CN110374685A

CN110374685A - 锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法及航空发动机

Info

Publication number: CN110374685A
Application number: CN201910647164.6A
Authority: CN
Inventors: 左铭; 杨养花; 王浩然
Original assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Current assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date: 2019-07-17
Filing date: 2019-07-17
Publication date: 2019-10-25

Abstract

本申请涉及一种锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法，所述控制方法包括：确定所述锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙的影响因素，所述影响因素包括发动机工作时对侧面间隙具有影响的工作影响因素和发动机在加工设计安装时具有影响的加工影响因素；根据所述工作影响因素和/或所述加工影响因素以及发动机的工作过程确定锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙具有最小安全间隙的工作状态；采用多种方法确定所述工作状态下的最小安全间隙，取其中最小值为最小侧向安全间隙。本申请与现有技术相比成功解决了锯齿冠涡轮叶片非工作面间隙控制的难题，提高了国内发动机使用的安全性和可靠性，避免了此前由于叶冠非工作面出现异常碰磨导致的叶片更换。

Description

锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法及航空发动机

技术领域

本申请属于航空发动机叶片设计技术领域，特别涉及一种锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法及航空发动机。

背景技术

随着大涵道比民用航空发动机的发展，锯齿冠涡轮叶片被大量应用到这种发动机当中。这种叶片在使用中经常出现由于叶冠非工作面侧向间隙选取不合理带来的结构安全及流道燃气泄漏大影响涡轮效率的问题。

发动机工作时，锯齿冠在周向上会产生热伸长，因此需要预留足够的伸长空间，而叶身因承受离心力和热应力的影响在径向上会产生离心伸长和热伸长，同样会造成锯齿冠空间位置的变化。因此，鉴于以上两方面原因，就需要在叶冠非工作面12预留一定的侧向间隙14，以适应锯齿冠1的热伸长及位置的变化需要，如图1所示。而且锯齿冠的非工作面12不能相互接触。非工作面12一旦接触，将会造成锯齿冠1的热伸长受阻、啮合面13滑移卡滞，在啮合面13和非工作面12的转接处产生较大拉应力，久而久之会产生裂纹，造成锯齿冠1具有掉块等危险因素。

因此，需要有一种方法以控制锯齿冠涡轮叶片的非工作面侧向间隙，避免非工作面的接触。

发明内容

本申请的目的是提供了一种锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法及航空发动机，以解决上述任一问题。

在一方面，本申请提供的技术方案是：一种锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法，所述控制方法包括

确定所述锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙的影响因素，所述影响因素包括发动机工作时对侧面间隙具有影响的工作影响因素和发动机在加工时具有影响的加工影响因素；

根据所述工作影响因素和/或所述加工影响因素以及发动机的工作过程确定锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙具有最小安全间隙的工作状态；

采用多种方法确定所述工作状态下的安全间隙，取其中最小值为最小侧向安全间隙。

在本申请的方法中，所述工作影响因素包括：锯齿冠周向热伸长、叶片与涡轮盘组件的径向热伸长及叶片与涡轮盘组件的离心伸长。

在本申请的方法中，所述加工影响因素包括：锯齿冠相对榫头位置度、叶片通道高度尺寸公差、叶冠弦长公差、涡轮盘榫槽分布位置度、涡轮盘榫槽错齿、涡轮盘榫槽安装角公差。

在本申请的方法中，所述确定锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙具有最小安全间隙的工作状态，包括

