CN115791142A - 轴向限位叶片结构及配置方法 - Google Patents

Abstract

本发明的轴向限位叶片结构及配置方法，属于试验叶片的技术领域，所述轮盘为涡轮盘，所述涡轮盘以过盈的方式分别与篦齿盘上的卡槽结构及叶片连接，叶片包括榫齿，所述榫齿的一侧设置有限位件，且在所述涡轮盘对应位置设置有榫连接结构，所述限位件嵌入所述榫连接结构以对叶片进行轴向限位，形成模拟叶片以替代实际叶片的试验，从而大大降低试验的成本。

Description

轴向限位叶片结构及配置方法

技术领域

本发明属于试验叶片的技术领域，尤其涉及一种轴向限位叶片结构及配置方法。

背景技术

涡轮盘作为航空发动机的关键热端部件，在高温、高负荷、高转速的恶劣条件下工作，一旦发生破坏性故障会导致严重后果。据统计，由于发动机故障引起的飞行事故率约达43%，发动机结构故障约占50%，发动机结构事故中轮盘相关故障更是居于各类故障的首位。轮盘的寿命决定了发动机的安全寿命，影响和限制轮盘使用寿命的最主要因素是低循环疲劳寿命。

低循环疲劳通常是指循环频率较低、循环载荷较大，轮盘局部区域的应力超过材料屈服极限，致使轮盘局部区域材料实际上已进入塑性区工作，故又称塑性疲劳或者应变疲劳。涡轮盘结构复杂，在轮盘上设计有孔、凹槽等复杂的几何形状，会产生应力集中，应力集中处一般均有可能呈现较大的应力，在飞机反复起落的过程中就有可能承受较大的应力幅值和应变幅值，可能在应力集中处引起低循环疲劳失效。因此应力集中部位往往是轮盘的危险部位，决定了轮盘的低循环疲劳寿命。

航空发动机新机研制主要依靠的是试验验证，分析计算是在未进行试验前的分析工作，通过计算使一些经过筛选达不到要求的方案不再进行试验。在设计阶段分析计算以后，能符合寿命指标要求，基本确定的轮盘才进行有关的试验验证工作，这可缩短研制周期和节省试验的费用。

旋转试验器上真实轮盘的低循环疲劳试验对于确保轮盘具有足够的低循环疲劳寿命有着重要的意义。从经济上及效率性角度出发，一般采用关键部位所在的单级轮盘在旋转试验器上开展低循环疲劳试验。单级转子开展低循环疲劳试验在结构设计上需要解决两个问题，其一是为了降低试验成本及提高项目经济性单级转子叶片采用模拟叶片，需要解决模拟叶片结构如何设计问题，避免对所有盘进行试验；其二是单级转子一端没有限位结构，需要设计叶片轴向限位问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种轴向限位叶片结构，解决轮盘低循环疲劳试验成本较高的技术问题。

提供一种轴向限位叶片结构，用于轮盘低循环疲劳试验，所述轮盘为涡轮盘，所述涡轮盘以过盈的方式分别与篦齿盘上的卡槽结构及叶片连接，叶片包括榫齿，所述榫齿的一侧设置有限位件，且在所述涡轮盘对应位置设置有榫连接结构，所述限位件嵌入所述榫连接结构以对叶片进行轴向限位，形成模拟叶片以替代实际叶片的试验。

本发明的有益效果：

根据涡轮转子低循环疲劳试验需要，通过离心等效的方法设计了带有限位杆的模拟叶片，并提出了模拟叶片强度校核方法，校核结果表明模拟叶片强度低于轮盘槽底应力，高于轮盘低循环寿命，并得到了试验验证，大大降低试验的成本，试验结果表明模拟件限位杆达到了较好的限位效果，并达到了模拟叶片载荷目的。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是涡轮盘低循环疲劳试验件结构示意图；

图2是模拟叶片的结构示意图；

图3是涡轮盘设置有榫槽和凹槽的示意图；

图4是涡轮盘低循环疲劳试验件封严盘结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

如图1所示的轴向限位叶片结构，用于轮盘低循环疲劳试验，轮盘为涡轮盘，包括模拟叶片1、封严盘2及涡轮盘3，涡轮盘3以过盈的方式分别与篦齿盘上的卡槽结构及叶片连接，叶片包括榫齿，本发明的目的旨在叶片结构作为模拟叶片，通过模拟叶片替代真实叶片的试验，介于当前在对真实叶片进行试验时，需要将7种盘的配置来试验，因此，试验成本较高，发明在叶片设置有限位件形成模拟叶片，以替代真实叶片的试验，仅取封严盘、涡轮叶片及一级涡轮盘进行低循环疲劳试验，大大降低试验的成本，具体的：

