CN105205291A - 中空涡轮的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种中空涡轮的设计方法，其包括如下步骤：a、确定与实心增压涡轮适配的圆内孔轮；b、确定中空涡轮的最大离心应力以及振动模态；c、若中空涡轮的最大离心应力与实心增压涡轮的最大离心应力之间的偏差大于应力偏差阈值，或中空涡轮的振动模态与实心增压涡轮的振动模态之间的偏差大于模态偏差阈值，则对中空涡轮叶片根部的圆角以及厚度进行修正，以使得修正后中空涡轮的最大离心应力与实心增压涡轮的最大离心应力之间的偏差小于应力偏差阈值，且修正后中空涡轮的振动模态与实心增压涡轮的振动模态之间的偏差小模态偏差阈值。本发明步骤简便，确保中空涡轮使用时的稳定性以及可靠性。

Description

中空涡轮的设计方法

技术领域

本发明涉及一种中空涡轮，尤其是一种中空涡轮的设计方法，属于中空涡轮设计的技术领域。

背景技术

近年来各国政府相继以立法形式对车辆的燃油消耗与尾气排放进行强制性约束，以应对日趋恶化的大气环境和石油危机。日益严格的排放标准促进了汽车发动机的升级换代，使得最初应用于航空发动机的涡轮增压技术在汽车行业得以推广，成为提高汽车动力性能的主流方向。涡轮增压技术可以提高汽车发动机功率、降低能耗和减少排放，是目前实现汽车工业节能减排目标最有效的手段之一。

涡轮是汽车涡轮增压器的核心零部件，其性能直接决定了涡轮增压发动机的节能减排效果、使用寿命和可靠性。涡轮工作环境非常恶劣，柴油机上涡轮工作温度可高达750℃，而在汽油机上更高达1050℃，涡轮转速可达20万转/分以上，同时涡轮叶片受周期性气流冲击，易产生共振，导致疲劳损坏。为了使增压器能够在较恶劣的工况下正常工作，提高增压器的可靠性和耐久性，需要从涡轮结构、涡轮选材和成形工艺三个方面进行优化。

由于涡轮截面尺寸差异大，涡轮四周布满细薄的叶片，中间轮盘较为厚大，对于常规精密铸造来说，希望极力避免的就是同一铸件壁厚差异过大。此类铸件厚大热节位置也是最后凝固的部位，集中缩孔也往往产生于此。从组织均匀性角度考量，液态铸造时，薄的叶片易形成细晶，不能满足耐热性要求(持久和蠕变性能较差)，而厚的轮盘则形成粗大晶粒，又不能满足强度和低周疲劳性能的要求。除了在铸造工艺凝固环节上采取措施之外最有效的方法便是从结构上减小壁厚差，采取中空设计是最简捷且行之有效的途径。

中空涡轮使得结构上壁厚差降低和心部热节尺寸减小，可以有效减轻涡轮铸造成形的凝固缺陷，同时可以改善整个涡轮铸件的组织均匀性。同时中空设计也使得利用粉末注射成形技术成形涡轮成为可能，中空设计使决定涡轮生坯脱脂速度与完全性的最大壁厚减小，进而扩大了粉末注射成形技术在涡轮制造上的工艺适用窗口。

中空涡轮设计的优势除了体现在制造工艺和成形质量之外，其最大的优势是可以降低涡轮转子的转动惯量，有效提高涡轮增压器的瞬态响应特性以及车辆的加速性。对于采用粉末注射成形技术制造的中空涡轮，由于其材料强度的提高，涡轮叶片厚度可以减薄，可以更进一步的提高涡轮增压器的瞬态响应特性和车辆的加速性，同时涡轮增压器的效率可以得到提高，进而提高发动机的功率，降低发动机的油耗和排放。

