.4), созданный для изучения динамических свойств ротора турбогенератора — компрессора, имеет следующие основные параметры.

Наружный диаметр осевого ЛГП — 128 мм. Частота вращения ротора 55 тыс. об/мин. Масса ротора- 14 кг. Диаметр цапф ротора - 50 мм. Максимальная частота вращения - 50 тыс. об/мин

Проведенные испытания динамического имитатора, в частности, подтвердили работоспособность осевых ЛГП.

Центробежный турбокомпрессор со встроенным электродвигателем для воздушной холодильной установки (рис. 4.5) имеет следующие основные параметры.

Рис. 4.2.Турбодетандер для воздухоразделительмых установок К-0,15, АК-0,6, А-0,6

Рис. 4.3.Турбохолодильник для системы кондиционирования

Рис. 4.4. Динамический имитатора турбогенератора - компрессора

Рис. 4.5. Центробежный турбокомпрессор со встроенным электродвигателем для воздушной холодильной установки.

Наружный диаметр осевого ЛГП - 37 мм. Максимальная частота вращения ротора 95 тыс. об/мин. Масса ротора - 350 г. Диаметр цапф ротора - 16 мм. Мощность электродвигателя — 2 кВт.

Созданный турбокомпрессор прошел успешные испытания в составе воздушной холодильной установки.

Фреоновый центробежный компрессор со встроенным электродвигателем для установки кондиционирования воздуха (рис. 4.6) имеет следующие основные параметры.

Наружный диаметр осевого ЛГП — 80 мм. Максимальная частота вращения ротора 45 тыс. об/мин. Масса ротора- 2,8 кг. Диаметр цапф ротора - 32 мм. Мощность электродвигателя - 13 кВт.

Созданный компрессор прошел успешные испытания. В настоящее время находится в эксплуатации в составе стенда по отработке элементов установки кондицио нирования.

Центробежный компрессор со встроенным электродвигателем для получения сжатого воздуха (рис. 4.7) имеет следующие основные параметры.

Наружный диаметр осевого ЛГП — 80 мм. Максимальная частота вращения ротора 48 тыс. об/мин. Масса ротора- 3 кг. Диаметр цапф ротора - 32 мм. Мощность электродвигателя - 13 кВт.

Созданный компрессор прошел успешный испытания. В настоящее время находится в постоянной эксплуатации в заводских условиях.

Центробежный турбокомпрессор со встроенным электродвигателем для воздушной холодильной установки (рис. 4.8) имеет следующие основные параметры.

Наружный диаметр осевого ЛГП — 44 мм. Максимальная частота вращения ротора 110 тыс. об/мин. Масса ротора- 500 г. Диаметр цапф ротора - 16 мм. Мощность электродвигателя - 3,5 кВт.

Созданный турбокомпрессор прошел успешные испытания в составе воздушной холодильной установки.

Рис. 4.6. Фреоновый центробежный компрессор со встроенным электродвигателем для установки кондиционирования воздуха.

Рис. 4.7.Центробежный компрессор со встроенным электродвигателем для получения сжатого воздуха

Рис. 4.8. Центробежный турбокомпрессор со встроенным электродвигателем для воздушной холодильной установки.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В ходе работы на диссертацией проведен анализ состояния теоретических и экспериментальных исследований лепестковых газодинамических подшипни-/ ков. Разработана методика и программа расчета нагрузочной характеристики, предельной несущей способности и момента (мощности) трения осевого ЛГП, имеющего разработанную с участием автора конструкцию. Проведено экспериментальное определение статической нагрузочной характеристики, момента (мощности) трения и предельной несущей способности указанного лепесткового подшипника.

Выполненная работа позволяет сделать следующие выводы.