将航空发动机的工作过程分为四个阶段，所述四个阶段包括启动、爬升、巡航、降落；

在发动机启动阶段，涡轮盘的温升与叶片的热伸长相比有滞后性，因此确定叶身和锯齿冠的热伸长、涡轮盘和叶片的离心伸长为非工作面侧向间隙的主要影响因素；

在发动机爬升阶段，涡轮盘的径向伸长可忽略不计；

在发动机巡航阶段，涡轮盘已经伸长，锯齿冠的侧向间隙开始变大，锯齿冠非工作面的侧向间隙也会相应增大，由于锯齿冠非工作面处于大间隙状态，因此发动机是安全的；

在发动机降落阶段，涡轮盘的温度下降存在滞后性，且锯齿冠的侧向间隙会持续处于大间隙状态一段时间，因此发动机同样安全；

根据上述过程，确定锯齿冠非工作面的侧向间隙在发动机启动阶段具有最小安全间隙。

在本申请的方法中，所述多种方法包括

平均间隙法，所述平均间隙法不考虑榫头、叶冠等各种位置度影响，仅考虑设计值与理论值之差；

接触间隙法，所述接触间隙法以假设叶片之间相互接触为前提，假设叶冠锯齿面前后的出气边非工作之间和进气边非工作表面之间依次轮流接触，之后分别计算啮合面前、后间隙；

安装状态间隙法，所述安装状态间隙法计算一处啮合的相邻叶冠非工作表面间安装状态下的间隙。

在本申请的方法中，在所述平均间隙法中，具体如下计算方法

S1＝t*-C1

S2＝t*-C2

式中：t为锯齿冠理论弦长，C1为锯齿冠排气边设计宽度，C2为锯齿冠进气边设计宽度，S1为锯齿冠排气边的平均间隙，S2为锯齿冠进气边的平均间隙。

在本申请的方法中，在所述接触间隙法中，具体如下计算方法

S3＝t+(a－b)－C3

S4＝m+(b－a)－C4

式中，S3为叶冠进气边非工作表面之间的间隙，S4为叶冠排气边非工作表面之间的间隙，t为叶冠理论弦长，a为锯齿冠进气边叶盆侧距叶片坐标原点的距离，b为锯齿冠排气边叶盆侧距叶片坐标原点的距离，C3为锯齿冠进气边设计宽度，C4为锯齿冠排气边设计宽度，m为额定尺寸。

在本申请的方法中，在所述安装状态间隙法中，具体如下计算方法

S5＝t*+b-C1-b

S6＝t*+a-C2-a

S6＝S2＝S3，S5＝S1＝S4

式中，S5为叶冠进气边非工作表面之间的间隙，S6为叶冠排气边非工作表面之间的间隙，t为锯齿冠理论弦长，a为锯齿冠进气边叶盆侧距叶片坐标原点的距离，b为锯齿冠排气边叶盆侧距叶片坐标原点的距离，S2为锯齿冠进气边的平均间隙，S1为锯齿冠排气边的平均间隙。

在另一方面，本申请提供了一种具有锯齿冠转子叶片的航空发动机，所述航空发动机按如上任一所述的锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法对航空发动机中的锯齿冠转子叶片的间隙进行控制。

本申请与现有技术相比成功解决了锯齿冠转子叶片非工作面间隙控制的难题，提高了国内发动机使用的安全性和可靠性，避免了此前由于叶冠非工作面出现异常碰磨导致的叶片更换。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为锯齿冠涡轮叶片啮合状态示意图。

图2为本申请的转子叶片和涡轮盘装配示意图。

图3为本申请的离心力和温度作用下锯齿冠侧向间隙增大示意图。

图4为本申请的锯齿冠周向热伸长前后间隙变化示意图。

图5为本申请的平均间隙法示意图。

图6为本申请的接触间隙法排气边示意图。

图7为本申请的接触间隙法进气边示意图。

图8为本申请的安装状态间隙法示意图。

图9为本申请的控制方法流程图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

为了实现锯齿冠涡轮叶片的非工作面侧向间隙控制，避免非工作面接触而带来叶片掉块的风险，本申请提出一种锯齿冠涡轮叶片非工作面侧向间隙设计方法，以解决上述问题。

如图9所示，本申请的锯齿冠涡轮叶片非工作面侧向间隙控制方法，包括以下内容：

1、确定锯齿冠涡轮叶片非工作面侧向间隙的影响因素

如图2所示，由于锯齿冠涡轮叶片10装在涡轮盘20上以后，会形成环形的闭合结构，单片占据一定的平均空间。由此得出，影响锯齿冠涡轮叶片叶冠非工作面侧向间隙的因素如表1。

表1锯齿冠非工作面侧向间隙的影响因素

表中“+”表示侧向间隙增大，“-”表示侧向间隙减小。

2、锯齿冠涡轮叶片最小非工作面侧向安全间隙的影响分析

2.1、加工因素分析

表1中所列的4～9项各种加工影响因素会影响单个叶片的锯齿冠结构尺寸，但是可以从控制产品加工质量分布率上进行控制，以达到整台发动机的叶片侧向间隙均匀一致的目的。

另外，叶片10安装在涡轮盘20上后，锯齿冠会形成一个环形闭合空间，这种锯齿冠结构具有本身的绝对空间不可超越性(锯齿冠弦长不可超越理论值)及间隙的相邻叶片共享性的特点。因此，表1中4～9项所列的各种加工因素在装配后引起的侧向间隙变化可认为“互为抵消”。