涡轮中空设计后会导致蜗轮整体旋转过程中应力大小和分布发生变化，对涡轮的频率也有一定的影响。如何确定中空涡轮工作的稳定性以及可靠性是现有中空涡轮设计的一个难题。

发明内容

本发明的目的是克服现有技术中存在的不足，提供一种中空涡轮的设计方法，其步骤简便，确保中空涡轮使用时的稳定性以及可靠性。

按照本发明提供的技术方案，一种中空涡轮的设计方法，所述中空涡轮的设计方法包括如下步骤：

a、给定所需尺寸的实心增压涡轮，并根据所述实心增压涡轮的尺寸确定与实心增压涡轮适配的圆内孔，以得到所需的中空涡轮；

b、利用有限元建模软件建立上述实心增压涡轮以及中空涡轮相对应的有限元模型，并给定实心增压涡轮的工作承受载荷，且在实心增压涡轮的工作承受载荷下，确定中空涡轮的最大离心应力以及振动模态；

c、若中空涡轮的最大离心应力与实心增压涡轮的最大离心应力之间的偏差大于应力偏差阈值，或中空涡轮的振动模态与实心增压涡轮的振动模态之间的偏差大于模态偏差阈值，则对中空涡轮叶片根部的圆角以及厚度进行修正，以使得修正后中空涡轮的最大离心应力与实心增压涡轮的最大离心应力之间的偏差小于应力偏差阈值，且修正后中空涡轮的振动模态与实心增压涡轮的振动模态之间的偏差小模态偏差阈值。

所述实心增压涡轮的工作承受载荷包括涡轮工作的高温、涡轮的最高转速以及气流冲击共振。

对中空涡轮叶片根部的圆角或厚度进行修正时，采用逐步增大叶片根部圆角或厚度，所述应力偏差阈值为5％，模态偏差阈值为1％。

本发明的优点：将中空涡轮与实心增压涡轮相对应的最大应力、振动模态进行分析对比，再对中空涡轮叶根部的圆角以及厚度进行修正，直至使得修正后中空涡轮的最大离心应力与实心增压涡轮的最大离心应力之间的偏差小于应力偏差阈值，且修正后中空涡轮的振动模态与实心增压涡轮的振动模态之间的偏差小模态偏差阈值，确保中空涡轮运行的稳定性以及可靠性。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明作进一步说明。

为了确保中空涡轮使用时的稳定性以及可靠性，本发明中空涡轮的设计方法包括如下步骤：

a、给定所需尺寸的实心增压涡轮，并根据所述实心增压涡轮的尺寸确定与实心增压涡轮适配的圆内孔，以得到所需的中空涡轮；

本发明实施例中，实心增压涡轮与中空涡轮的基本结构尺寸相一致，在实心增压涡轮的尺寸给定后，可以得到适配的圆内孔，即得到中空涡轮。根据实心增压涡轮的尺寸确定适配圆内孔尺寸的过程为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。

b、利用有限元建模软件建立上述实心增压涡轮以及中空涡轮相对应的有限元模型，并给定实心增压涡轮的工作承受载荷，且在实心增压涡轮的工作承受载荷下，确定中空涡轮的最大离心应力以及振动模态；

本发明实施例中，利用现有常用的有限元软件得到实心增压涡轮以及中空涡轮的有限元模型，具体建模过程为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。实心增压涡轮的工作承受载荷主要有：高温、高转速以及气流冲击导致的共振。

高转速带来较大的离心力作用涡轮，叶片根部圆角通常是应力最大的部位，通过有限元分析方法，可以得到叶根圆角的应力分布及其具体数值。由于中空涡轮的结构刚度比实心涡轮小，因此导致中空涡轮在相同离心力作用下其应力值较大，但是应力分布没有变化。

涡轮叶片在气流冲击作用下，会导致涡轮叶片产生共振，为了避免涡轮中空后其叶片振动加剧，需要保证中空涡轮自身的模态参数固有属性与实心增压涡轮保持一致。保证手段是通过有限元模态分析，得到涡轮的模态频率和模态振型，使其与实心增压涡轮一致。

对中空涡轮以及实心增压涡轮分析时，分别考虑涡轮高温、高转速、气流冲击共振情况下，涡轮实际的载荷及其应力、模态等参数，保证中空涡轮的各种参数与实心涡轮保持一致或改变幅度不超过允许范围：