如图2所示，榫齿的一侧设置有限位件4（以图2的放置作为参考，下侧设置有限位件4），且在涡轮盘3对应位置设置有榫连接结构，限位件4嵌入榫连接结构以对叶片进行轴向限位，形成模拟叶片以替代实际叶片的试验，其中，如图2所示，榫连接结构包括在涡轮盘3上沿叶片轴向相邻设置的三个左榫槽10、三个右榫槽11和凹槽5（如图3所示），三个左榫槽10形状与三个左榫齿8形状相适配，三个右榫槽11形状与三个右榫齿9形状相适配，对应安装后用于叶片的周向和径向限位。限位件4嵌入凹槽5，用以叶片的周向限位，试验中的安装方式，具体的，如图4所示，封严盘2通过上篦齿13和下篦齿14进行封严和限位，上篦齿13与模拟叶片1的榫头一侧面配合，下篦齿14与模拟叶片1的榫头另一侧面配合，限位件4嵌入凹槽5，用以叶片的周向限位。

进一步，凹槽5的深度至少为3mm，满足最小离心力作用下的卡合力，限位件4不会脱离涡轮盘3。

采用上述模拟叶片进行试验前，根据ANSYS有限元分析发动机高压涡轮转子结果可知（发动机高压涡轮转子主要由两级转子叶片、封严盘，级间盘及两级涡轮盘等组成），双级高压涡轮盘低循环破坏关键部位在封严盘通气孔，并非在限位件上，具体的，采用ANSYS有限元软件分析涡轮转子的弹塑性应力分布，并进行不同部位低循环疲劳寿命预测，获取涡轮转子的应力及寿命薄弱位置，本涡轮转子结构薄弱位置为高压涡轮盘槽底及封严盘通气孔，能够证明本发明的可行性，保证模拟叶片在试验过程中不会先于轮盘失效，具体限位件的参数配置如下介绍：

提供一种轴向限位叶片结构的配置方法，用于轮盘低循环疲劳试验，使用如上述所述的轴向限位叶片结构，所述方法包括：

S101:采用模拟叶片来替代发动机真实叶片，以模拟真实叶片载荷，模拟叶片的叶根倒圆与真实叶片叶根倒圆相同，叶片伸根及缘板高度与真实叶片相同，模拟叶片的榫头部分外廓尺寸与真实叶片相同，确保模拟真实叶片在试验过程中对盘体的离心载荷与真实叶片相同；

S102:计算出模拟叶片上的缘板以上叶身体积，以确定叶片叶身高度，具体的:

计算出缘板以上叶身体积，包括：

模拟叶片重心高度与真实叶片相同，模拟叶片与真实叶片对涡轮盘离心力的计算公式为：

（1）

其中，m₁为真实叶片质量，m₂为模拟叶片质量，ω为旋转角速度；r为叶片质心半径；

试验件上的模拟叶片数量与真实叶片数量、旋转角速度ω，均与真实叶片相同，并且，模拟叶片榫齿尺寸、伸根高度及缘板高度均与真实叶片相同，可得出：

（2）

其中，ρ₁为真实叶片材料密度，ρ₂为模拟叶片材料密度，V₁为真实叶片体积，V₂₁为模拟叶片缘板以下体积且为已知值，由式（2）计算出缘板以上叶身体积V₂₂的值；

S103:对模拟叶片强度的校核，并结合拉伸储备系数确定叶身的截面面积及其限位件的截面面积，模拟叶片优选的为平板叶片，具体的：

对模拟叶片限位结构进行三维有限元分析，确定出最大应力在榫齿的位置，限位结构及倒圆位置相对安全，保证模拟叶片在试验过程中不会先于轮盘失效；

叶身截面强度校核，确定平板叶片的叶身20的截面面积S₂₂（以图2的放置方向作为参考，即为，叶身20的横截面面积作为S₂₂）平均应力拉伸储备系数，并通过质心法确定叶身20的空间位置且通过榫齿的尺寸确定叶身20的形状，从而形成直叶片，直叶片的面积作为平板叶片的叶身20截面面积S₂₂；

定义平板叶片叶身20的高度为h₂₂，叶身20的高度h₂₂满足：

（3）。

上述的，叶身20的截面面积S₂₂平均应力拉伸储备系数，满足：当试验加载的试验温度大于500°C时，叶身20的截面面积S₂₂的平均应力拉伸储备系数大于1.3，当试验加载的试验温度小于或等于500°C时，叶身20的截面面积S₂₂的平均应力拉伸储备系数大于1；

通过榫齿的尺寸所确定的叶身的形状包括了倒角，以考虑应力集中的影响。

进一步的，确定限位件4的截面面积，包括：限位件的截面面积S₂₃平均应力拉伸储备系数大于等于1.3，并进行校核，如，通过质心法确定限位件的空间位置且通过榫齿的尺寸确定叶身的形状，从而形成直叶片，直叶片的截面作为限位件4的截面面积S₂₃，通过该方法确定限位件4的顶面30所在的截面面积为S₂₃，本发明中的限位件4的形状，优选的，为限位杆结构，并在竖直方向上各个位置的横截面面积相同。

S104:通过有限元软件进行检测，确定应力集中部位是否包括限位件4，具体的，如图4所示，有限元软件进行检测得出椭圆孔12为低循环疲劳试验件最薄弱位置，模拟叶片1的强度及疲劳寿命高于椭圆孔12。