1. Разработаны и программно реализованы эффективные алгоритмы численного решения обобщенным методом Ньютона уравнений газовой смазки для бесконечно длинного смазочного слоя, смазочного слоя прямоугольной формы и смазочного слоя в форме кругового сектора, дающие быструю сходимость при профиле смазочного слоя, характерном как для традиционных газодинамических подшипников с твердыми поверхностями, так и для ЛГП во всем диапазоне скоростей и нагрузок.

2. Проведено сравнение характеристик смазочного слоя при различных уравнениях газовой смазки для бесконечно длинного смазочного слоя и смазочных слоев конечной длины. Показано, что при параметрах слоя, характерных для осевых ЛГП, несущая способность бесконечно длинного смазочного слоя может значительно отличаться от несущей способности слоя прямоугольной формы.

3. При сравнении несущей способности и распределения давлений смазочных слоев прямоугольной и секторной формы получены выражения, позволяющие заменять расчет уравнения газовой смазки в слое секторной формы на расчет уравнения газовой смазки в слое прямоугольной формы. При этом максимальная разница несущих способностей для этих слоев не превышает трех процентов.

4. Проведен анализ контактов различного количества пластин (лепестков) цилиндрической формы между собой и с твердой цилиндрической поверхностью при действии сосредоточенной и распределенной внешней нагрузки. Получены выражения для определения реакций между пластинами (лепестками) и твердой поверхностью. Эти выражения упрощают определение контактных реакций при расчете исследуемых в данной работе ЛГП и могут быть использованы при расчетах осевых ЛГП других конструкций.

5. Разработана методика вычисления перемещений лепестков осевого подшипника под действием давления смазочного слоя. При наличии распределенных контактов между лепестками полученные выражения для распределенных реакций позволяют существенно сократить число уравнений при нахождении сил, действующих на лепестки.

6. Разработан эффективный алгоритм решения УГД задачи, обеспечивающий надежную сходимость итерационного процесса и позволяющий в десятки раз сократить время вычислений при использовании в процессе решения уравнения газовой смазки для слоя прямоугольной формы.

7. Проведено экспериментальное и теоретическое определение статической нагрузочной характеристики осевого ЛГП. Сравнение эксперимента и теории показывает практически полное совпадение смещения вала от одной нагрузки во всем диапазоне несущей способности подшипника. Это дает возможность оптимального проектирования нагрузочной характеристики для обеспечения требуемых осевых зазоров в проточных частях турбомашины и минимизации момента трения в подшипниках при запуске с целью уменьшения износа покрытия.

8. Впервые получены и сопоставлены с теоретическими экспериментальные зависимости момента (мощности) трения от скорости в осевом ЛГП для широкого диапазона скоростей вращения и нагрузок. Экспериментально установлено, что момент трения приблизительно линейно зависит от частоты вращения (при постоянной нагрузке) и практически линейно зависит от нагрузки (при постоянной частоте вращения). Соответственно мощность трения имеет близкую к квадратичной зависимость от частоты вращения и практически линейно зависит от нагрузки. При сравнении теоретических и экспериментальных зависимостей установлено, что в широком диапазоне частот вращения скорость роста экспериментального момента трения (производная момента по нагрузке) превышает аналогичную теоретическую величину в 1,5±0,05 раза. Использование этого соотношения позволяет вычислять момент (мощность) трения в широком диапазоне частот и нагрузок с погрешностью 20 процентов при малой нагрузке и 5 процентов при большой нагрузке.

9. Разработан простой способ создания нагрузки на осевой подшипник при определении ПНС, позволяющий передавать нагрузку не через вращающийся вал, а через неподвижный корпус подшипника.

10. Разработана методика определение ПНС, позволяющая резко упростить одну из наиболее сложных и трудоемких задач экспериментального исследования ЛГП. Благодаря данной методике для определения этой важнейшей характеристики можно использовать практически любую турбомашину при ее небольшой доработке. Отпадает необходимость создания сложной экспериментальной установки, предназначенной для исследования ПНС осевых ЛГП с ограниченным диапазоном размеров и частот вращения.