中空涡轮和实心增压涡轮的离心应力分析模型的边界条件包括自由度约束、集中力、压力转动角速度等。根据达朗贝尔原理，一个运动的物体可以看作是一个动平衡问题，作用在涡轮上的离心力便是一个等效力，在动平衡状态下离心力可以看作一个外载荷。涡轮离心应力计算所需要的主要参数包括：涡轮外缘直径、叶片个数、中空孔直径与深度，涡轮材料的弹性模量、泊松比、涡轮材料的密度。

涡轮单元体离心力计算公式为

dC＝Rω²dm＝ρRω²dV

其中略去三阶及以上高阶无穷小，得

dV＝RydRdθ

dC＝ρR²ω²ydRdθ

式中：dm-涡轮某单元的质量；ρ-涡轮材料密度；R-涡轮某单元体的半径；ω-涡轮旋转角速度；y-半径R处涡轮单元体厚度。

通过离心应力分析可以得到整个涡轮的应力分布及其具体数值，涡轮中最大应力位置一般为叶轮倒角处。涡轮在运行过程中涡轮叶根圆角处的应力值较大，叶根圆角处最容易失效。

涡轮振动模态计算：

频率变化较大直接影响转子系统的共振转速，进而增压器在工作转速内会发生共振，引起擦壳等故障。不同转速下涡轮振动模态分析的模拟计算公式如下：

涡轮(叶片)有限元振动方程为

$M\stackrel{\·\·}{x}\left(t\right)+C\stackrel{\·}{x}+Kx\left(t\right)=Q\left(t\right)$

其中，M、C、K、Q分别是涡轮叶片的质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵和节点载荷响亮，分别由各自的单元矩阵和向量集成。

M＝∑M_e，C＝∑C_e，K＝∑K_e，Q＝∑Q_e

$M_e={\∫}_{V_e}{\mathrm{\ρN}}^{T}NdV,K_e={\∫}_{V_e}{B}^{T}DBdV,C_e={\∫}_{V_e}{\mathrm{\μN}}^{T}NdV$

其中M_e，C_e和K_e分别是单元的质量矩阵、阻尼矩阵和刚度矩阵；

其中Q_e是单元载荷向量。

如果忽视阻尼的影响，则振动方程简化为

$M\stackrel{\·\·}{x}\left(t\right)+Kx\left(t\right)=Q\left(t\right)$

若上式右端为零，则其表达的是叶片的自由振动方程。解此自由振动方程，可得涡轮叶片的振动模态。

c、若中空涡轮的最大离心应力与实心增压涡轮的最大离心应力之间的偏差大于应力偏差阈值，或中空涡轮的振动模态与实心增压涡轮的振动模态之间的偏差大于模态偏差阈值，则对中空涡轮叶片根部的圆角以及厚度进行修正，以使得修正后中空涡轮的最大离心应力与实心增压涡轮的最大离心应力之间的偏差小于应力偏差阈值，且修正后中空涡轮的振动模态与实心增压涡轮的振动模态之间的偏差小模态偏差阈值。

本发明实施例中，通过上述分析计算，能得到中空涡轮、实心增压涡轮的应力分布以及振动模态；圆角修正是一个重复尝试的过程，通过有限元建模软件里调整圆角半径，从而进行圆角修正。修正原则是保证结构强度的情况下圆角越小越好，叶片根部越薄越优。整个中空涡轮的离心应力值与原始涡轮误差5％以内，由于涡轮最大应力值位置在叶片根部圆角处，因此只需要关注圆角处的应力值与原始涡轮的误差。

采用逐步增大叶片根部圆角或厚度，重新对中空涡轮的离心应力和振动模态进行计算，直至中空涡轮最大离心应力与实心涡轮的差值小于允许幅度。涡轮叶片的厚度可以通过以下方式来确定。通过若干条(例如5条)曲线沿轴心进行回转,回转面与涡轮相交得到截面,在任意位置作垂直于截面中心线的直线,与叶片两侧相交得到的该截线的长度即为叶片在该点的厚度L，保持叶片中线尺寸和形状不变，调整不同位置的L值即可以调整叶片厚度分布。叶片其余位置的厚度同样通过另外四条曲线创建回转面进行厚度调整。