而且，随着加工水平和加工精度的提高，加工偏差给非工作面的侧向间隙带来的影响也会越来越小。

在目前的加工条件下，还可以通过在盘片组件上测量非工作面侧向间隙，对偏离均值者采取更换其它叶片的方法进行调整。

因此，在本申请中，非工作面侧向间隙选取分析时，忽略上述因素，在尺寸链计算判定时考虑其影响。

2.2、工作因素分析

通过上文可知，非工作面侧向间隙选取要考虑表1中1～3项所列的工作因素的影响。这些因素无法人为控制，只能在冷态下通过预留足够的侧向空间，以适应其变化需要。工作时，在离心力和温度的作用下会引起涡轮盘和叶片的径向伸长，使叶冠侧向间隙增大。如图3所示，涡轮盘和叶片在初始状态时位于位置W0，涡轮盘和叶片在工作状态时位于位置W1，由于径向的变化而引起侧向(周向)间隙14发生变化；而温度引起的锯齿冠周向热伸长会引起侧向间隙14变小，是叶片在工作中的不安全因素。如图4所示，锯齿冠周向未发生热伸长前为侧向间隙14，锯齿冠周向发生热伸长后为侧向间隙14’，侧向间隙明显减小。

将航空发动机的工作过程分为“启动-爬升-巡航-降落”四个阶段。

A、在发动机启动升转过程中，涡轮盘的温升与叶片的热伸长相比有很长时间的滞后，因此叶身和锯齿冠的热伸长、涡轮盘和叶片的离心伸长是非工作面侧向间隙的主要影响因素；

B、爬升过程与启动过程类似，涡轮盘的径向伸长可忽略不计；

C、当发动机的转速升高到巡航或最大状态稳定一段时间后，此时涡轮盘已经伸长，锯齿冠的侧向间隙开始变大，锯齿冠非工作面的侧向间隙也会相应增大，此时由于锯齿冠非工作面处于大间隙状态，因此发动机是安全的；

D、在发动机降落过程中，涡轮盘的温度下降同样存在滞后，较缓慢。此时锯齿冠侧向间隙会持续处于大间隙状态一段时间，因此，这一过程发动机同样安全。

通过以上分析可知，发动机在启动升转过程中，锯齿冠非工作面侧向间隙最小，即最容易出现危险。只要保证在该侧向间隙下，发动机能够安全稳定的工作，那么其它状态就安全。因此，这一状态下锯齿冠非工作面的侧向间隙是锯齿冠涡轮叶片非工作面侧向间隙需要保证的最小侧向安全间隙。

3、锯齿冠涡轮叶片非工作面间隙的确定

通过对锯齿冠涡轮叶片非工作面最小侧向安全间隙的分析，结合实际侧向间隙的选取，本申请中提出了三种锯齿冠涡轮叶片非工作面侧向间隙的计算方法。

A、第一种方法，不考虑榫头、叶冠等各种位置度影响，仅考虑设计值与理论值之差，这是设计间隙，也叫平均间隙；

B、第二种方法，以假设叶片之间相互接触为前提，假设叶冠锯齿面前后的出气边非工作之间和进气边非工作表面之间依次轮流接触(环形闭合空间状态下、叶冠变形时、非工作表面挤压时的装配间隙计算)，分别计算啮合面前、后间隙；

C、第三种方法，计算一处啮合的相邻叶冠非工作表面间安装状态下的间隙。

三种结果中计算出的最小侧向安全间隙必须满足叶冠安全工作的需要。

3.1、平均间隙计算法

在此方法中，最小侧向安全间隙值为理论弦长减去锯齿冠设计宽度，其中，锯齿冠进气边宽度和锯齿冠出气边宽度可以相同，也可以不同，见图5所示。

S1＝t*-C1

S2＝t*-C2

3.2接触间隙计算法(模拟工作状态情况)

在此方法中，以假设叶片之间相互接触为前提，假设锯齿冠齿面前后的出气边非工作面之间和进气边的非工作表面之间依次轮流接触(环形闭合空间下，锯齿冠变形状态下非工作表面挤压时、装配状态的间隙计算)，分别计算啮合面前、后间隙。此方法中，考虑了啮合面前、后的相互位置影响，见图6和图7所示。