11. Впервые определена на основе сопоставления теоретических и экспериментальных данных расчетная допустимая минимальная толщина смазочного слоя, находящаяся в диапазоне 1,75 . 2 мкм.Эта толщина может быть использована при теоретическом определении ПНС в ЛГП других параметров и типоразмеров при близких значениях шероховатости поверхностей вала и лепестков подшипников.

12. Результаты теоретических и экспериментальных исследований использованы при проектировании осевых ЛГП различных типоразмеров, имеющих разработанные с участием автора и защищенные патентами конструкции. Эти подшипники нашли применение в ряде турбомашин: динамическом имитаторе турбогенератора - компрессора, турбохолодильнике для системы кондиционирования, турбодетандерах для криогенной гелиевой и воздухоразделительной установок, центробежных турбокомпрессорах со встроенным электродвигателем для воздушной холодильной установки, фреоновом и воздушном центробежных компрессорах со встроенным электродвигателем для установки кондиционирования и получения сжатого воздуха.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Ермилов, Юрий Иванович, 2005 год

1. Ардашев В.И., Мамиконяц Л.А. Опыт создания высокооборотных газовых подшипников для микротурбодетандеров. Сб. "Проблемы развития газовой науки". Доклады Всесоюзного координационного совещания, т. П. М. "Наука", 1972, с. 200-207.

2. Брагин А.Н., Сапрыкин И.С., Балакин H.H. К определению упругих характеристик лепесткового подшипника скольжения при статическом нагруже-нии. Трение и износ, 1982, N 2, с.241-248.

3. Давыденков H.A., Равикович Ю.А., Ермилов Ю.И., и др. Высокоскоростные турбодетандеры для криогенных установок ожижения и разделения газов (статья, англ). 18 Международный конгресс по холоду, Монреаль, 1991.

4. Давыдов А.Б., Кобулашвили А.Ш., Шерсток А.Н. Расчет и конструирование турбодетандеров. Машиностроение, М., 1987, с. 232.

5. Ермилов Ю.И., Равикович Ю.А. Лепестковый газодинамический подшипник. Патент РФ № 2137954, 1999.

6. Ермилов Ю.И., Равикович Ю.А. Лепестковый газодинамический подшипник. Патент США № 6261002, 2002.

7. Ермилов Ю.И., Равикович Ю.А. Разработка математической модели осевого лепесткового газодинамического подшипника. 27 международное научно-техническое совещание по проблемам прочности двигателей. М., 1999.

8. Ермилов Ю.И., Равикович Ю.А., Захарова Н.Е., Адлер Ю.Р. Газодинамический радиальный подшипник. Патент РФ № 2010119, 1994.

9. Ю.Ермилов Ю.И., Равикович Ю.А., Определение динамических коэффициентов лепесткового газодинамического подшипника (тезисы доклада). 5 Всесоюзная н.-т. конф. по контактной гидродинамике, Самара, 1991.

10. Захарова Н.Е., Брагин А.Н. Экспериментальное исследование упругой податливости лепестковых газодинамических подпятников. Машиноведение, 1984, №1,с. 99-105

11. З.Захарова Н.Е., Ермилов Ю.И., Равикович Ю.А. и Адлер Ю.Р. Газодинамическая осевая опора. Авт. свидет. № 1754949, 1992.

12. Коулмен Р., Снайдер А. Линеаризация уравнения Рейнольдса для последующего численного решения. Проблемы трения и смазки, 1969, №1.

13. Кулаков В.М. Воздушный турбодетандер малой производительности на аэростатических подшипниках. Сб. "Исследование и расчет компрессоров, ва-куумнасосов и детандеров". Труды МВТУ, 1960, с. Ю5-Т22.

14. Пауэлл, Темпест. Исследование высокоскоростных машин с воздушными подшипниками на резиновых кольцах. Проблемы трения и смазки. 1968, N 4, с.40-49.