S105:当限位件4不为应力集中部位时，仅取封严盘、涡轮叶片及一级涡轮盘进行低循环疲劳试验，避免在对真实叶片进行试验时，对七个盘同时进行试验，致使试验成本高的情况出现。

根据涡轮转子低循环疲劳试验需要，通过离心等效的方法设计了带有限位件4的模拟叶片，并提出了模拟叶片强度校核方法，校核结果表明模拟叶片强度低于轮盘槽底应力，高于轮盘低循环寿命，并得到了试验验证。试验结果表明模拟件限位杆达到了较好的限位效果，并达到了模拟叶片载荷目的。

以上，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权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种轴向限位叶片结构，用于轮盘低循环疲劳试验，所述轮盘为涡轮盘，所述涡轮盘以过盈的方式分别与篦齿盘上的卡槽结构及叶片连接，叶片包括榫齿，其特征在于，所述榫齿的一侧设置有限位件，且在所述涡轮盘对应位置设置有榫连接结构，所述限位件嵌入所述榫连接结构以对叶片进行轴向限位，形成模拟叶片以替代实际叶片的试验。

2.根据权利1要求所述的轴向限位叶片结构，其特征在于，所述榫连接结构包括在所述涡轮盘上沿叶片轴向相邻设置的榫槽和凹槽，其中：

所述榫槽形状与榫齿形状相适配，用于叶片的周向和径向限位；

所述限位件嵌入所述凹槽，用以叶片的周向限位。

3.根据权利2要求所述的轴向限位叶片结构，其特征在于，所述凹槽的深度至少为3mm。

4.一种轴向限位叶片结构的配置方法，用于轮盘低循环疲劳试验，其特征在于，使用如权利要求1至3任意一项所述的轴向限位叶片结构，所述方法包括：

采用模拟叶片来替代发动机真实叶片，以模拟真实叶片载荷，所述模拟叶片的叶根倒圆与真实叶片叶根倒圆相同，叶片伸根及缘板高度与真实叶片相同，模拟叶片的榫头部分外廓尺寸与真实叶片相同，确保模拟真实叶片在试验过程中对盘体的离心载荷与真实叶片相同；

计算出模拟叶片上的缘板以上叶身体积，以确定叶片叶身高度；

对所述模拟叶片强度的校核，并结合拉伸储备系数确定叶身的截面面积及其限位件的截面面积；

通过有限元软件进行检测，确定应力集中部位是否包括所述限位件；

当所述限位件不为应力集中部位时，仅取封严盘、涡轮叶片及一级涡轮盘进行低循环疲劳试验。

5.根据权利要求4所述的配置方法，其特征在于，所述计算出缘板以上叶身体积，包括：

所述模拟叶片重心高度与真实叶片相同，模拟叶片与真实叶片对涡轮盘离心力的计算公式为：

（1）

其中，m₁为真实叶片质量，m₂为模拟叶片质量，ω为旋转角速度；r为叶片质心半径；

试验件上的模拟叶片数量与真实叶片数量、旋转角速度ω，均与真实叶片相同，并且，模拟叶片榫齿尺寸、伸根高度及缘板高度均与真实叶片相同，可得出：

（2）

其中，ρ₁为真实叶片材料密度，ρ₂为模拟叶片材料密度，V₁为真实叶片体积，V₂₁为模拟叶片缘板以下体积且为已知值，由式（2）计算出缘板以上叶身体积V₂₂的值。

6.根据权利要求5所述的配置方法，其特征在于，所述模拟叶片为平板叶片，结合拉伸储备系数确定叶身的截面面积，包括：

对模拟叶片限位结构进行三维有限元分析，确定出最大应力在榫齿的位置，限位结构及倒圆位置的应力值相对安全，保证模拟叶片在试验过程中不会先于轮盘失效；

叶身截面强度校核，确定平板叶片的叶身的截面面积平均应力拉伸储备系数，并通过质心法确定叶身的空间位置且通过榫齿的尺寸确定叶身的形状，从而形成直叶片，直叶片的面积作为平板叶片的叶身的截面面积；

定义平板叶片的叶身的高度为h₂₂，叶身的截面面积为S₂₂，且满足：

（3）。

7.根据权利要求6所述的配置方法，其特征在于，叶身截面的平均应力拉伸储备系数，满足：

当试验加载的试验温度大于500°C时，叶身截面的平均应力拉伸储备系数大于1.3，当试验加载的试验温度小于或等于500°C时，叶身截面的平均应力拉伸储备系数大于1；

通过榫齿的尺寸所确定的叶身的形状包括了倒角，以考虑应力集中的影响。

8.根据权利要求6所述的配置方法，其特征在于，确定限位件的截面面积，包括：

限位件的截面面积平均应力拉伸储备系数大于等于1.3；

通过质心法确定限位件的空间位置且通过榫齿的尺寸确定叶身的形状，从而形成直叶片，直叶片的截面作为限位件的截面面积。

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