A、计算额定尺寸m，不计公差，额定值根据锯齿冠理论弦长t和设计时选定的进气边和出气边非工作表面之间的宽度确定。

B、进气边非工作表面之间的间隙S3的确定，建立尺寸链

S₃＝t+(a－b)－C3

C、排气边非工作表面之间的间隙S4的确定，建立尺寸链

S₄＝m+(b－a)－C4

式中，S₃为叶冠进气边非工作表面之间的间隙，S₄为叶冠排气边非工作表面之间的间隙，t为叶冠理论弦长，a为锯齿冠进气边叶盆侧距叶片坐标原点的距离，b为锯齿冠排气边叶盆侧距叶片坐标原点的距离，C3为锯齿冠进气边设计宽度，C4为锯齿冠排气边设计宽度。

3.3、安装状态间隙计算法，见图8所示

A、为确定叶冠进气边间隙S5，建立尺寸链S5＝t*+b-C1-b

B、为确定叶冠出气边间隙S6，建立尺寸链S6＝t*+a-C2-a

其中，3.1、3.2、3.3节的计算结果中的额定尺寸S₅＝S1＝S4，额定尺寸S₆＝S2＝S3。

式中，t为锯齿冠理论弦长，a为锯齿冠进气边叶盆侧距叶片坐标原点的距离，b为锯齿冠排气边叶盆侧距叶片坐标原点的距离，S2为锯齿冠进气边的平均间隙，S1为锯齿冠排气边的平均间隙。

利用本申请提出的锯齿冠涡轮叶片非工作面侧向间隙设计方法对某型发动机叶片的侧向间隙进行了控制。选取该发动机启动状态的转速和温度参数进行计算，转速取5000r/min，温度取400℃～600℃。间隙计算结果见表2。锯齿冠径向离心伸长和热伸长为3mm，换算到锯齿冠周向空间扩大量为0.4mm；锯齿冠弦长周向离心伸长和热伸长为0.2mm；对两者进行差值计算得到，在发动机启动过程中锯齿冠非工作面的最小侧向安全间隙为0.2mm。按照该间隙对某型发动机进行控制，既保证了叶尖气体泄漏量最小，而且在使用中也没有出现叶冠非工作面接触的异常碰磨情况。

表2某发动机启动过程中叶冠最小侧向间隙计算

本申请与现有技术相比成功解决了锯齿冠涡轮叶片非工作面间隙控制的难题，提高了国内发动机使用的安全性和可靠性，避免了此前由于叶冠非工作面出现异常碰磨导致的叶片更换。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法，其特征在于，所述控制方法包括

2.如权利要求1所述的锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法，其特征在于，所述工作影响因素包括

锯齿冠周向热伸长、叶片与涡轮盘组件的径向热伸长及叶片与涡轮盘组件的离心伸长。

3.如权利要求1所述的锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法，其特征在于，所述加工影响因素包括

锯齿冠相对榫头位置度、叶片通道高度尺寸公差、叶冠弦长公差、涡轮盘榫槽分布位置度、涡轮盘榫槽错齿、涡轮盘榫槽安装角公差。

4.如权利要求1至3任一所述的锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法，其特征在于，所述确定锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙具有最小安全间隙的工作状态，包括

在发动机爬升阶段，涡轮盘的径向伸长可忽略不计；

5.如权利要求1所述的锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法，其特征在于，所述多种方法包括

6.如权利要求5所述的锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法，其特征在于，在所述平均间隙法中，具体如下计算方法

S1＝t*-C1

S2＝t*-C2

7.如权利要求5所述的锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法，其特征在于，在所述接触间隙法中，具体如下计算方法

S3＝t+(a－b)－C3

S4＝m+(b－a)－C4

8.如权利要求5所述的锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法，其特征在于，在所述安装状态间隙法中，具体如下计算方法

S5＝t*+b-C1-b

S6＝t*+a-C2-a

S6＝S2＝S3，S5＝S1＝S4

9.一种具有锯齿冠转子叶片的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机按如权利要求1至8任一所述的锯齿冠转子叶片非工作面侧向间隙控制方法对航空发动机中的锯齿冠转子叶片的间隙进行控制。