15. Г1ешти Ю. В., Ермилов Ю.И., Пешти В. Ю. Способ определения скорости всплытия ротора в газодинамическом подшипнике скольжения. Лвт. свидет. № 1589101, 1990.

16. Пешти Ю.В. Газовая смазка. Изд. МГТУ им. Баумана, М, 1993. 381с., ил.

17. Пинегин C.B., Захарова Н.Е., Брагин А.Н. Некоторые конструктивные особенности лепесткового газодинамического подпятника. Трение и износ, 1981, т. 2, с. 1017-1021.

18. Пинегин C.B., Орлов A.B., Табачников Ю.Б. Статические и динамические характеристики газостатических опор. М., Наука 1982.

19. Равикович Ю.А., Ермилов Ю.И., Захарова Н.Е., Адлер Ю.Р. Разработка высокоскоростных турбомашин на лепестковых опорах (тезисы доклада). Всесоюзная школа-семинар " Надежность роторных систем с опорами на газовой смазке", М.,1990.

20. Равикович Ю.А., Ермилов Ю.И., Захарова Н.Е., Адлер Ю.Р. Турбодетандер. Патент РФ № 2003931, 1993.

21. Равикович Ю.А., Ермилов Ю.И., Сергеев С.И. Обобщенная динамическая модель упругодемпферного подшипника (статья). Межвузовский сб.: "Вибрационная прочность и надежность двигателей и систем летательных аппаратов", Куйбышев, 1990.

22. Равикович Ю.А., Ермилов Ю.И., Захарова Н.Е. Разработка лепестковых газодинамических опор для высокоскоростных малоразмерных турбомашин (тезисы доклада). 5 Всесоюзное научно координационное совещание по газовой смазке, М.,1989.

23. Равикович Ю.А., Сергеев С.И. Ермилов Ю.И. Газостатическая опора типа демпфер-подшипник: устойчивость ротора, оптимизация (тезисы доклада). Всесоюзная школа-семинар " Надежность роторных систем с опорами на газовой смазке", М.,1990.

24. Равикович Ю.А., Сергеев С.И. Ермилов Ю.И. Проблемы устойчивости и динамики роторов с газовыми опорами (тезисы доклада). Региональная н.-т. конф. "Прогрессивные материалы, технологии и конструкции в машино- и приборостроении", Калуга, 1990.

25. Рудицин М.Н., Артемов П.Я., Любошиц М.И. Справочное пособие по сопротивлению материалов. Минск, 1970

26. Самарский A.A. Теория разностных схем. М.: Наука, 1983, 616 с.

27. Самсонов А.И. расчет и конструирование упорных лепестковых газодинамических подшипников для турбомашин. XVIII International symposium of Ship Power Plants. Gdynia, 1996.

28. Смирнов B.B. Расчет и анализ нагрузочных характеристик лепесткового газодинамического подшипника. Дис. к.т.н. Челябинск, 1987.

29. Стернлихт. Турбомашины с газовыми подшипниками. Проблемы трения и смазки, 1968, № 4, с. 2-21 (пер. с англ.).

30. Сухомлинов И. Я., Равикович Ю.А., Ермилов Ю.И. и др. Потери мощности трения высокоскоростного высокочастотного электропривода холодильных центробежных компрессоров. Химическое и нефтяное машиностроение, № 7, 2003 г.

31. С. П. Тимошенко, С. Войновский — Кригер. Теория пластин и оболочек. Пер. с англ., «Наука», 1966.

32. Уонг, Сткарт, Ролик. Характеристики радиального газового подшипника с самоустанавливающимкся вкладышами, полученные при испытаниях турбокомпрессора энергоустановки, работающей по циклу Брайтона. Проблемы трения и смазки, 1968, № 4, с. 31-40

33. Феодосьев В.И. Сопротивление материалов. М., 2001.

34. Хешмет, Уоловит, Пинкус. Анализ газового ленточного радиального подшипника. Проблемы трения и смазки, 1983, N 4.