本发明实施例中，以外缘直径52毫米的实心增压涡轮形成中空涡轮设计为例，介绍中空设计的针对高温、高转速、气流冲击共振作用下，中空涡轮的具体设计方法分别说明如下。

步骤1)、确定中空圆孔尺寸初步设计为；

步骤2)、利用有限元软件计算建模，具体参数为：

表1涡轮建模参数

模型	实心涡轮模型	中空蜗轮模型
			叶片数	11	11
节点	1827373	1455545
			网格单元	1268062	986895

步骤3)、最大离心应力计算

表2设计极限转速下离心应力最大值对比

由于(626-520)÷520＝20.38％＞5％，因此，需要对叶片根部圆角或厚度进行修正；

步骤4)、振动模态计算；

振动频率变化幅度小于1％，满足要求。

步骤5)、叶片根部圆角及厚度的修正：

由于涡轮最大应力值位置在叶片根部圆角处，因此只需要关注圆角处的应力值与原始涡轮的误差。采用逐步增大叶片根部圆角或厚度，结合建模网格加密化处理，重新对中空涡轮的离心应力和振动模态进行计算，直至中空涡轮最大离心应力与实心涡轮的差值小于允许幅度。

涡轮叶片的厚度可以通过以下方式来确定。通过设定5条曲线沿轴心进行回转,回转面与涡轮相交得到相应的截面,在任意位置作垂直于截面中心线的直线,与叶片两侧相交得到的该截线的长度即为叶片在该点的厚度,保持叶片中线尺寸和形状不变,调整不同位置的L值即可以调整叶片厚度分布。叶片其余位置的厚度同样通过另外四条曲线创建回转面进行厚度调整。

步骤6)、通过上述修正调整，得到直径52毫米的中空涡轮。

本发明将中空涡轮与实心增压涡轮相对应的最大应力、振动模态进行分析对比，再对中空涡轮叶根部的圆角以及厚度进行修正，直至使得修正后中空涡轮的最大离心应力与实心增压涡轮的最大离心应力之间的偏差小于应力偏差阈值，且修正后中空涡轮的振动模态与实心增压涡轮的振动模态之间的偏差小模态偏差阈值，确保中空涡轮运行的稳定性以及可靠性。

Claims (3)

1.一种中空涡轮的设计方法，其特征是，所述中空涡轮的设计方法包括如下步骤：

（a）、给定所需尺寸的实心增压涡轮，并根据所述实心增压涡轮的尺寸确定与实心增压涡轮适配的圆内孔，以得到所需的中空涡轮；

（b）、利用有限元建模软件建立上述实心增压涡轮以及中空涡轮相对应的有限元模型，并给定实心增压涡轮的工作承受载荷，且在实心增压涡轮的工作承受载荷下，确定中空涡轮的最大离心应力以及振动模态；

（c）、若中空涡轮的最大离心应力与实心增压涡轮的最大离心应力之间的偏差大于应力偏差阈值，或中空涡轮的振动模态与实心增压涡轮的振动模态之间的偏差大于模态偏差阈值，则对中空涡轮叶片根部的圆角以及厚度进行修正，以使得修正后中空涡轮的最大离心应力与实心增压涡轮的最大离心应力之间的偏差小于应力偏差阈值，且修正后中空涡轮的振动模态与实心增压涡轮的振动模态之间的偏差小模态偏差阈值。

2.根据权利要求1所述的中空涡轮的设计方法，其特征是：所述实心增压涡轮的工作承受载荷包括涡轮工作的高温、涡轮的最高转速以及气流冲击共振。

3.根据权利要求1所述的中空涡轮的设计方法，其特征是：对中空涡轮叶片根部的圆角或厚度进行修正时，采用逐步增大叶片根部圆角或厚度，所述应力偏差阈值为5%，模态偏差阈值为1%。