35. Хешмет, Уоловит, Пинкус. Анализ податливого газового упорного подшипника. Проблемы трения и смазки, 1983, N4.

36. Хешмет, Шапиро, Грей. Разработка ленточных радиальных подшипников с повышенной несущей способностью и вихревой устойчивостью на высоких скоростях. Проблемы трения и смазки. 1982, N 2, с. 1-8.

37. Шидловский В.П., Равикович Ю.А. Ермилов Ю.И. Проблема газовой смазки: новая математическая модель и компьютерная реализация (статья, англ.). Международная н.-т. конф. «Компьютерные методы в прикладных науках 96». Париж, 1996.

38. Alston L. Gu, "Process Fluid Foil Bearing Liquid Hydrogen Turbopump" Allied-Signal Aerospace Company, AirResearch Los Angeles Division, AIAA-88-130.

39. Arakere, N.K., Nelson, H.D., An Analysis of Gas-Lubricated Foil-Journal Bearings, STLE Tribology Transactions, 1992, Volume: 35, Issue: No.l

40. Bons R., Hanlon J., Spencer S. Predicting the Behavior of Solar Dynamic Closed Brayton Cycle Power Conversion Sistemas. ASME Paper N 88-GT-I95. Gas Turbine and Aero Engine Congress. 1988, June 5-8. Amsterdam, Netherlands.

41. Brocks R.D. Conceptual Design study of a Nuclear Brayton Turboalternator-Compressor. General Electric Co. NASA, Washington, 1971, 525., CR.

42. Carece W., Cerini J.P. Investigation of Solid Film Lubricated Air Bearing Turbine at 80000 rpm. Naval Air Development Center Johnsvill, Aero Materials Department. Report NADC-MA-6809, 1968.

43. Curven P.V. Feasibility of Gas Bearing for Small High Performance Aircraft Gas Turbines. MTITR-68-87. AAMLABS. March 1969. US.

44. Davis J.E. Design, Fabrication and Testing of the Brayton Rotating Unit for a Nuclear Power Plant. Garret Corp., Airesearch Mfg, APS-5334R, NASA CR-1870, 1972,390р.

45. DellaCorte С., M. I. Valco, H. Heshmat, "Perfornance and Durability of High Temperature Foil Air Bearings for Oil-Free Turbomachinery", NASA/TM-1999-209187.

46. Dobler F.X., Miller L.G. Mini-Brayton Rotating Unit. В IPS Foil Bearing Development. AiResearch Mfg. 3-1-2936. NASA CR-159442, 1978,150p.

47. Giri L. Agrawal. Foil air/gas bearing technology an overview. Gas Turbine & Aeroengine Congress & Exhibition Orlando, Florida, 1997. 97-Gt-347.

48. Gray S, Heshmat H, Bhushan B. Technology progress on compliant foil air bearing systems for commercial applications. 8 th International Gas bearing symposium. 8th-10th April 1981, pp 69-95. p.27-31/

49. Guly D.S. at al. Advanced Turbocharger Design Programm. Garret Turbine Engine Co. Final Report, NASA CR-I74633. 1984,193p.

50. Heshmat, C. A. David S. Xu, and Hooshang Heshmat, Analysis of Gas Lubricated Foil Thrust Bearings Using Coupled Finite Element and Finite Difference Methods, Journal ofTribology, 2000, No.I.

51. PL Heshmat and P. Hermet. Compliant Foil Bearing Technology and Their Application to High Speed Turbomashinery. 19th Leeds-Lyon Symposium on Tribology. Liids, 8th-11th September, 1992.

52. H. Heshmat. Advancements in the Performance of Aero dynamic Foil Journal Bearing: High Speed and Load Capability. Trans ASME, Journal of Tribology, April, 1994.

53. Heshmat, C A and Heshmat, H , "An Analysis of Gas-Lubricated, Multileaf Foil Bearings with Backing Springs " ASME Journal of Tribology, 117, 1995, pp 437443.

54. Heshmat, H , Chen, H M , and Walton, J F , "On the Performance of Hybrid Foil-Magnetic Bearings " 43rd ASME Gas Turbine and Aeroengine Congress, Stockholm, Sweden, 1998, ASME Paper No 98-GT-376.

55. Heshmat, H and Ku. C-P R , "Structural Damping of Self-acting Compliant Foil Journal Beanigs " ASME Journal of Tribology, 1994, 116, pp76-82.

56. H. Heshmat, Operation of Foil Bearings Beyond the Bending Critical Mode. Journal of Tribology January 2000, Volume 122, Issue l,pp. 192-198.

57. Muench R.F., Dovall C.D. Operation of 30 kW Closed Brayton Cycle with a Thermal Energy Storage Heat Source. AJIA-SAE-ASME 17-th Joint Propulsion Conf. Colorado Springs, US. 1981, lip.

58. O'Brien P. "Gas Bearing Turboexpanders", Airresearch Manufacturing Company, Turbomachinery International, 1984.

59. Pietsch A.A., Triable S.W. Closed Brayton Solar Dynamic Power for the Space Station. 37-th International Astronautical Congress. Paper I-AF-86-. Innsbruck, Austria, 1986, Okt. 4-11, lOp.

60. Rohde S.M., Oh K.P. A Unified Treatment of Thick and Thin Film Elastohy-drodynamic Problems by Using Higher Order Element Methods. Proc& Royal Soc, Series A (London), Vol 343, 1975, pp.315-331.

61. Salehi M., Heshmat H., and Walton J. On the Frictional Damping Characterization of Compliant Bump Foils

62. Salehi M., Swanson E., and Pleshmat PL Thermal Features of Compliant Foil Bearings—Theory and Experiments Volume 123, issue 3, pp. 441-655 Journal of Tribology—July 2001 pp. 566-571

63. Sixmith H. Theory and Design of Gas Lubricated Bearings of High Stability. Proc. of the First International Symposium on Gas Lubricated Bearings. Wash., 26-28 Oict.1959, p.418-454.

64. Sunano, F J , Dayton, R D , and Woessner, F G , 1983, "Test Experience with Turbine-End Foil Bearing Equipped Gas Turbine Engines " ASME Paper No 83-GT-73.

65. Swanson, E E , and Heshmat, H , 2000, "Capabilities of Large Foil Bearings " ASME Paper 2000-GT-387.

66. Swanson, E., Walton, J., Heshmat, H., "A Test Stand for Dynamic Characterization of Oil-Free Bearings for Modern Gas Turbine Engine". Proceedings of ASME TURBO EXPO 2002 June3-6, Amsterdam, The Netherlands.

67. Swanson, EE, Walton, JF, Heshmat, H,, "Performance of a Foil-Magnetic Hybrid Bearing " ASME Paper 2000-GT-411.

68. UK Patent y 880997, FI2/1,1958 (Sixmith H.NRDC).

69. US Patent N2864552, cl. 308/2, 1954 (Codfry Ltd., UK).

70. US Patent N3215480, cl. 308/121, 1963 (D.J. Marley).

71. US Patent N 4260339, cl. 417/406, 1979 (British Airspace, UK).

72. UK patent № 1249863, cl. F2A, 1968.

73. UK Patent N 1600552, FI6C 39/06. 1978 (Sulzer Broth.).

74. Villard J.C., Miiller P.J. Cas Bearing Cryogenic Expansion Turbine. 1974, v.i9, p.209-215.

75. Walton, J F and Heshmat, H , 1994, "Compliant Foil Beanngs for use in Ciyo-genic Turbopumps " NASA CP3232 Vol 1, pp 372-381

76. Wapato P.G., Norman R.H. Long-Duration Cryogenic Cooling with the Brayton Turbo-Refrigerator. Proceedings of the society of Photo-Optical Instrumentation Engineers. 1980, v. 245, p. 120-125 '